Расчет продольной балансировки и летно-технических характеристик вертолета
Расчет мощности, потребной и располагаемой для вращения несущего винта вертолета, летных характеристик на режимах вертикального взлета и полета с горизонтальной составляющей скорости. Часовой и километровый расход топлива в функции скорости полета.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 06.08.2013 |
| Размер файла | 426,7 K |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Министерство образования и науки РФ
Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Курсовой проект
по дисциплине: «Динамика полета вертолета»
на тему: «Расчет продольной балансировки и летно-технических характеристик вертолета»
Выполнил: студент группы 1403
Асатов Р.Р.
Казань 2012
1. Расчет мощности, потребной для вращения НВ
Перед расчетом потребной мощности для каждой из выбранных высот выполним расчет критической скорости полета Vкр, обусловленной срывом потока на отступающей лопасти.
Для заданной высоты полета вначале определяется
где
,
Затем по графику 4.1. определяется ?кр и по формуле Vкр= ?кр вычисляется критическая скорость полета.
Расчетные значения приведем в виде таблицы 1.
Таблица 1.
|
№ |
||||||||
|
1 |
H,м |
0 |
1000 |
2000 |
3000 |
4000 |
5000 |
|
|
2 |
? |
1 |
0,907 |
0,822 |
0,742 |
0,669 |
0,601 |
|
|
3 |
Cт |
0,0104 |
0,0115 |
0,0127 |
0,014 |
0,0156 |
0,0173 |
|
|
4 |
CЮт кр |
0,1234421 |
0,1364985 |
0,1507418 |
0,1661721 |
0,1851632 |
0,2053412 |
|
|
5 |
?кр |
0,4 |
0,38 |
0,32 |
0,28 |
0,24 |
0,2 |
|
|
6 |
Vкр, км/ч |
290,88 |
276,336 |
232,704 |
203,616 |
174,528 |
145,44 |
|
|
Cт/? |
0,1543027 |
0,1706231 |
0,1884273 |
0,2077151 |
0,231454 |
0,2566766 |
||
|
Cт/?•? |
0,027554 |
0,0304684 |
0,0336477 |
0,037092 |
0,0413311 |
0,0458351 |
||
|
С |
258733450 |
258733450 |
258733450 |
258733450 |
258733450 |
258733450 |
Мощность, потребная для вращения несущего винта, вычисляется по формуле
Nn =Nр +Ni +NX,
Профильная мощность
, где
величина находится по графику
Индуктивная мощность
где
, для
, для
Коэффициент индукции НВ I определяется по графику 4.6.
Вредная мощность
где
- определяется по графику 2.
Таблица 2
|
?ф=?+?ф |
?ф=0 |
?ф=? |
||||
|
Получим |
||||||
|
К?ф |
0 |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
|
0 |
1 |
0,98 |
1,04 |
1,2 |
1,85 |
|
|
1000 |
1 |
0,97 |
1,03 |
1,18 |
1,6 |
|
|
2000 |
1 |
0,96 |
1,02 |
1,15 |
1,42 |
|
|
3000 |
1 |
0,95 |
1,01 |
1,12 |
1,36 |
|
|
4000 |
1 |
0,94 |
0,99 |
1,1 |
1,3 |
|
|
5000 |
1 |
0,93 |
0,93 |
1,08 |
1,22 |
Таблица 3 Найдем численные значения
|
mx |
0 |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
|
0 |
0 |
0,0000062 |
0,0000528 |
0,000206 |
0,000751 |
|
|
1000 |
0 |
0,0000062 |
0,0000523 |
0,000202 |
0,000649 |
|
|
2000 |
0 |
0,0000061 |
0,0000518 |
0,000197 |
0,000576 |
|
|
3000 |
0 |
0,0000061 |
0,0000512 |
0,000192 |
0,000552 |
|
|
4000 |
0 |
0,000006 |
0,0000502 |
0,000189 |
0,000528 |
|
|
5000 |
0 |
0,0000059 |
0,0000472 |
0,000185 |
0,000495 |
2. Расчет располагаемой мощности, подводимой к НВ
Степень дросселирования двигателя N в расчете полагаем равной N = 0,9 (номинальный режим).
