Методика и программы расчета аэродинамических характеристик самолета и выбора его основных параметров тема диссертации и автореферата по ВАК 05.07.01, кандидат технических наук Николаев, Денис Валерьевич

Диссертация и автореферат на тему «Методика и программы расчета аэродинамических характеристик самолета и выбора его основных параметров». disserCat — научная электронная библиотека.
Автореферат
Диссертация
Артикул: 229012
Год: 
2005
Автор научной работы: 
Николаев, Денис Валерьевич
Ученая cтепень: 
кандидат технических наук
Место защиты диссертации: 
Жуковский
Код cпециальности ВАК: 
05.07.01
Специальность: 
Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов
Количество cтраниц: 
116

Оглавление диссертации кандидат технических наук Николаев, Денис Валерьевич

ВВЕДЕНИЕ. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ.

ГЛАВА 1. РАСЧЕТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК НЕСУЩИХ

ЭЛЕМЕНТОВ САМОЛЕТА (МОДЕЛИ).

1.1 Общие положения. Несущие поверхности (крылья) простых форм в плане.

1.2 Расчет несущих свойств крыла (С°).

1.3 Расчет положения аэродинамического фокуса (ХРа).

1.4 Несущая поверхность установлена на фюзеляже.

ГЛАВА 2. РАСЧЕТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА.

2.1 Общие положения. Аэродинамические силы и моменты, действующие на самолет в плоскости его симметрии. Продольная балансировка и статическая устойчивость.

2.2 Расчет несущих свойств и положения аэродинамического фокуса самолета.

2.3 Расчет поляры самолета.

2.4 Описание работы программы «Аэродинамика»:.

2.5 Пример расчета:.

Рис. 2.5.5.

ГЛАВА 3. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА.

3.1. Общие положения. Исходные данные.

3.2. Метод расчета. Алгоритм программы «Выбор параметров» (RFaks).

3.3 Описание работы программы.

3.4 Результаты работы программы.

ГЛАВА 4. ТЕСТИРОВАНИЕ И ПРАКТИЧЕСКОЕ ПРИМЕНЕНИЕ ПРОГРАММ.

4.1. Общие положения.

4.2. Расчет АХ самолета при больших дозвуковых числам М.

4.3. Пересчет АХ самолета «от прототипа.

4.4. Качественный анализ АХ сверхзвукового неманевренного самолета.

4.5. Качественный анализ влияния стреловидности на АХ самолета.:.

4.6. Формирование аэродинамической компоновки самолета.

Введение диссертации (часть автореферата) На тему "Методика и программы расчета аэродинамических характеристик самолета и выбора его основных параметров"

Проектирование самолёта - сложная комплексная инженерная задача, которая в полной мере может быть решена только в специализированных Опытных конструкторских бюро (ОКБ) авиационной промышленности. Задача ЦАГИ - разработка (формирование) аэродинамической компоновки нового самолёта и рекомендация её ОКБ в качестве базы для проектирования. Для того чтобы выбрать аэродинамическую схему самолёта нового поколения, необходимо иметь не только научный и экспериментальный задел по аэродинамике самолетов и их элементов, но и представление о назначении этого самолёта, его допустимых или желательных основных размерах и взлётной массе (весе), потребных лётнотехнических и манёвренных характеристиках (JTT и MX), т.е. нужно знать Требования Заказчика или Техническое Задание (ТЗ) и располагать проспекгными характеристиками рекомендованного двигателя или безразмерными параметрами семейства (или семейств) двигателей. Кроме того, нужно представлять себе уровень технологии производства, вес и параметры бортового оборудования и функциональной нагрузки (технологические коэффициенты). Иными словами, на этапе формирования аэродинамической компоновки необходимо сопоставлять не только аэродинамические характеристики моделей, но и основные параметры самолётов, которые представляется возможным создать на их базе, и (главное) соответствие возможных JIT и MX этих самолётов предварительным ТЗ.

Для непредвзятого сравнения самолётов нужна формализованная методика выбора их параметров, которая при наличии результатов исследований в аэродинамических трубах (АДТ) моделей ряда компоновок, знании безразмерных параметров двигателя и всего, изложенного выше, предоставит пользователю возможность создания «равнопрочного» набора компоновок, каждая из которых обеспечивает выполнение ТЗ и внутренне непротиворечива - т.е. размеры самолёта и его взлётная масса согласованы. Из этих компоновок можно производить отбор - нередко по критериям, возникшим вне аэродинамики.

