飞机总体设计参数估算
aerscreen估算模式使用教学教程
AERSCREEN估算模式使用说明一、软件简介：
二、预测步骤说明： 1、首先在环保部评估中心重点实验室下载完整的估算模式软件，包括以下内容缺一不可; 报告表项目请忽略2、3两步，直接从第4开始。 2、准备预测区域的50*50km范围的地形数据（地形数据精度要求90m），必须是*.dem 格式，如果不是请转化，可以使用EIAPROA等任何一款软件转换，也可以直接到https://www.360docs.net/doc/9d5080551.html,或者到地理空间数据云网站下载dem文件（要积分，每次5个），下载后放到上述文件夹下，命名不能有中文。如图
3、打开demlist.txt文件，修改dem文件名称跟准备的地形数据名称一致，如下图，然后保存退出； 4、开始估算预测：运行aerscreen.exe，如下图，提示输入标题，预测不需要，自行输入，不要用中文就行； 5、 6、P点源，V体源，A面源（注意只能计算圆形面源，矩形面源要转化为同面积的圆形面源），
7、（点源的）输入源强，注意单位为克/秒，其他单位需要转换。 8、输入排气筒高度 9、输入排气筒内径 10、输入烟气温度，注意单位为K，数值上等于273加上烟气温度（摄氏度）， 11、烟气流速单位选项，选择1，m/s。
烟气流速一般采用烟气量除以排气筒截面积得到（加压排放除外），这个数值一般不超过30。 （矩形面源A）:依次输入源强，排放高度，长度、宽度、初始垂向扩散系数（源高除以2.15），不能考虑地形影响 （圆形面源C）:依次输入源强，排放高度，半径、初始垂向扩散系数，后面同点源。 12、城市和农村选项 13、最小环境距离采用默认值1m，直接回车
飞机总体设计课程设计解析
南京航空航天大学 飞机总体设计报告——150座级客机概念设计 011110XXX XXX
设计要求 一、有效载荷 –二级布置，150座 –每人加行李总重，225 lbs 二、飞行性能指标 –巡航速度：M 0.78 –飞行高度：35000英尺 –航程：2800（nm） –备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。 –起飞场长：小于2100（m） –着陆场长：小于1650（m） –进场速度：小于250 （km/h）
飞机总体布局 一、尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 （一）平尾前、后位置与数目的三种形式 1．正常式（Conventional) 优点：技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。 缺点：机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大 采用情况：现代民航客机均采用此布局，大部分飞机采用的位移布局形式2．鸭式（Canard） 优点：1.全机升力系数较大；2.L/D可能较大；3.不易失速 缺点：1.为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角； 2.前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制 采用情况：轻型亚音速飞机及军机采用 3．无尾式( Tailless ) 优点：1.结构重量较轻：无水平尾翼的重量。 2.气动阻力较小——由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小 缺点：1. 具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失 2. 起飞着陆性能不容易保证 采用情况：少量军机采用 综上所述，采用正常式尾翼布局 （二）水平尾翼高低位置选择 (a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) 高置平尾(e) “T”平尾 选择平尾高低位置的原则 1.避开机翼尾涡的不利干扰：将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。 2.避开发动机尾喷流的不利干扰 综合考虑后，选择上平尾 （三）垂尾的位置和数目 位置 - 机身尾部 - 机翼上部
电动机的选择及运动参数的计算
目录 1．设计任务书 (1) 1．1设计题目 (1) 1．2设计数据 (1) 1. 3设计工作量 (1) 2.电动机的选择及运动参数的计算 (2) 2．1选择电动机容量 (2) 2．2确定电动机的转速 (3) 2．3计算传动装置的总传动比和分配各级传动比 (3) 2．4计算传动装置的运动和动力参数 (4) 3．齿轮的传动设计 (5) 3．1选择材料，确定许用应力 (5) 3．2按齿面接触强度设计 (5) 3．3确定基本参数，计算主要尺寸 (6) 3．4计算齿轮几何尺寸 (6) 3．5校核齿根弯曲疲劳强度 (7) 3．6选择齿轮传动的润滑油粘度、润滑方式 (7) 4．轴的设计 (8) 4．1轴的功率转速扭矩、转速、扭矩 (8) 4．2初步估算轴径 (8) 4．3轴的结构设计 (8) 4．4按弯扭合成强度校核轴径 (9) 5．滚动轴承的选择及验算 (13) 6．键的选择计算 (13) 7．减速器的结构尺寸计算 (14) 7．1箱体的设计 (14) 8．润滑油及润滑方式的选择 (17) 8．1齿轮的润滑 (17) 8．2轴承的润滑 (17) 8．3润滑油的选择 (17) 8．4密封方法的选取 (17) 9．设计小结 (18) 参考文献 (19)