Относительные изменения мощности двигателя от высоты, скорости полета и температуры воздуха NН,Nv,Nt соответственно, берем из графиков, приведенных на рис. П.4.9. - П.4.11.
Таблица 4
|
N=0,9 |
||||||||
|
H/v/t |
0/0/15 |
1000/50/8 |
2000/100/2 |
3000/150/-4 |
4000/200/-11 |
5000/250/-18 |
/300/ |
|
|
Nн |
1 |
0,92 |
0,86 |
0,78 |
0,72 |
0,65 |
||
|
Nv |
1 |
1,0015 |
1,003125 |
1,00625 |
1,0135 |
1,025 |
1,048 |
|
|
Nt |
1,03 |
1,05 |
1,08 |
1,12 |
1,15 |
1,18 |
Мощность двигателя
NД=NДвзл·N·Nн·Nv·Nt
Таблица 5 Найдем численные значения
|
NД,кВт |
0 |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
|
0 |
290,151 |
290,58623 |
291,05772 |
291,96444 |
294,06804 |
|
|
1000 |
272,1222 |
272,53038 |
272,97258 |
273,82296 |
275,79585 |
|
|
2000 |
261,643 |
262,03542 |
262,46059 |
263,27823 |
265,17514 |
|
|
3000 |
246,0931 |
246,46226 |
246,86216 |
247,6312 |
249,41538 |
|
|
4000 |
233,2476 |
233,59747 |
233,9765 |
234,7054 |
236,39644 |
|
|
5000 |
216,0639 |
216,388 |
216,7391 |
217,4143 |
218,98076 |
Величина Nрв(?)/Nрв(?=0) определяется по графику. Получим.
Таблица 6
|
? |
0 |
0,0688 |
0,1375 |
0,2063 |
0,275 |
||
|
Nрв(?)/Nрв(?=0) |
1 |
0,78 |
0,52 |
0,34 |
0,26 |
Определяем
Rхрв=Rрв/Rнв=0,65/4,04=0,16089
(?R)нв=202
p=mвзл·g/?•R?нв=1360•9,8/3,14•4,04?=260,06
По графику 7. Nхрв(?=0)=0,105
Находим значение
Nрв=Nрв(?=0)•Nрв(?)/Nрв(?=0)
Таблица 6
|
? |
0 |
0,0688 |
0,1375 |
0,2063 |
0,275 |
|
|
Nрв |
0,105 |
0,0819 |
0,0546 |
0,0357 |
0,0273 |
Формула для расчета коэффициента потери мощности на РВ
?рв=1-Nрв
Найдем численные значения
Таблица 7
|
?рв |
0,895 |
0,9181 |
0,9454 |
0,9643 |
0,9727 |
Коэффициент потерь мощности на агрегаты ?=0,93
Найдем суммарный коэффициент использования мощности
??=?•?рв
Определим численные значения
Таблица 8
|
?? |
0,83235 |
0,853833 |
0,879222 |
0,896799 |
0,904611 |
Располагаемая мощность Nр=Nд•??
