Отрывок: Алгоритм топологической оптимизации по модели тела переменной плотности изложен в [5]. Относительная масса крыла после цикла оптимизации вычисляется по формуле 0 2 [ ] э y кр nGт т      , где G – силовой фактор,  – плотность материала крыла,  – коэффициент полной массы, эyn – эксплуатационная перегрузка, [ ] – допускаемые напряжения. 96 Затем относительная масса крыла подставляется в уравнение существования самолёта для уточнения его взлётной мас...
Полная запись метаданных
Поле DC Значение Язык
dc.contributor.authorКлимов, Е.А.-
dc.contributor.authorЛукьянов, О.Е.-
dc.date.accessioned2017-06-09 10:44:58-
dc.date.available2017-06-09 10:44:58-
dc.date.issued2017-
dc.identifierDspace\SGAU\20170609\64537ru
dc.identifier.citationКлимов, Е. А. Применение языков параметрического проектирования для расчёта взлетной массы самолёта с учётом многодисциплинарного подхода / Е. А. Климов, О. Е. Лукьянов // Управление движением и навигация летательных аппаратов: Сборник трудов XIX Всероссийского семинара по управлению движением и навигации летательных аппаратов: Часть II. Самара, 15-17 июня 2016 г. – Самара, Изд-во СНЦ РАН, 2017. – С. 94-97.ru
dc.identifier.urihttp://repo.ssau.ru/handle/Vserossiiskii-seminar-po-upravleniu-dvizheniem-i-navigacii-letatelnyh-apparatov/Primenenie-yazykov-parametricheskogo-proektirovaniya-dlya-rascheta-vzletnoi-massy-samoleta-s-uchetom-mnogodisciplinarnogo-podhoda-64537-
dc.language.isorusru
dc.publisherИзд-во СНЦ РАНru
dc.subjectпроектирование траспортных самолётовru
dc.subjectвзлётная масса самолётаru
dc.subjectрасчёт относительной массы конструкции крылаru
dc.subjectвесовые формулыru
dc.subjectалгоритм топологической оптимизации конструкцииru
dc.subjectконечно-элементная модельru
dc.titleПрименение языков параметрического проектирования для расчёта взлетной массы самолёта с учётом многодисциплинарного подходаru
dc.typeArticleru
dc.textpartАлгоритм топологической оптимизации по модели тела переменной плотности изложен в [5]. Относительная масса крыла после цикла оптимизации вычисляется по формуле 0 2 [ ] э y кр nGт т      , где G – силовой фактор,  – плотность материала крыла,  – коэффициент полной массы, эyn – эксплуатационная перегрузка, [ ] – допускаемые напряжения. 96 Затем относительная масса крыла подставляется в уравнение существования самолёта для уточнения его взлётной мас...-
dc.classindex.udc629.7-
Располагается в коллекциях: Управление движением и навигация ЛА

Файлы этого ресурса:
Файл Описание Размер Формат  
p2_94-97.pdfОсновная статья267.62 kBAdobe PDFПросмотреть/Открыть
Показать базовое описание ресурса Просмотр статистики
Поделиться:



Все ресурсы в архиве электронных ресурсов защищены авторским правом, все права сохранены.