По тем же причинам при отсутствии или дефиците экспериментальных материалов необходима и формализованная методика расчёта аэродинамических характеристик самолёта "по схеме в трёх проекциях" или метод пересчёта от прототипа, т.е. от аэродинамических характеристик достаточно близкой по геометрии модели (если таковая имеется).

Основные режимы полёта самолёта (взлет, посадка, крейсерский полет, маневр на малых и средних высотах, полёт "по потолкам") соответствуют так называемой линейной области аэродинамики, в которой справедливы следующие основные соотношения:

Су = Суа(а-оо) + Суф.ф, Mz = М2а-(а-ао) + М^-ф + Mzo,

Сх = Схо - ArCy + Аг Су2 или Cx = Cxmin + А2(Су - Су(Сх ™п))2 Это малые углы атаки и углы, соответствующие области максимального аэродинамического качества. Только манёвр с достаточно большими нормальными перегрузками на больших высотах и малых скоростях выводит самолёт из этой зоны. В этих случаях применяют поляру, которая на углах атаки, заметно превосходящих акмах, отходит от классической квадратичной параболы и согласуется с экспериментом.

Подобные методики должны правильно и точно отражать основные зависимости аэродинамических характеристик самолёта от его геометрии, содержать переход от модели к «натуре» и обладать высоким быстродействием.

Всё сказанное определяет необходимость исследований по разработке научно обоснованных "инженерных" методов расчёта аэродинамических характеристик и методов перехода от аэродинамической компоновки к самолёту заданного назначения, выполненного в этой компоновке, и подтверждает актуальность темы диссертации.

В первых двух главах (программа «Аэродинамика») предложена методика, реализованная в виде программы для персонального компьютера (ПК), которая позволяет на основе результатов предварительно выполненных параметрических расчётов по теории несущей поверхности и результатов систематических экспериментальных исследований, обобщённых в виде заданной системы Базовых расчетных сеток исходные данных (БаРС), определить «среднестатистические» аэродинамические характеристики самолёта и его модели в аэродинамической трубе (АДТ), уточнить их с учётом сказанного выше и практически совместить с результатами трубных испытаний при наличии соответствующих дополнительных экспериментальных материалов - в программе задействованы около трёх десятков поправочных коэффициентов настройки. На экран монитора и печать выводятся все основные аэродинамические характеристики самолёта (или модели) - том числе и с учетом балансировки (на заданном режиме) и аэродинамические характеристики его несущих элементов. Экспериментальные обоснования принятых допущений и предпосылок приведены в Приложении.

В третьей главе (программа «Выбор параметров») изложены основы формализованной методики выбора основных параметров самолёта, которая для исследуемой аэродинамической компоновки обеспечивает их увязку в треугольнике «масса - геометрия - аэродинамика» с приоритетными пунктами ТЗ к манёвренному самолёту. В качестве этих пунктов приняты требования по дальности полёта, разгонным характеристикам и по установившейся нормальной перегрузке на заданных режимах полёта. На плоскости «нагрузка на крыло - тяговооружённость» рассматриваются три линии постоянных значений приоритетных требований. На экран монитора и печать для трёх самолётов, каждый из которых удовлетворяет, по крайней мере, двум пунктам ТЗ из трёх, выбранных в качестве приоритетных (пересечение двух линий), выводятся взлётные тяговооружённость и нагрузка на крыло, укрупнённая весовая сводка и плотность компоновки, ЛТ и MX, взлётные и посадочные характеристики, графики, иллюстрирующие зависимости основных характеристик самолёта от взлётной нагрузки на крыло. Для каждой из рассматриваемых аэродинамических компоновок этот переход к самолёту может быть проведен для трех вариантов параметров, определяющих летательный аппарат: при заданном взл&гном весе, заданной суммарной взлетной проспекгной тяге двигателей или заданной площади крыла. Варьируя численные значения параметров аэродинамической компоновки, силовой установки, ТЗ или технологических коэффициентов можно добиться удовлетворения всех трёх приоритетных требований (пересечения трех линий практически в одной точке) и, тем самым, завершить предварительное согласование аэродинамики, силовой установки и ТЗ. Можно ограничиться определением «области существования» -криволинейного треугольника, выделенного тремя линиями - которая часто вырождается в линию между двумя точками пересечения или вообще отсутствует, в случае завышенных требований к возможностям самолёта. В этом случае нужно изменить исходные данные и повторить расчёт.