电动机的选择及运动参数的计算 按已知工作条件要求和条件选用Y 系列，一般用途的全封闭自扇冷式笼型三相异步电动机。 一、选择电动机容量 工作机所需功率P ω 1000F P kW ωωωω υη= = 式中F ω=2500N ωυ=1.5m/s 工作机的效率ωη=0.94～0.96 对皮带输送机取 η=0.94带入上式，得 P 工作 =FV/1000η=3。99KN 电动机的输出功率0P 0P P η = 式中η电动机至滚筒的传动装置总效率 3.900.9950.98 3.76 II I P P ηη ==??=滚 齿 1η-----带传动效率 2η-----齿轮传动效率 3η-----滚动轴承的效率 4η-----联轴器的效率 5η-----运输机平型带传动效率 取带传动效率0.96 齿轮传动效率滚动轴承的效率0.98 联轴器的效率0.97 运输机平型带传动效率0.98 η总=η带×η2轴承×η齿轮×η联轴器×η滚筒 =0.96×0.982×0.97×0.99×0.96 =0.85
估算模式手册
估算模式用户手册 1、估算模式 AERSCREEN是AERMOD的估算模式，可计算点源、火炬源、面源、和体源的最大地面浓度，以及下洗和岸边熏烟等特殊条件下的最大地面浓度。估算模式中嵌入了多种气象组合条件，不需要输入气象条件便可保守的估算某一污染源对环境空气质量的最大影响，即给出不同下风距离处的最大落地浓度。此模式主要用于确定评价工作级别，估算出的地面浓度大于等于采用AERMOD模式用全部的气象数据和地形数据计算出的浓度。 2、模式获取 估算模式的Readme、源代码、执行文件、用户手册以及技术文件可到国家环境保护总局环境质量模拟重点实验室网站下载。 3、数据需求 数据需求视计算内容而定。下面给出各种源强数据需求。 3.1 点源数据 点源排放速率(g/s)，烟囱几何高度(m)，烟囱出口内径(m)，烟囱出口处烟气排放速度(m/s)，烟囱出口处的烟气温度(K)。 3.2 面源数据 面源排放速率(g/(s.m2))，排放高度(m)，长度(m)(矩形面源较长的一边)，宽度(m)( 矩形面源较短的一边)； 3.3 体源数据 体源排放速率(g/s)，排放高度(m)，初始横向扩散参数(m)，初始垂直扩散参数(m)，体源初始扩散参数的估算见表 3.1，烟囱出口处周围环境温度(K)，计算点高度(m)。 表3.1 体源初始扩散参数的估算 源的类型 初始横向扩散参数 初始垂直扩散参数 地面源（he～0） σ y0=源的横向边长/4.3 σ z0 =源的高度/2.15
在建筑物上或邻近建筑物的源（he＞0） σ y0 =源的横向边长/4.3 σ z0 =建筑物高度/2.15 有地形高度的源，但不在 建筑物上或邻近建筑物的源（he＞0） σ y0 =源的横向边长/4.3 σ z0 =源的高度/4.3 3.4 建筑物的下洗 建筑物高度（m），建筑物宽度（m），建筑物长度（m）。 3.5 岸边熏烟 排放源到岸边的最近距离（m）。 3.6 其他 计算点高度（m），风速计的高度（m）。 4、SCREEN3筛选模式使用说明 4.1 操作方法（以点源为例）： 在SCREEN3筛选模式所在的文件目录中，直接点击应用程序SCREEN3，然后根据提示符，选择相应的参数。 （1）ENTER TITLE FOR THIS RUN(UP TO 79 CHARACTERS)输入项目名称（最多79个字符）； （2）ENTER SOURCE TYPE AND ANY OF THE ABOVE OPTIONS按照上面选项选择源的类型（P点源、F火炬源、A面源、V体积源）； （3）ENTER EMISSION RATE输入源强排放速率（g/s）; （4）ENTER STACK HEIGHT烟囱高度（m）; （5）ENTER STACK INSIDE DIAMETER烟囱内径（m）; （6）ENTER STACK GAS EXIT VELOCITY (DEFAULT)烟气排放速度（m/s）(缺省选项) ; （7）ENTER STACK GAS EXIT TEMPERATURE烟气排放温度（k）; （8）ENTER AMBIENT AIRTEMPERATURE烟囱出口处的环境温度（k）; （9）ENTER RECEPTOR HEIGHT ABOVE GROUND计算点的高度（m）； （10）ENTER URBAN/RURAL OPTION (U=URBAN,R=RURAL)输入城市
(整理)参数估计方法.