Таблица 9
|
Nр,кВт |
0 |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
|
0 |
241,5072 |
248,11211 |
255,90435 |
261,83342 |
266,01718 |
|
|
1000 |
226,5009 |
232,69543 |
240,0035 |
245,56416 |
249,48796 |
|
|
2000 |
217,7785 |
223,73449 |
230,76113 |
236,10765 |
239,88035 |
|
|
3000 |
204,8356 |
210,43761 |
217,04664 |
222,07541 |
225,62389 |
|
|
4000 |
194,1436 |
199,45323 |
205,71729 |
210,48357 |
213,84682 |
|
|
5000 |
179,8408 |
184,75921 |
190,56178 |
194,97693 |
198,09241 |
Расчетные значения приведем в виде таблиц
Таблица 10
|
н=0 |
Vкм/ч |
0 |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
|
18 |
Mp/Cт |
0,014 |
0,016 |
0,019 |
0,022 |
0,036 |
|
|
19 |
Np, Вт |
37671,59 |
43053,246 |
51125,73 |
59198,213 |
96869,804 |
|
|
20 |
I |
1,04 |
1,05 |
1,06 |
1,07 |
1,28 |
|
|
21 |
mi |
0,000625 |
0,000467 |
0,000235 |
0,000159 |
0,000143 |
|
|
22 |
Ni, Вт |
161708,41 |
120828,52 |
60802,361 |
41138,619 |
36998,883 |
|
|
23 |
Nx, Вт |
0 |
1604,1474 |
13661,126 |
53299,091 |
194308,82 |
|
|
24 |
Nп, Вт |
199380 |
165485,91 |
125589,22 |
153635,92 |
328177,51 |
|
|
25 |
?? |
0,83235 |
0,853833 |
0,879222 |
0,896799 |
0,904611 |
|
|
26 |
Nv |
1 |
1,0015 |
1,003125 |
1,00625 |
1,0135 |
|
|
27 |
Np, Вт |
241507,18 |
248112,11 |
255904,35 |
261833,42 |
266017,18 |
|
|
н=1000 |
Vкм/ч |
0 |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
|
18 |
Mp/Cт |
0,015 |
0,017 |
0,019 |
0,022 |
0,036 |
|
|
19 |
Np, Вт |
40480,789 |
45878,227 |
51275,666 |
59371,824 |
97153,893 |
|
|
20 |
I |
1,04 |
1,05 |
1,06 |
1,07 |
1,18 |
|
|
21 |
mi |
0,000727 |
0,000571 |
0,000289 |
0,000194 |
0,000161 |
|
|
22 |
Ni, Вт |
170605,99 |
133997,28 |
67819,988 |
45526,22 |
37782,07 |
|
|
23 |
Nx, Вт |
0 |
1454,9617 |
12273,306 |
47403,59 |
152301,63 |
|
|
24 |
Nп, Вт |
211086,78 |
181330,47 |
131368,96 |
152301,63 |
287237,6 |
|
|
25 |
?? |
0,83235 |
0,853833 |
0,879222 |
0,896799 |
0,904611 |
|
|
26 |
Nv |
1 |
1,0015 |
1,003125 |
1,00625 |
1,0135 |
|
|
27 |
Np, Вт |
226500,91 |
232695,43 |
240003,5 |
245564,16 |
249487,96 |
|
|
н=2000 |
Vкм/ч |
0 |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
|
18 |
Mp/Cт |
0,015 |
0,018 |
0,02 |
0,024 |
0,045 |
|
|
19 |
Np, Вт |
40515,33 |
48618,396 |
54020,44 |
64824,527 |
121545,99 |
|
|
20 |
I |
1,04 |
1,05 |
1,06 |
1,08 |
1,14 |
|
|
21 |
mi |
0,000844 |
0,000697 |
0,000352 |
0,000239 |
0,000189 |
|
|
22 |
Ni, Вт |
179500,99 |
148237,19 |
74862,971 |
50830,256 |
40196,311 |
|
|
23 |
Nx, Вт |
0 |
1297,3413 |
11016,767 |
41897,742 |
122503,04 |
|
|
24 |
Nп, Вт |
220016,32 |
198152,93 |
139900,18 |
157552,53 |
284245,34 |
|
|
25 |
?? |
0,83235 |
0,853833 |
0,879222 |
0,896799 |
0,904611 |
|
|
26 |
Nv |
1 |
1,0015 |
1,003125 |
1,00625 |
1,0135 |
|
|
27 |
Np, Вт |
217778,52 |
223734,49 |
230761,13 |
236107,65 |
239880,35 |
|
|
н=3000 |
Vкм/ч |
0 |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
|
18 |
Mp/Cт |
0,016 |
0,019 |
0,022 |
0,024 |
0,054 |
|
|
19 |
Np, Вт |
43003,569 |
51066,738 |
59129,908 |
64824,527 |
145137,05 |
|
|
20 |
I |
1,04 |
1,05 |
1,07 |
1,08 |
1,13 |
|
|
21 |
mi |
0,000976 |
0,000846 |
0,000432 |
0,00029 |
0,000228 |
|