В четвертой главе (Тестирование программ) приведены примеры, подтверждающие работоспособность предложенных программ и примеры использования методики, изложенной в первых главах, для формирования компоновок манёвренных боевых самолётов. Рекомендованы способы сопоставления возможностей каждого из них с возможностями конкурента или вероятного противника - с помощью имитации воздушного боя или прямых сопоставлений с эталоном. Аэродинамическая компоновка, соответствующая истребителю, который уступает в воздушном бою конкуренту или вероятному противнику, может быть исключена из дальнейшего рассмотрения

В Приложении приведены систематизированные результаты параметрических экспериментальных исследований одной из тематических моделей самолёта с крылом, параметры которого близки по параметрам крыльям современных серийных истребителей. Показано влияние основных геометрических пропорций модели на её аэродинамические характеристики. Эти результаты (наряду с другими) использованы в первой главе работы при корректировке итогов параметрических расчётов по теории несущей поверхности и подготовке базовых расчетных сеток исходных данных.

Методика реализована в виде программ для персонального компьютера. Обе программы — «Аэродинамика» (Aerodynamics) и «Выбор параметров» (RFaks) -написаны в среде визуального программирования «Delphi» (Дельфи) для семейства операционных систем Windows (Win9x, Win2k, Windows XP).

В среде используется язык программирования «Object Pascal».

Среда Дельфи построена на идее визуального способа программирования - готовые компоненты перетаскиваются мышкой на форму - основу программы. Сочетание визуализации программирования, модульная технология конструирования программ, объектно-ориентированные средства программирования, простота и наглядность составления компьютерных программ сделали Дельфи средой быстрой разработки и популярным инструментом для программирования. Каждая из программ, написанных в среде Дельфи, состоит из нескольких модулей - одного головного (он имеет название «program») и нескольких вспомогательных, зависимых от головной программы (они называются «unit»). Разбиение программы на составные элементы является сутью структурного программирования. Модульная структура делает код программы более прозрачным и понятным, позволяет пользователю разрабатывать модули независимо от фирмы и накапливать собственную библиотеку, которую можно в дальнейшем использовать в других программах, как самим автором, так и другими разработчиками.

Полный программный текст любого модуля также имеет свою структуру, которая включает блоки определения констант, внутренних структур описания типов, тексты процедур, функций и др. Исходный программный текст каждого модуля составляется на языке Object Pascal и помещается в отдельный файл (файл имеет расширение .pas, текст основного модуля program имеет расширение .dpr). Начиная с 6-ой версии Дельфи, эти модули можно создавать/редактировать в обыкновенном Блокноте (программа Notepad.exe в операционных системах Win9x, Win2k, Windows ХР), а потом подключать в Дельфи-проект, что делает программирование ещё более гибким и универсальным.

Как объектно-ориентированная среда, Дельфи дает все преимущества работы с классами и объектами. В языке Object Pascal классами называются специальные типы, которые содержат поля, методы и свойства, объединные в единое целое. Класс является законченной структурной единицей, предназначенной для решения отдельной задачи. Обычно такой задачей является задача разрешения некоторого круга сопутствующих проблем.

В программе «Аэродинамика» класс TAerodynamics представляет собой редактор файлов исходных данных, который предназначен для считывания, сохранения и изменения файлов с иходными данными и многого другого. В языке Object Pascal существует около 300 встроенных классов, которые созданы его разработчиками — сотрудниками фирмы Inprise International. Такие классы можно назвать фирменными. Кроме фирменных, при составлении программы пользователь создаёт свои классы, необходимые для решения текущих задач. Они создаются либо неявно, когда программа конструируется визуальными средствами Дельфи, а текст классов при этом автоматически составляет сама Дельфи, либо явно, когда программист сам пишет код класса средствами встроенного языка Object Pascal. К ним относятся программные коды, которые не предусмотрены стандартами аппарата Дельфи, например, обработка оригинальных событий; написание собственных процедур, которые заставляют компьютер выполнять некоторые действия, написание процедур, обеспечивающих групповую обработку ряда повторяющихся или подобных операций, которые могут порождаться методикой решения конкретной задачи.

Новый класс всегда строится на основе другого, существующего и более простого, что поддерживает наследственность - т.е. все методы, события и свойства класса «родителя» наследуются классом-«потомком» («дочерним»).

Объектно-ориентированное программирование позволяет разделить проблему на составные части. Каждая составляющая становится самостоятельным объектом, содержащим свои собственные коды и данные, которые относятся к этому объекту. В этом случае вся процедура в целом упрощается.