第七章 参数估计 第一节 基本概念 1、概念网络图 {}???? ??? ?? ???????????????????→??????单正态总体的区间估计区间估计一致性有效性无偏性估计量的评选标准极大似然估计矩估计点估计从样本推断总体
2、重要公式和结论
例7．1：设总体),(~b a U X ，求对a, b 的矩估计量。 例7．2：设n x x x ,,,,21 是总体的一个样本，试证 （1）;21 10351321x x x ++= ∧ μ （2）;12541313212x x x ++=∧μ （3）.12 143313213x x x -+=∧μ 都是总体均值u 的无偏估计，并比较有效性。 例7．3：设n x x x ,,,,21 是取自总体),(~2 σμN X 的样本，试证 ∑=--=n i i x x n S 1 22 )(11 是2 σ的相合估计量。
第二节 重点考核点 矩估计和极大似然估计；估计量的优劣；区间估计 第三节 常见题型 1、矩估计和极大似然估计 例7．4：设0),,0(~>θθU X ，求θ的最大似然估计量及矩估计量。 例7．5：设总体X 的密度函数为 ?????≥=--. , 0,1)(/)(其他μθ θμx e x f x 其中θ>0, θ,μ为未知参数，n X X X ,,,21 为取自X 的样本。试求θ,μ的极大似然估计量。 2、估计量的优劣 例7．6：设n 个随机变量n x x x ,,,21 独立同分布， ,)(11,1,)(1 22 12 1∑∑==--===n i i n i i x x n S x n x x D σ 则 （A ）S 是σ的无偏估计量； （B ）S 是σ的最大似然估计量； （C ）S 是σ的相合估计量； （D ）x S 与2 相互独立。 例7．7：设总体X 的密度函数为 ?????<<-=, , 0,0),(6)(3 其他θθθx x x x f n X X X ,,,21 是取自X 的简单随机样本。 （1） 求θ的矩估计量∧ θ；
飞行器设计与工程专业(卓越工程师)培养方案
飞行器设计与工程专业（卓越工程师）2017级本科培养方案一、专业简介 飞行器设计与工程专业依托航空宇航科学与技术学科及力学学科，将无人机、通用航空飞机、民用航空飞机、战斗机等飞行器作为重点对象，具有突出的专业特色。现具有专职教师9名，其中副教授2名，讲师7名，硕士生导师5名。近年来，完成多项省、市、国家级科研课题，完成航天科技集团、航天科工集团、中国商用飞机有限公司等重点专项课题，建立航空航天工程学部“创新飞行器设计实践基地，学生在实践基地完成创新型飞行器设计、制造和控制仿真等实践工作。 本专业注重工程教育与工程训练相结合，注重对学生创新精神和实践能力的培养，特别是在加强学生工程实践能力和综合能力培养方面取得了很好的实效，得到有关用人单位的高度评价。多年来招生和就业情况良好。 二、培养目标及服务面向 培养适应社会主义现代化建设和国家战略性航空航天产业迅猛发展需要的德、智、体、美等全面发展，具备较好的数学、力学基础知识和航空航天工程基本理论，具有较强的工程实践能力、技术创新意识、工程管理能力和综合素质的高级工程技术人员和研究人员。 毕业生应掌握空气动力、飞行器总体设计、强度分析、结构设计和飞行力学等方面的专业知识，熟悉间飞行器设计与制造相关领域的新技术，能够在航空航天企业、民航部门、科研院所、通用航空及相关领域中从事科研、设计、制造和开发等高级工程技术和管理方面的工作。 三、培养要求 1、具有较强的社会责任感、较好的人文素养和良好的职业道德，健全的人格和健康的体魄； 2、具有从事领域工作所需的自然科学知识和社会科学知识； 3、系统地掌握本专业领域宽广的基础知识，掌握飞行器设计基础、力学基础、机械设计、自动控制原理、电工与电子技术等方面的基础理论。 4、掌握本专业领域内所需的飞行器设计的空气动力、强度分析、结构设计和
X射线机暴光参数计算法
X射线机曝光参数计算法 基本参数确定 一、以透照厚度为准：单壁单影=T；双壁单影或双壁双影=2T 1、≤10mm时，1mm相当于5KV； 2、10~20mm时，1mm相当于6.2KV； 3、21~30 mm时，1mm相当于9KV； 4、31~40 mm时，1mm相当于12KV； 二、焦距 焦距每增加或者减少100mm，电压增大或者减少10KV。 三、时间 1分钟=25KV 三、X射线机曝光参数为（基数）： 透照厚度T=8mm时，电压170KV，时间为1分钟。 四、X射线机焦点到窗口的距离 XXQ 2005 120 mm XXQ 2505 150 mm XXQ 3005 170 mm 五、计算方法 1、当透照厚度增加或者减少1 mm时，电压变化按（一）中各变化范围执行； 2、当焦距每增加或者减少100mm时，压变化按（二）中执行； 3、时间每增加或者减少1分钟，电压增加或者减少25KV； 例：计算φ219*14管焊口的曝光 第一步：确定所用X射线机型号，XXQ 2505或者XXQ 3005型； 第二步：计算焦距-----219+150=369 mm或者219+170=389 mm 第三步：确定焦距和电压变化量，我们一般以X射线机曝光正常基数为准，即600 mm；这里φ219*14的焦距为219+150=369 mm或者219+170=389 mm，比基数600 mm缩短231 mm或者211 mm，那么电压就应该减去23.1KV或者21.1KV。 