|
22 |
Ni, Вт |
187372,69 |
162415,27 |
82935,455 |
55674,264 |
43771,49 |
|
|
23 |
Nx, Вт |
0 |
1171,0793 |
9829,3873 |
36860,202 |
105973,08 |
|
|
24 |
Nп, Вт |
230376,26 |
214653,08 |
151894,75 |
157358,99 |
294881,62 |
|
|
25 |
?? |
0,83235 |
0,853833 |
0,879222 |
0,896799 |
0,904611 |
|
|
26 |
Nv |
1 |
1,0015 |
1,003125 |
1,00625 |
1,0135 |
|
|
27 |
Np, Вт |
204835,61 |
210437,61 |
217046,64 |
222075,41 |
225623,89 |
|
|
н=4000 |
Vкм/ч |
0 |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
|
18 |
Mp/Cт |
0,017 |
0,02 |
0,024 |
0,031 |
0,056 |
|
|
19 |
Np, Вт |
45904,178 |
54004,916 |
64805,899 |
83707,619 |
151213,76 |
|
|
20 |
I |
1,04 |
1,05 |
1,07 |
1,08 |
1,12 |
|
|
21 |
mi |
0,001148 |
0,001051 |
0,000536 |
0,000361 |
0,000281 |
|
|
22 |
Ni, Вт |
198710,39 |
181920,4 |
92777,675 |
62486,457 |
48639,043 |
|
|
23 |
Nx, Вт |
0 |
1038,5561 |
8689,2524 |
32714,516 |
91392,934 |
|
|
24 |
Nп, Вт |
244614,57 |
236963,88 |
166272,83 |
178908,59 |
291245,74 |
|
|
25 |
?? |
0,83235 |
0,853833 |
0,879222 |
0,896799 |
0,904611 |
|
|
26 |
Nv |
1 |
1,0015 |
1,003125 |
1,00625 |
1,0135 |
|
|
27 |
Np, Вт |
194143,64 |
199453,23 |
205717,29 |
210483,57 |
213846,82 |
|
|
н=5000 |
Vкм/ч |
0 |
50 |
100 |
150 |
||
|
18 |
Mp/Cт |
0,018 |
0,024 |
0,028 |
0,035 |
||
|
19 |
Np, Вт |
48422,327 |
64563,103 |
75323,62 |
94154,525 |
||
|
20 |
I |
1,04 |
1,05 |
1,07 |
1,08 |
||
|
21 |
mi |
0,001341 |
0,001293 |
0,000659 |
0,000443 |
||
|
22 |
Ni, Вт |
208523,9 |
201059,95 |
102473,71 |
68885,97 |
||
|
23 |
Nx, Вт |
0 |
917,44294 |
7339,5435 |
28767,279 |
||
|
24 |
Nп, Вт |
256946,22 |
266540,5 |
185136,88 |
191807,77 |
||
|
25 |
?? |
0,83235 |
0,853833 |
0,879222 |
0,896799 |
||
|
26 |
Nv |
1 |
1,0015 |
1,003125 |
1,00625 |
||
|
27 |
Np, Вт |
179840,79 |
184759,21 |
190561,78 |
194976,93 |
Построим графики
Потребная и располагаемая мощности в функции скорости полета В
Н=0 м, N=0,9
Потребная и располагаемая мощности в функции скорости и высоты полета В
3. Расчет летных характеристик на режиме вертикального взлета
Определяем площадь ометаемой НВ проекции фюзеляжа в плане
Sф.ом=Sф.ом/?·R?нв=0,025/3,14·4,04?=0,000488
Sг.о=Sг.о/?·R?нв=0,61/3,14·4,04?=0,0119
-площадь стабилизатора в плане
?Tг.о=1,38•Sг.о=1,38•0,0119=0,016422
?Tф=0,238•Sф.ом=0,238•0,000488=0,000116
Определим потребное относительное увеличение силы тяги НВ для преодоления аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения
?T=?Tф+?Tг.о=0,000116+0,016422=0,016538
T=1/1-?T=1/1-0,016538=1,0168
Удельная нагрузка на ометаемую винтом площадь
p=mвз•g/?·R?нв=1360•9,8/3,14·4,04?=260
С=0,12- относительная толщина на конце лопасти, при этом Кр=1,11
u?=(?•R)нв/220=202/220=0,92
Удельная мощность, потребная для висения вне влияния воздушной подушки, определяется по формуле
NЮв=0,00374•T•(Кр•u?+0,195•v(p•T/?)) кВт/H
Определим численные значения
Таблица 11
|
? |
1 |
0,907 |
0,822 |
0,742 |
0,669 |
0,601 |
|
|
NЮв |
0,015941 |
0,016544 |
0,017182 |
0,017881 |
0,018625 |
0,019436 |
Рассчитаем вертикальную скорость
Vy=1560•?NЮв/T, м/с
Для этого необходимо определить
NЮд=Nд/mвз•g; ?NЮв=NЮд•??-NЮв
Расчетные значения приведем в виде таблицы 12.