За счет повторного использования кода достигается сокращение размера программы (методы объектов одного типа или методы, наследуемые «потомками» от «предков» существуют в единственном экземпляре), самодокументируемость, а значит и большая простота при отладке (объекты описываются в определенном месте программы отдельно от реализации) и обеспечивается простота сопровождения программы. Используя структурное программирование, можно легко создавать и поддерживать программы, содержащие свыше 50000 строк кода.

Образно говоря, Дельфи может быть уподоблена складу интеллектуальных строительных материалов и технологий конструирования многообразных типовых программ, что позволяет автоматизировать множество формальных действий, которые необходимо выполнить при написании любой программы.

Дельфи и Object Pascal с момагга своего появления постоянно совершенствуются вместе с развитием компьютерной техники и операционных систем. С момента начала работы над программами «Аэродинамика» и «Выбор параметров» оперативно появлялись новые версии Дельфи и их промежуточные варианты, в которые разработчики встраивали новые средства удовлетворения возрастающих запросов пользователей. Вместе с изменениями версий Дельфи, эти программы постепенно развивались и переводились на новые среды и «обрастали» новыми инструментариями. В дальнейшем, работа над ними может быть продолжена. Могут быть созданы конвертеры данных из одной программы в другую, выгрузки в другие программы (например, такие популярные для анализа, как пакет MS Office)

При отработке программы «Аэродинамика» и подготовке исходных материалов была использована универсальная система компьютерной математики «Mathcad 2000» -интегрированная система для автоматизации математических расчётов в сочетании с эффективными средствами построения графиков и с поясняющими текстами на русском языке. В текст работы включены результаты применения соответствующих «минипрограмм», которые иллюстрируют методики расчёта, использованные в блоках основных программ, содержат все рабочие формулы и примеры расчётов (страницы светло-жёлтого цвета).

Компоновки самолетов на работу с которыми ориентированы программы «Аэродинамика» и «Выбор параметров» Q д

Базовые элементы моделей, основные результаты исследования которых приведены в Приложении.

Площадь миделя фпзеллжа riJ ' положение носка ЙАХхрила

-SflBS?

• Ыомент от нал. лыва учмтывает-< сл полностью.

U • Подъёмная сила (учитывается . ' !линь частично !- она снимаетск .крыл»м.

У- ЧФункции ) для наллыва, ПГО и ГО. .в обцем случае различны коэффициенты В и Ц,разные.

Saaavotc^ оарам«т*И S(t> омкв. положение носка САХгс

Расчет размерных параметров кесуцей поверхности па заданной плооади S — по заданному размаху { г—- t 12L '

K-^ff rZl'tru-L-l

I А г. — JL л *А з 7 tl 2 s = d* ■

Л "

Необходимые для расчетов геометрические данные

Uy №

Xg'tXjroc

Областьw линейной in\)o аэродат lu Ш mm

О,В

0,5 т

Г xFoc Ш - •■ . / к xf>0 u.l 0 о балансировка при хТ^0,35, <р -О

Гуххрили NACA О 00 06-1,1 30

0 00 08-1,1 SO О 00 12 - 1,1 30 О0015-J,I 30

16

Су* О

Ъсу 0а„

12

Прандтль

Д 1

Крит. к я? \ \е% * \i л' \| \• \ %

-- 1 < \ 12%

• • \\ ft - \/5.% Г 1

0,2 0,4 0,6 0,8 1,0. Число Маха М

-0,24 ■0,20 N

Е .тз

-£1/5 -0,12 -0,08 -0,04

О-ф-0,04 0,08 0,12

Ь=/8% I cfO 1

Мнр vm.l /5 % у 7

3%-

I

4 1

О Q2 0,4 0,6 0,8 1,0 Число Маха М -0,4 -Q2 О . 0.2 Полотенце центра давления %

Изменение положения центра давлении с увеличением числа Мала.

Рис. 0.5

Заключение диссертации по теме "Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов", Николаев, Денис Валерьевич

Основные результаты и выводы.

• Разработана математическая модель, описывающая аэродинамические характеристики самолета сложной компоновки (фюзеляж, крыло, ПГО, ГО, наплывы - все несущие элементы в достаточно широком диапазоне параметров подобия ) Предварительно определены в функции от числа М несущие свойства и аэродинамические фокуса отдельных ее элементов, в частности переднего и хвостового оперений, установленных на фюзеляже, с учетом интерференции, затем все аэродинамические характеристики компоновки при #>=0, не зависящие от центровки - несущие свойства, сопротивление, расположение аэродинамических фокусов и центра давления.