第四步：计算透照厚度变化时，电压变化量，我们基本厚度是8 mm，现在透照厚度是 14×2=28 mm。这样比基本厚度8 mm增加20mm，根据（一）中4参照，电压补偿量为： 20 mm×8KV=160KV。因为基数是170KV，故正常曝光参数为：170KV+160KV－23.1KV=306.9KV 或者170KV+160KV－21.1KV=308.9KV，时间1分钟。 第五步：因为1分钟=25KV，在此基础上计算XXQ 2505或者XXQ 3005型的曝光参数： 1、XXQ 2505：用240KV拍片，其时间为（306.9 KV－240 KV）÷25KV/分钟=2.68 分钟；这里2.68分钟是在原来1分钟基础需要补偿的2.68分钟，故还应加上基础1分钟， 即正常曝光时间为2.68分钟+1分钟≈4分钟
飞机总体设计课程设计报告
国内使用的喷气式公务机设计 班级： 0111107 学号： 011110728 姓名：于茂林
一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度： 0.6 - 0.8 M 最大航程： 3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度M 起飞场长m 着陆场长m 航程km 最大起飞重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300
2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。
LOGIT模型参数估计方法研究_金安
第4卷第1期2004年2月 交通运输系统工程与信息 Jo ur nal of T r anspo rt atio n Sy stems Eng ineer ing and Infor matio n T echno lo gy Vo l.4No.1Febr uar y 2004 文章编号:1009-6744(2004)01-0071-05 LOGIT 模型参数估计方法研究 金 安 (广州市规划局交通研究所,广州510030) 摘要: 离散选择模型,特别是L OG IT 模型在交通需求模型建立过程中,应用非常广泛,许多实际的交通政策问题都涉及到方式选择,然而L OG IT 模型的建立非常困难,尤其是效用函数及参数估计.本文重点就L O GIT 模型参数估计的有关问题进行讨论,特别是运用统计方法如何对效用函数的变量进行选取及比较不同形式效用函数. 关键词: L O GI T 模型;参数估计;t 检验;似然率检验中图分类号: N 945.12 On Methodology of Parameter Estimation in L OGIT Model JIN An (Instit ute o f T r aspo r tatio n,G uang zho u P la nning Bur eau,Guang zho u 510030,China ) Abstract : Disagg reg ate choice mo del ,especially L O GIT m odel ,hav e been used w idely in dev elo pment of tr avel demand mo del ,many pr actical tr anspor tation policy issues ar e concerned w ith mode choice.But pro cedure o f development of L OG IT mo del is difficult,especially mo del calibr atio n and for m of utility functio n.T his paper discuss r elat ional pr oblems o n development of L OG IT model,P articular emphasis is placed o n pr actical pr ocedur es for selection the co rr ect ex planato ry var iables and on compar ing differ ent ver sions of utility functio n using st atistical metho ds.Keywords : L OG IT mo del;par ameter est imation;t -test;likeliho od test CLC number : N 945.12 收稿日期:2003-11-24 金安:广州市规划局交通研究所工程师,工学硕士.研究方向为交通规划及交通需求模型. 1 引 言 实践过程中,LOGIT 模型效用函数不可能预先知道,模型师在建立LOGIT 模型最初阶段几乎没有效用函数任何信息,最多认为在效用函数中会有哪些可能的变量,但也不能确定所有的变量是否都需要,更不可能知道哪些变量需要进行函数变换或效用函数参数的具体数值是多少.