Таблица 12
|
?Tг.о=0,016422 |
?Tф=0,000116 |
?T=0,016538 |
||||
|
Nv=1 |
??=0,83235 |
T=1,0168 |
||||
|
1 |
H,м |
0 |
1000 |
2000 |
||
|
2 |
? |
1 |
0,907 |
0,822 |
||
|
3 |
NЮв, кВт/H |
0,015941 |
0,016544 |
0,017182 |
||
|
4 |
Nн |
1 |
0,92 |
0,86 |
||
|
5 |
Nt |
1,03 |
1,05 |
1,08 |
||
|
6 |
N=1 |
NЮд, кВт/H |
0,0218 |
0,0204 |
0,0196 |
|
|
7 |
взлетный |
?NЮв, кВт/H |
0,002204 |
0,000436 |
-0,00087 |
|
|
8 |
режим |
Vy, м/с |
3,3814 |
0,6689 |
-1,3348 |
|
|
9 |
N=0,9 |
NЮд, кВт/H |
0,01962 |
0,01836 |
0,01764 |
|
|
10 |
номин. |
?NЮв, кВт/H |
0,00039 |
-0,00126 |
-0,0025 |
|
|
11 |
режим |
Vy, м/с |
0,5984 |
-1,9331 |
-3,8356 |
4. Расчет ЛТХ на режимах полета с горизонтальной составляющей скорости
Величина Vymax вычисляется по формуле
Vymax=?nmax/mвз•g;
где
?Nmax=max(Np-Nп);
Расчетные значения приведем в виде таблицы 13.
Таблица 13
|
1 |
H,м |
0 |
1000 |
2000 |
3000 |
4000 |
5000 |
|
|
2 |
?Nmax, кВт |
130 |
108 |
90 |
65 |
40 |
5 |
|
|
3 |
Vc, км/ч |
100 |
100 |
100 |
100 |
100 |
100 |
|
|
4 |
Vymax, м/с |
9,76 |
8,1 |
6,75 |
4,88 |
3 |
0,38 |
Построим график
Основные ЛТХ в установившихся режимах полета (N?=0,9).
Расчет часового Q и километрового q расходов топлива, дальности L и продолжительности Т проводится следующим образом.
Вычисляется степень дросселирования двигателя
N=NД/NДвзл·Nн·Nv·Nt
где
NД=Nп/?? 193 143 171 362
Определяется удельный расход топлива
Ce=Ceo•Ceн•Cev•Cet•CeN
где CeN определяется по графику 12.
Ceн, Cev, Cet по графикам 9.- 11.
Вычисляется
Q=Nп•Ce/??
q=Nп•Ce/??•V
Расчетные значения приведем в виде таблицы 15.