• Разработана методика выбора определяющих параметров маневренного самолета, которая позволяет с помощью прямого расчета «приоритетных» летно-технических и маневренных характеристик для заданных высот и скоростей полета - дальность, скороподъемность, установившаяся нормальная перегрузка - построить линии равных значений этих параметров ТЗ на нескольких плоскостях, каждая из которых характеризует связь двух параметров самолета из числа основных - например, на плоскости , P/q )

• Программа предоставляет пользователю таблицу, в которой сведены приоритетные ЛТ и MX, взлетно-посадочные характеристики и укрупненные весовые сводки самолетов, соответствующих трем точкам пересечения трех расчетных кривых. Перебором параметров можно получить пересечение этих кривых практически в одной точке и, тем самым, завершить задачу.

Практическое значение предложенных программ подтверждается их применением (по мере создания) в повседневной деятельности НИО-2 ЦАГИ по определению перспектив развития маневренных самолетов в нашей стране, по оценке возможных ЛТ и MX серийных, опытных и разрабатываемых зарубежных самолетов и их модификаций.

Достоверность методик обеспечена положенной в их основу линейной теорией, подправленной по результатам эксперимента, в известных границах ее применимости, и подтверждается сопоставлением полученных расчетов с экспериментальными данными и результатами конструкторских проработок.

Публикации по теме диссертации.

1. Николаев ДВ., Оиькова JI.H. «Параметрические исследования аэродинамических компоновок сверхзвукового маневренного самолета нормальной схемы». «Труды ЦАГИ», Москва, выпуск 2666,2005 год.

2. Николаев ДВ. «Анализ влияния параметров крыла на аэродинамические характеристики и ЛТХ самолета». Техника воздушного флота В печати.

3. Аэродинамика, устойчивость, управляемость сверхзвуковых самолетов. Часть II Применение информационных технологий: программ, пилотажных стендов, тренажеров. Научный редактор и составитель Г.С. Бюшгенс Наука, Москва, Физматлит, 2006 г

4. Д.В. Николаев. «Расчёт аэродинамических характеристик и анализ влияния параметров крыла». Техника воздушного флота. В печати.

5. Р.Д. Иродов, ДВ. Николаев. «Формирование облика самолета (Выбор аэродинамической компоновки и основных параметров)». Техника воздушного флота, 2006 г.

6. Николаев Д.В. «Методика и программа выбора аэродинамической компоновки и основных параметров маневренного самолета». XIV Школа-Семинар «Аэродинамика Летательных Аппаратов». Тезисы докладов. 27-28 февраля 2003 года, п. Володарского.

7. Николаев Д.В. Методика выбора параметров маневренного самолета. Конференция «Современные проблемы аэрокосмической науки». I Всероссийская научно-техническая конференция молодых ученых. Тезисы докладов. 1998 год. ЦАГИ.

8. «Разработка методики и программа расчетов параметров сверхзвукового истребителя по результатам аэродинамических испытаний геометрически подобной модели и при заданных характеристиках силовой установки». XLII научная конференция Московского физико-технического института «Современные проблемы фундаментальных и прикладных наук». Тезисы доклада. 26-27 ноября 1999 года, Москва - Долгопрудный, ФАЛТ.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Николаев, Денис Валерьевич, 2005 год

1. Г.С.Бюшгенс, А.А.Гладков, Р.ДИродов, Н.КЛебедь, В.Г.Микеладзе, Л.Н.Онькова и др. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолётов. Научный редактор и составитель академик РАН Г.С.Бюшгенс. Москва. Издательство «Наука», Физматлит 1998.

2. Г.С.Бюшгенс, А.Л.Райх. Устойчивость и управляемость реактивных самолётов. Труды ЦАГИ, 1947,4п.л.

3. Е.ИКолосов, И.ИШкадова, Л.А.Медвежникова. Методы расчёта вертикальных манёвров самолёта. Труды ЦАГИ, 1956.

4. Н.Н.Подсевалов. Материалы систематических испытаний стреловидных крыльев при малых скоростях в аэродинамической трубе Т-102. Технические отчёты ЦАГИ, 1958, 1.75 п.л.