这些问题只有通过拟合合适的观测数据,并检验这些模型来确定哪一个最能够描述观测数据.本文主要介绍拟合和测试LOGIT 模型方法. 2 数据的要求 估计和检验过程的第一步是选择合适的观测数据,用于建立LOGIT 方式选择模型所需的数据有: (1)对个体实际方式选择行为的观测.例如, 要建立工作出行方式选择模型,需要对上班出行者方式选择进行观测的数据. (2)所有被选择和没有被选择方式的相关属性值.这些属性可能作为模型中的变量.例如,假设总出行时间被认为是模型中的一个变量,则对于样本中每一个个体而言,所需数据包括每一种可能方式的总出行时间.如果属性数据仅包含被选择方式,LOGIT 模型就不能建立. (3)任何可能作为变量的个体属性值.例如,汽车拥有水平,则需要样本中每个个体家庭汽车拥有水平数. 3 模型的设定 所需数据收集后,下一步工作是设定一种或多种效用函数形式.设定步骤包括确定效用函数中变量、属性的函数变换以及效用函数的形式.这个步
齿轮各参数计算方法
齿轮各参数计算方法 1、齿数Z 闭式齿轮传动一般转速较高，为了提高传动的平稳性，减小冲击振动，以齿数多一些为好，小一些为好，小齿轮的齿数可取为z1=20~40。开式（半开式）齿轮传动，由于轮齿主要为磨损失效，为使齿轮不致过小，故小齿轮不亦选用过多的齿数，一般可取z1=17~20。为使齿轮免于根切，对于α=20度的标准支持圆柱齿轮，应取z1≥17 2、模数m 齿距与齿数的乘积等于分度圆的周长，即pz=πd。为使d为有理数的条件是 p/π为有理数，称之为模数。即：m=p/π 模数m是决定齿轮尺寸的一个基本参数。齿数相同的齿轮模数大，则其尺寸也大。
3、分度圆直径d 齿轮的轮齿尺寸均以此圆为基准而加以确定，d=mz 4、齿顶圆直径da和齿根圆直径df 由齿顶高、齿根高计算公式可以推出齿顶圆直径和齿根圆直径的计算公式： da=d+2ha df=d-2hf =mz+2m=mz-2×1.25m =m(z+2)=m(z-2.5) 5、分度圆直径d 在齿轮计算中必须规定一个圆作为尺寸计算的基准圆，定义：直径为模数乘以齿数的乘积的圆。实际在齿轮中并不存在，只是一个定义上的圆。其直径和半径分别用d和r表示，值只和模数和齿数的乘积有关，模数为端面模数。与变位系数无关。标准齿轮中为槽宽和齿厚相等的那个圆（不考虑齿侧间隙）就为分度圆。标准齿轮传动中和节圆重合。但若是变位齿轮中，分度圆上齿槽和齿厚将不再相等。若为变位齿轮传动中高变位齿轮传动分度圆仍和节圆重合。但角变位的齿轮传动将分度圆和节圆分离。 6、压力角αrb=rcosα=1/2mzcosα 在两齿轮节圆相切点P处，两齿廓曲线的公法线（即齿廓的受力方向）与两节圆的公切线（即P点处的瞬时运动方向）所夹的锐角称为压力角，也称啮合角。对单个齿轮即为齿形角。标准齿轮的压力角一般为20”。在某些场合也有采用α＝14.5°、15°、22.50°及25°等情况。
飞机降落曲线课程设计
中北大学理学院 课 程 设 计 题目：飞机降落曲线绘制 课程：数值分析
成员：1408024133 邢栋 1408024129 肖锦柽 目录 一．飞机降落问题介绍 (3) 二、问题分析 (4) 三．实验方法： (5) 方法一（多项式求解） (5) I思路 (5) II程序 (5) III运行结果 (6) IV图像 (6) 方法二（Hermite差值法） (7) I思路 (7) II程序 (7) III运行结果 (7) IV图像 (8) 四．实际案例： (8) 五．设计总结： (9) 六．心得体会： (10)
二．问题分析： 在研究飞机的自动着陆系统时,技术人员需要分析飞机的降落曲线.根据经验,一架水平飞行的飞机,其降落曲线是一条三次抛物线,已知飞机的飞行高度为1000m，开始降落时距原点的横向距离为12000m飞机的着陆点为原点O，且在整个降落过程中，飞机的水平速度始终保持为常数540km/h. 飞机降落图像有：
由此，我们假定降落曲线方程为：且该曲线方程满足已知条件
三．实验方法： 1.方法一（多项式求解）: I思路.运用多项式求解方程组（Gauss），即将四个已知条件代入一般三次曲线方程中，得出关于a,b,c,d的新的方程组： II程序.在MATLAB中编写M文件如下： A=[12000^3,12000^2,12000,1;3*12000^2,2*12000,1,0;0 0 1 0;0 0 0 1]; b=[1000;0;0;0]; x=inv(A)*b y=poly2sym(x') x=0:12000; y=vectorize(y) y=eval(y);
150座客机总体设计毕业设计论文
南京航空航天大学课程作业题目150座客机总体设计负责人杨天鹏 负责人学号011110715 学院航空宇航学院 专业飞行器设计与工程 班级0111107 指导教师罗东明讲师 二〇一四年十一月
150座客机总体设计 摘要 本课程作业根据设计要求与适航条例进行了150座客机的总体设计，完成了包括全机布局设计，机身外形初步设计，确定主要参数，发动机选择等工作。实践了飞机总体设计的课程相关内容，为进一步进行飞机总体设计课程设计打下基础。 关键词：150座，客机，总体设计