Таблица 15
|
H=0 м |
Nн=1 |
Nt=1,03 |
Ceн=1 |
Cet=1 |
||
|
1 |
Vкм/ч |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
|
2 |
Nп, кВт |
165,486 |
125,589 |
153,636 |
328,178 |
|
|
3 |
?? |
0,853833 |
0,879222 |
0,896799 |
0,904611 |
|
|
4 |
Nv |
1,0015 |
1,003125 |
1,00625 |
1,0135 |
|
|
5 |
N |
0,59 |
0,44 |
0,53 |
1,1 |
|
|
6 |
CeN |
1,19 |
1,34 |
1,25 |
0 |
|
|
7 |
Cev |
1 |
0,999 |
0,995 |
0,99 |
|
|
8 |
Ce,кг/кВт•ч |
0,51408 |
0,578301 |
0,5373 |
0 |
|
|
9 |
Q, кг/ч |
99,63663 |
82,60514 |
92,04808 |
0 |
|
|
10 |
q,кг/км |
1,99 |
0,83 |
0,62 |
0 |
Построим графики:
Часовой расход топлива в функции скорости полета В (Н=0 м).
Километровый расход топлива в функции скорости полета В (Н=0 м).
Из графиков определяем значения для
Qmin=82,6
qmin=0,62
Vэ=100
Vкрейс=150
Вычисляются Ттах и Lmax по формулам:
Tmax=0,85•mт/Qmin=1,97 ч.
Lmax=0,85•mт/qmin=263 км.
Заключение
|
Параметр |
Размерность |
Значение параметра, приведен.в 7 |
Полученное значение |
Расхождение в процентах |
|
|
Скорость максимальная |
|||||
|
Скорость крейсерская |
|||||
|
Скороподъемность max. |
|||||
|
Статический потолок |
|||||
|
Динамический потолок |
|||||
|
Дальность полета |
|||||
|
Километровый расход топлива |
Список литературы
1. СТП КАИ 001-85 ?Отчет о научно-исследовательской работе. Общие требования и правила оформления? Казань, КАИ, 1985.
2. Трошин И.С. Динамика полета вертолета. Учебное пособие. М.: МАИ, 1990. - 192 с.
3. Есаулов С.Ю., Бахов О.П., Дмитриев И.С. Вертолет как объект управления. М., Машиностроение, 1977. 192 с.
4. Шайдаков В.И., Трошин И.С., Игнаткин Ю.М., Артамонов В.Л. Алгоритмы и программы расчетов в задачах динамики вертолетов: Учебное пособие. М.: МАИ, 1984. 53 с.
5. Теория несущего винта. Под ред. д-ра техн. наук А.К. Мартынова. М.: Машиностроение, 1973. 364 с.
6. Вильдгрубе Л.С. Аэродинамика вертолетов. Учебное пособие. М.: МАИ, 1978. 76 с.
7. Статистические данные зарубежных вертолетов, ЦАГИ, обзор № 678, 1988. 431 с.
Размещено на Allbest.ru
...Подобные документы
Краткая характеристика несущего винта вертолета. Определение дальности и продолжительности полета. Подбор оптимальной конструкции лонжерона лопасти несущего винта легкого вертолета, с применением программы виртуального моделирования Solid Works.
дипломная работа [3,4 M], добавлен 01.07.2012Расчет летных характеристик самолета и его скороподъемности. Определение взлетных и посадочных параметров, вычисление дальности и продолжительности полета на заданной скорости. Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения.
курсовая работа [924,1 K], добавлен 19.12.2012Анализ руководства по летной эксплуатации вертолетов с целью выявления ограничений, связанных с аэродинамикой. Характеристика летных ограничений, влияющих на безопасность полета, его особенности в турбулентной атмосфере. Модернизация авиационной техники.
дипломная работа [4,8 M], добавлен 04.02.2016Ознакомление с определением рациональной схемы конструкции вертолета и оптимального распределения материала по ее элементам. Расчет массы, летно-технических характеристик и шасси. Определение параметров амортизатора. Эскизная компоновка и центровка.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 29.10.2014Тактико-технические характеристики самолета Ту-134А. Взлетная и посадочная поляры. Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг. Расчет скороподъемности и максимальной скорости горизонтального полета. Дроссельные характеристики двигателей самолета.
курсовая работа [662,8 K], добавлен 10.12.2013Определение максимально допустимой массы для взлета и посадки вертолета Ми-8, созданного конструкторским бюро М.Л. Миля, предназначенного для перевозки пассажиров и грузов на местных воздушных линиях. Подготовка двигателей к запуску и совершение полета.
