Расчет аэродинамических характеристик маневренного летательного аппарата типа «нормаль»

Формат файлов: .docx Word
Теги: Самолёты
Категории: Чертежи проекты / Машиностроительные чертежи

Тип проекта	Курсовой	Кол-во листов (чертежей)
Формат	.docx Word	57

В курсовой работе расчетным путем с привлечением экспериментальных данных получены аэродинамические характеристики летательного аппарата в заданном диапазоне чисел Маха, углов атаки и высоты полета. Эти характеристики являются исходными данными, которые были использованы для определения устойчивости и управляемости летательного аппарата. Определён критический угол атаки αкр = 34° по графику и αкр = 42° расчетное. Найдена степень продольной устойчивости σ_z=-2%. Получен коэффициент аэродинамического качества ЛА для неотклоненных и отклоненных рулей: K=4,84, K=2,68.
В данном курсовой работе были приобретены навыки практического использования знаний по модулю «Аэродинамика» курса «Гидрогазоаэро-динамика» для определения аэродинамических характеристик летательного аппарата
В проекте была выполнена расчетно-пояснительная записка в Word. Она легко редактируется, что позволяет использовать ее в своих целях, как вариант – в качестве шаблона или примера для ваших работ.
 
Содержание расчетно-пояснительной записки:
Введение
1 Выбор размеров частей летательного аппарата
1.1 Фюзеляж
1.2 Изолированное крыло
1.3 Оперение (задние поверхности)
1.4 Центр тяжести
2 Расчёт коэффициента нормальной силы ЛА
2.1 Коэффициент нормальной силы корпуса
2.2 Коэффициент нормальной силы в центре давления изолированных несущих поверхностей
2.3 Коэффициент нормальной силы передних несущих поверхностей 
2.4 Коэффициент нормальной силы задних поверхностей с неотклонёнными  органами управления         
2.5 Коэффициент нормальной силы задних поверхностей с отклоненными рулями 
2.6 Коэффициент нормальной силы летательного аппарата      
3 Расчёт коэффициента осевой силы ЛА
3.1 Профильное сопротивление
3.2 Донное сопротивление корпусов и крыльев
3.3 Волновое сопротивление несущих поверхностей
3.4 Расчет коэффициентов С_Хо, C_Х и аэродинамического качества
4 Расчёт коэффициента момента тангажа
Заключение
Библиографический список
Приложение А 
Приложение Б
 

Целью курсовой работы является приближенный расчет стационарных и основных нестационарных аэродинамических характеристик ЛА заданной аэродинамической компоновки, оценка устойчивости и управляемости в горизонтальном полете при заданной поперечной нагрузке, на основании которых можно заключить о пригодности рассчитываемого ЛА.
Задачи:
1) рассчитать размеры частей ЛА заданной аэродинамической компоновки и выполнить построение схемы ЛА в масштабе;
2) рассчитать при заданном числе М зависимости аэродинамических коэффициентов сопротивления, нормальной силы и момента тангажа от углов атаки и углов отклонения рулей;
3) построить график зависимости СХo= f(M∞) при числах M∞: 0.4, 0.6, 0.8, Mкр, 1.0, 1.2, 1.5, 1.8, 2.0, 3.0; и графики зависимостей CУa = f(α, δ); СХa=f(α, δ); К=f(α, δ); СУa=f(CХa); mz=f(α, δ);
4) с помощью полученных зависимостей: определить балансировочный угол атаки; запас продольной статической устойчивости при балансировке для заданного угла отклонения рулей высоты; определить балансировочное значение коэффициента подъемной силы и коэффициента аэродинамического качества; провести анализ полученных зависимостей.
 
ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, СХЕМА «НОРМАЛЬНАЯ», УГОЛ АТАКИ, КРОМКА, ФЮЗЕЛЯЖ,

Тип проекта	Курсовой	Кол-во листов (чертежей)
Формат	.docx Word	57