目录 摘要 (ⅰ) 第一章设计要求 (1) 第二章全机布局设计 (2) 2.1 设计要求 (2) 2.2 飞机布局形式设计 (2) 2.3 飞机平尾设计 (3) 2.4 飞机机翼设计 (3) 2.5 机翼位置设计 (4) 2.6 发动机设计 (4) 2.7 起落架设计 (6) 2.8 小结 (6) 第三章机身外形初步设计 (7) 3.1 机身设计要求 (7) 3.2 中机身设计 (7) 3.3 前机身设计 (9) 3.4 后机身设计 (12) 3.5 小结 (12) 第四章飞机主要参数的确定 (13) 4.1飞机重量的估算 (13) 4.2 翼载荷与推重比设计 (15) 4.3 小结 (16) 第五章发动机设计 (18) 5.1 发动机设计要求 (18) 5.2 发动机类型的选择 (18) 5.3 发动机型号选择 (20) 组内分工 (21)
参考文献 (22) 致谢 (23)
第一章设计要求 要求设计150座民用客机，指标如下： （1）有效载荷：每人重75kg，每人行李总重20kg，机组7人，每人重85kg （2）巡航速度：Ma0.8 （3）飞行高度:35000英尺－41000英尺（10.668 km－12.4968km） （4）航程：5500km （5）备用油规则：5%任务飞行用油+ 1500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油 （6）起飞场长：小于2200m （7）着陆场长：小于1700m （8）进场速度：70m/s 要求经济性高，安全性高，符合客户需求。
基于短时谱分析的SISAR运动参数估计及侧影像定标
第３７卷第４期２００７年７月 航空计算技术 如翔腿ｕ血越Ｃｏ珂ｐ“ｔｉｎｇＴｅｃｌｌＩｌｌｑｕｅ Ⅷ３７Ｎｏ．４ Ｊｕｌ２００７ 基于短时谱分析的ＳＩｓＡＲ运动参数估计及侧影像定标 张卫娥，赵永波，杨莉 （西安电子科技大学雷达信号处理国家重点实验室，陕西西安７ｌ００７１） 摘要：针对解目标运动参数、多普勒频率和角度之问的非线性方程运算量大且极易陷入局部极值 的问题，提出一种估计阴影逆合成孔径雷达（ｓＩｓＡＲ）目标运动参数的新方法。该方法通过短时谱分 析与抽取叠代相结合，提高了估计精度，减少了运算量。在对目标侧影像进行定标时，利用恢复的 侧影轮廓中线相位的差分均值消除目标相对于雷达的非线性转动引起的附加相位，获得几乎不受 目标运动参数影响的侧影轮廓中线的高度和长度。仿真验证了所提方法的可行性。 关键词：短时谱分析；多普勒频率；侧影像定标；相位差分 中圈分类号：ＴＮ９５７．５２文献标识码：Ａ文章编号：１６７１＿６５４ｘ（２００７）０４册７７Ｄ５ 引言 阴影逆合成孔径雷达（ｓＩｓＡＲ）是双基地前向散射栅栏雷达的一种，当目标穿越雷达波束时，利用目标与雷达之间的相对转动产生的目标不同部位的微小多普勒频率差，通过频谱分析形成目标的多普勒频率像，称为目标的复侧影像，经过变换后，可以获得包含目标侧影轮廓高度差信息的目标侧影像和包含侧影轮廓中线信息的侧影轮廓中线相位，其中目标倾喙；像的各个分辨单元的幅度只具有相对的散射能量概念，而目标侧影轮廓中线相位在已知俯仰角的情况下可以获得目标侧影轮廓中线的实际尺寸。虽然我们不能获知目标侧影像的实际高度信息。但是可以通过目标运动参数的计算对目标侧影像进行定标，即获取目标侧影轮廓的长度。目标运动参数与目标的多普勒频率和水平角之间存在非线性关系。为此本文在分析有关文献［１，２］的基础上，在获取目标的俯仰角和水平角的条件下，给出基于瞬时多普勒频率估计的目标运动参数估计的方法，并对目标侧影像和目标侧影轮廓中线相位进行定标。 １ｓＩＳＡＲ成像原理 ＳＩＳＡＲ几何配置如图ｌ所示。辐射源置于坐标系（ｚ，ｙ，。）的原点０，接收点在坐标系横轴日（２，ｏ，Ｏ）处。坐标系（｝。ｑ，ｆ）与坐标系（ｚ，ｙ。。）对应轴相互平行，其原点为目标的中心点Ｐ。假设目标以速度ｙ与＊轴成角度毋，在基线０曰附近做匀速直线运动，它与基线的交点到原点。的距离为‰，目标穿越基线时的坐标为（ｗ。，‰，知）。在图１坐标系中有如下关系式 丘（ｔ）＝ｏｐ（ｗ）ｅｘｐ［ｊ詈（号＋ｔ）２ｈ（１）Ｑ２嚣》（舭ｊ纾磊）（２） ７＝２仔俨ｓｉｎ２啦（３）矗（，７）＝ｆｓ，（ｆ，口）“ｐ（ｊ仃ｆ＋ｊ２仃＝一ｆ）ｄｆ＝ 名 ｃ（∞）＋＾（们／２ ｆｅｘｐ（ｊ仔ｆ２）ｅｘｐ（ｊ＾∞ｆ）凹（４） 围１ＳＩＳＡＲ雷选殛目标的几何关系示意圈 式中‘＝（≈２＋广＋，）“２，ｒ，＝（（ｆ—ｚ）２＋２２＋ｙ２）…２，铲∽∽１”，ｎ一序矗弓＝雩，ｔ＝譬，ｚ为基线长度，＾（田），ｃ（，７）分别”为对应的侧影轮廓上下边沿的高度差及其中线高度坐标，“。＝ｚ０／（（２一吒）％）。式（１）一（４）就是接收点获得的运动目标的全息 收稿且期：２００７ｍ∞修订日期：２００７舾之８ 作者筒介：张卫娥（１９８２－）．女，河北石家庄人，硕士研究生．研究方向为雷达慨影成像研究。 万方数据
电机参数计算方法