5. Н.Н.Подсевалов. Расчёт характеристик продольной устойчивости сверхзвуковых самолётов при малых скоростях. Технические отчёты ЦАГИ, 1959, 1.5 пл.

6. Р.И.Штейнберг, В.ДЩетинина, О.Ю.Полянский. Влияние толщины профиля на волновое сопротивление изолированного крыла и комбинации крыло-корпус при сверхзвуковых скоростях. Технические отчёты ЦАГИ, 1957,3.5 п.л.

7. М.А.Алексеев, М.Ф.Притуло. Влияние формы профиля на аэродинамические характеристики изолированных крыльев при сверхзвуковых скоростях полёта. Труды ЦАГИ, 1958.

8. Н.К.Лебедь. Исследования по аэродинамике высокоскоростных самолётов. Труды ЦАГИ, 1966

9. Н.Л.Кудрявцева, В.Г.Табачников, М.К.Фурсов. Атлас стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане со сверхзвуковыми кромками. Бюро научной информации ЦАГИ, 1965.

10. Ю.Ю.М.Рогожкин. Определение осреднённого угла скоса потока за поворотными несущими поверхностями, установленными на корпусе. Труды ЦАГИ, 1966., 3.5 п.л.

11. А.В.Петров Расчёт аэродинамического взаимодействия несущих поверхностей. Труды ЦАГИ, Выпуск 2126, 1982.

12. М.Н.Некрасова. Трансзвуковое обтекание корневой области крыла с прямой и обратной стреловидностью. Учёные записки ЦАГИ, том XVI, 1085, №4.

13. Л.Г.Колоколова. Метод обобщённых моделей свойств самолёта для этапа раннего проектирования. ТВФ №5-6. 1995.

14. Р.Д.Иродов, Л. А.Медвежникова. Расчёт взлётной и посадочной дистанций самолёта с высокой тяговооружённостью и эффективными средствами торможения. ТВФ №3-4. 1995.

15. Р.Д.Иродов, Г.А.Федоренко. Особенности интегральных компоновок сверхзвуковых манёвренных самолётов. ТВФ №2-3, 1998

16. Л.А.Курочкин. Исследование аэродинамических характеристик моделей серии «Эльф». ТВФ №2-3.1999

17. Ю.В.Андреев, Р.ДИродов, Л.А.Курочкин. Формирование аэродинамической компоновки истребителя четвёртого поколения МиГ-29. ТВФ №5-6, 2001

18. Дж. Нильсон. Аэродинамика управляемых снарядов. Москва. Оборонгиз. 1957.

19. Г.Крон. Исследование сложных систем по частям Москва. «Наука». 1972.

20. А Кюхеман. Аэродинамическое проектирование самолётов. Москва. Машиностроение. 1983

21. А.И.Калинин. Суммарные и распределённые аэродинамические характеристики изолированных поверхностей при малых дозвуковых скоростях. Труды ЦАГИ, 1973. 31.15 п.л.

22. П.ШСрасилыциков. Практическая аэродинамика крыла (Сборник статей). Издательский отдел ЦАГИ. 1974

23. В.Б Шавров. История конструкций самолётов в СССР. Москва, «Машиностроение», 1978.

24. Р.Т.Джонс. Теория крыла. Москва. Издательство «Мир». 1995.

25. АЛО. Тиммеоя, Н.И.Москвителев, В.А. Тиммеоя. Прикладные методы сравнительной оценки и боевые потенциалы авиационной военной техники. Москва, Издательство «Вооружение. Полигика. Конверсия». 2000.

26. Л.Е.Васильев, В.И.Васильева, В.А.Евстигнеев, А.В. Климин, В.Ф.Самохин. Межконтинентальный деловой сверхзвуковой самолёт Авиационная техника и технология, №3, 2001.

27. B.Etkin Dynamics of Flight. Stability and Control. New Jork, John Wileu and Sons, 1959

28. N.V Voevodenko.Computation of Supersonic and Hupersonic Flow near Complex Configurations. Proc. of 19-th Congress 1С AS, 1994, v.l, p. 406-И12.

Обратите внимание, представленные выше научные тексты размещены для ознакомления и получены посредством распознавания оригинальных текстов диссертаций (OCR). В связи с чем, в них могут содержаться ошибки, связанные с несовершенством алгоритмов распознавания.
В PDF файлах диссертаций и авторефератов, которые мы доставляем, подобных ошибок нет.

Автореферат
200 руб.
Диссертация
500 руб.
Артикул: 229012