реферат [255,9 K], добавлен 08.04.2011История создания и конструкция вертолета Ми-28 - российского ударного вертолета, предназначенного для поражения бронированных целей и огневой поддержки сухопутных войск. Конструкция вертолета CSH-2 Rooivalk. Сравнительный анализ Ми-28 и CSH-2 (AH-2).
курсовая работа [71,4 K], добавлен 05.04.2014Расчет тяги несущего винта и крутящего момента лопасти вертолета. Построение трехмерной модели лонжерона. Применение метода конечных элементов для определения потенциальной энергии деформации и работы внешних сил. Решение задачи устойчивости вертолета.
реферат [2,0 M], добавлен 23.09.2013История создания самолета, его массо-геометрические и летно-технические характеристики. Аэродинамические характеристики профиля RAF-34. Определение оптимальных параметров движения. Балансировка и расчет аэродинамических параметров заданного вертолета.
курсовая работа [1,3 M], добавлен 26.08.2015Расчет работы компрессора, степени понижения и повышения давления в турбине и сопле, расхода топлива и воздуха. Анализ скоростной характеристики турбореактивного двигателя: зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа полета на постоянной высоте.
курсовая работа [2,0 M], добавлен 30.03.2014Расчет видов лобового сопротивления самолета. Определение максимального коэффициента подъемной силы. Построение поляры самолета. Расчет маневренных характеристик. Определение возможности полета на заданной высоте. Расчет времени экстренного снижения.
контрольная работа [391,7 K], добавлен 25.11.2016Истрия создания легкого многоцелевого вертолета W-3 SOKOL в результате переговоров советских и польских специалистов. Выполнение первых испытательных полетов и сертификация. Краткое описание конструкции и летно-технические характеристики вертолета.
реферат [3,9 M], добавлен 28.05.2014Характеристики МиГ-35, история его создания и летные качества. Силовая установка РД-33МК "Морская Оса". Особенности расчета летно-технических характеристик самолета с ТРДД. Термогазодинамический расчет. Рекомендации по усовершенствованию работы двигателя.
контрольная работа [1,1 M], добавлен 06.05.2014Осуществление предварительной и предполетной подготовки членов летных экипажей. Приятие решения на вылет. Расчет количества топлива потребного на полет. Радио-план полета по маршруту до основного аэродрома. Технология выполнения полета по маршруту.
курсовая работа [2,8 M], добавлен 21.09.2023Особенности динамики полета - науки о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических и гравитационных сил. Расчет трасполагаемых тяг, характеристик устойчивости и управляемости самолета. Определение аэродинамической хорды крыла.
контрольная работа [79,2 K], добавлен 14.06.2010Предварительная прокладка маршрута. Расчет безопасных высот, топлива и взлетной массы, навигационных элементов на участках маршрута. Порядок и принципы выполнения полета, предъявляемые к нему требования и процедуры. Особые случаи при совершении полета.
курсовая работа [3,2 M], добавлен 26.10.2014Расчет буксировочного сопротивления и буксировочной мощности судов методом Холтропа. Подбор главной энергетической установки – дизеля. Уточнение характеристик гребного винта при работе с выбранным двигателем и определение достижимой скорости хода.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 04.12.2009Общий вид самолета Ту-154. Построение полетных поляр транспортного судна и кривых потребных и располагаемых тяг. Влияние изменения массы на летные характеристики. Определение вертикальной скорости набора высоты. Расчет границ, радиуса и времени виража.
курсовая работа [443,2 K], добавлен 14.11.2013Общая характеристика самолета АН-124 с двигателями Д-18Т. Построение полетных поляр, кривых потребных и располагаемых тяг. Определение посадочных характеристик в стандартных условиях. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража.
курсовая работа [732,6 K], добавлен 10.02.2014Линии пути, используемые в навигации. Системы отсчета высоты полета, учет ошибок барометрического высотомера, расчет высоты полета. Способы измерения высоты полета. Способы измерения курса. Зависимость между курсами. Навигационный треугольник скоростей.
курсовая работа [1,1 M], добавлен 13.02.2014