我设定的自制马达规格如左：使用7.4V 1600mA锂电池，耗电在7A以内(马达功率约50W，电池放电系数约4.4C)，采用直驱或减速皆可。 以上述条件，无刷马达应采用△接线铜损较小(因线电流=√3*相电流，故马达内线圈电流会较小，以相同的线径来说，铜损自然较小)。 我是采用AWG #28号线(直径0.32mm)，每相每极绕21圈，采用△接线，使用7.4V 1600mA 锂电池。 以直驱测试，其数据如下： 螺旋桨测量转数(RPM) 测量电池电流(A) 测量马达线电流(A) 换算马达相电流(A) 计算功率(W) 4040 15000 6.2A 3.6A 2.1A 45W 5025 13000 7.4A 4.3A 2.5A 55W 以减速组测试(58/18=3.2)，其数据如下： 螺旋桨测量螺旋桨转数(RPM) 换算马达转速(RPM) 测量电池电流(A) 计算功率(W) 7060 6250 20000 4.2A 31W 8060 5500 17600 6.2A 46W 9070 5000 16000 7.4A 55W 无刷马达/有碳刷马达效能计算 扭力常数: Kt=Kb x 1.345 Kt=1345 / kv 消耗电流: I = [V-(Kb x kRPM)] / Rm I = [V-(RPM / kv)] / Rm 输出扭力: J = (Kt x I) - (Kt x Inl) 每分钟转速: kRPM = (V - RmI) / Kb kRPM = (V - RmI) x kv / 1000 输出功率: Po = (J x RPM) / 1345 消耗功率: Pi = V x I 马达效率: Eff = (Po / Pi) x 100 最高效率电流: Ie max = Sqrt [(V x Inl) / Rm] 符号定义: Eff = 效率 I = 消耗电流值 Iemax=发挥最高效率之电流量 Inl = 无负载量测电流值 J = 扭力(oz-in) Kb = 电压常数(Volt / 1000 RPM) Kt = 扭力常数(oz-In / A) Pi = 消耗功率(Watts) Po = 机械输出功率(Watts) Rm = 马达内阻 RPM = 每分钟转速 V = 电压
非线性模型参数估计方法步骤
EViews非线性模型参数估计方法步骤 1.新建EViews工作区，并将时间序列X、P1和P0导入到工作区； 2.设定参数的初始值全部为1，其方法是在工作区中其输入下列命令 并按回车键 param c(1) 1 c(2) 1 c(3) 1 c(4) 1 3.估计非线性模型参数，其方法是在工作区中其输入下列命令并按 回车键 nls q=exp(c(1))*x^c(2)*p1^c(3)*p0^c(4) 4.得到结果见table01（91页表3. 5.4结果）（案例一结束） Dependent Variable: Q Method: Least Squares Date: 03/29/15 Time: 21:44 Sample: 1985 2006 Included observations: 22 Convergence achieved after 9 iterations Q=EXP(C(1))*X^C(2)*P1^C(3)*P0^C(4) Coefficient Std. Error t-Statistic Prob. C(1) 5.567708 0.083537 66.64931 0.0000 C(2) 0.555715 0.029067 19.11874 0.0000 C(3) -0.190154 0.143823 -1.322146 0.2027 C(4) -0.394861 0.159291 -2.478866 0.0233 R-squared 0.983631 Mean dependent var 1830.000 Adjusted R-squared 0.980903 S.D. dependent var 365.1392 S.E. of regression 50.45954 Akaike info criterion 10.84319 Sum squared resid 45830.98 Schwarz criterion 11.04156 Log likelihood -115.2751 Hannan-Quinn criter. 10.88992 Durbin-Watson stat 0.672163 （92页表3.5.5结果）（案例二过程） 5.新建EViews工作区，并将时间序列X、P1和P0导入到工作区；
PMP项目管理：项目成本管理练习题1
PMP项目管理：项目成本管理练习题１ 1 三个最常用的项目成本估算模式是 A．数学模拟order of magnitude参数法parametric及预算budget B．参数法parametric确定的definitive及自上而下法top down C．数学模拟order of magnitude确定的definitive及自下而上法bottom up D．数学模拟order of magnitude预算budget及确定性的definitive 2 预算成本及实际成本中的累积成本及人工工时按时间进度划分其图形被称为 A．趋势线 B．趋势分析 C．S曲线 D．挣值报告 3 统计性成本估算技术以历史数据为基础被称为________估算的_________方式进行 A．确定性的从下而上 B．模拟的从上而下 C．参数式的自下而上
D．参数从上而下 4 下列哪一项被看作回收期payback period A．弥补原始投资所需的时间段数 B．投资返还率 C．根据事前实施状况将项目成本按原始预算进行回补所需的时间段数 D．还贷计划 5 见下表 月份BCWS BCWP ACWP 六月34000 34000 33000 七月18000 16000 20000 八月58000 60000 66000 根据上表八月份的成本进度的比较与七月的对比表明方差值$已经__________比率变化已___________ A．变糟变糟 B．变糟改进 C．改进增加 D．改进变差 E．都不对 6 在提供给业主及投资方的报表中有收益率及技术数据等研究以便于被其认可这种常用于融资的报告形式被称之为__________ A．项目可行性研究报告
线路参数计算公式
参数计算（第一版） 1.线路参数计算内容 1.1已知量： 线路型号(导线材料、截面积mm 2)、长度(km)、排列方式、线间距离(m)、外径(mm)、分裂数、分裂距(m)、电压等级(kV)、基准电压U B (kV , 母线电压作为基准电压)、基准容量S B (100MV A)。 1.2待计算量： 电阻R(Ω/km)、线电抗X(Ω/km)、零序电阻R0(Ω/km)、零序电抗X0(Ω/km)、对地电纳B(S/km)、对地零序电纳B0(S/km)。 1.3计算公式： 1.3.1线路电阻 R=ρ/S (Ω/km) R*=R 2B B U S 式中 ρ——导线材料的电阻率(Ω·mm 2/km)； S ——线路导线的额定面积（mm 2）。 1.3.2线路的电抗 X=0.1445lg eq m r D +n 0157 .0(Ω/km) X*=X 2B B U S 式中 m D ——几何均距,m D =ac bc ab D D D (mm 或cm,其单位应与eq r 的单位相同); eq r ——等值半径, eq r =n n m rD 1 (mm,其中r 为导线半径); n ——每个导线的分裂数。 1.3.3零序电阻 R0=R+3R g (Ω/km)
R0*=R0 2B B U S 式中 R g ——大地电阻, R g =π2×10-4×f =9.869×10-4×f (Ω/km)。在f =50Hz 时， R g =0.05Ω/km 。 1.3.4零序电抗 X0=0.4335lg s g D D (Ω/km) X0*=X0 2B B U S 式中 g D ——等值深度, g D = γ f 660,其中γ为土壤的电导率,S/m 。当土壤电导率不明 确时，在一般计算中可取g D =1000m 。 s D ——几何平均半径, s D =32 m D r '其中r '为导线的等值半径。若r 为单根导 线的实际半径，则对非铁磁材料的圆形实心线，r '=0.779r ;对铜或铝的绞线，r '与绞线股数有关，一般r '=0.724~0.771r ；纲芯铝线取r '=0.95r ；若为分裂导线，r '应为导线的相应等值半径。m D 为几何均距。 1.3.5对地电钠 B= 610lg 58 .7-?eq m r D (S/km) B*=B B B S U 2 式中 m D ——几何均距,m D =ac bc ab D D D (mm 或cm,其单位应与eq r 的单位相同); eq r ——等值半径, eq r =n n m rD 1 -(其中r 为导线半径); 1.3.6零序对地电钠
专业课程设计-大客飞机后缘襟翼运动机构设计
飞机总体设计 专业课程设计 计算说明书 设计题目大客飞机后缘襟翼运动机构设计分析航空科学与工程学院学院班设计者 指导教师 2012年9月20日
目录 第一章前言 (1) 第二章设计任务书及背景分析 (2) 2.1 课题题目与设计要求 (2) 2.1.1 课题题目 (2) 2.1.2 设计要求 (2) 2.1.3 原始技术资料 (2) 2.2 课题背景分析 (2) 第三章设计方案机构分析 (3) 3.1常见后缘襟翼运动机构类型及特点分析 (3) 3.1.1 常见后缘襟翼运动机构类型 (3) 3.1.2 常见后缘襟翼运动机构特点分析 (3) 3.2设计方案机构特点及尺寸分析 (4) 3.2.1 设计方案特点分析 (4) 3.2.2 设计方案尺寸设计及机构简图 (4) 第四章设计方案载荷及传力分析 (5) 4.1大客飞机后缘襟翼运动机构的载荷分析 (5) 4.1.1 大客飞机后缘襟翼及其运动机构基本参数设计 (5) 4.1.2 大客飞机后缘襟翼气动载荷分析 (5) 4.2大客飞机后缘襟翼运动机构的传力分析 (6) 第五章轴的设计计算 (8) 5.1驱动轴（O轴）设计 (8) 5.1.1驱动轴的材料和热处理的选择 (8) 5.1.2驱动驱动轴的设计计算与强度校核 (8) 5.1.3驱动轴的受力图及弯矩图 (9) 5.2连杆传动轴（A、B、C轴）设计 (9) 5.2.1连杆传动轴的材料和热处理的选择 (9) 5.2.2连杆传动轴的设计计算与强度校核 (9) 5.2.3连杆传动轴的受力图及弯矩图 (9) 第六章螺纹连接件的设计与校核 (11) 6.1 机翼后梁与O轴铰支座的连接设计及校核 (11)