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空气动力学是指空气在事物周围移动的方式。空气动力学的规则解释了飞机如何能够飞行。
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物理代写|空气动力学代写Aerodynamics代考|Steady Aerodynamics of Thin Wings
The finite wing aerodynamics, for special wing geometries, can yield analytical expressions for the aerodynamic coefficients in terms of the sectional properties of the wing. A special case is the elliptical span wise loading of the wing which is proportional to $\sqrt{l^2-y^2}$, where $\mathrm{y}$ is the span wise coordinate and 1 is the half span. For the wings with large span, using the Prandtl’s lifting line theory the wing’s lift coefficient $C_L$ becomes equal to the constant sectional lift coefficient $c_l$. Hence,
$$
C_L=c_l
$$
Another interesting aspect of the finite wing theory is the effect of the tip vortices on the overall performance of the wing. The tip vortices induce a vertical velocity which in turn induces additional drag on the wing. Hence, the total drag coefficient of the wing reads
$$
C_D=C_{D_o}+\frac{C_L^2}{\pi A R}
$$
Here the aspect ratio is $A R=l^2 / S$, and $\mathrm{S}$ is the wing area. For the symmetric and untwisted wings to have elliptical loading the plan form geometry also should be elliptical as shown in Fig. 1.3.
For the case of non-elliptical wings, we use the Glauert’s Fourier series expansion of the span wise variation of the circulation given by the lifting line theory. The integration of the numerically obtained span wise distribution of the circulation gives us the total lift coefficient.
If the aspect ratio of a wing is not so large and the sweep angle is larger than $15^{\circ}$, then we use the Weissenger’s L-Method to evaluate the lift coefficient of the wing.
For slender delta wings and for very low aspect ratio slender wings, analytical expressions for the lift and drag coefficients are also available. The lift coefficient for a delta wing without a camber in spanwise direction is
$$
C_L=\frac{1}{2} \pi A R \alpha
$$
The induced drag coefficient for delta wings having elliptical load distribution along their span is given as
$$
C_{D_i}=C_L \alpha / 2
$$
物理代写|空气动力学代写Aerodynamics代考|Compressible Steady Aerodynamics
It is a well known fact that at high speeds comparable with the speed of sound the effect of compressibility starts to play an important role on the aerodynamic characteristics of airfoil. At subsonic speeds, there exists a similarity between the compressible and incompressible external flows based on the Mach number $M=$ $U / a_{\infty}, a_{\infty}=$ free stream speed of sound. This similarity enables us to express the compressible pressure coefficient in terms of the incompressible pressure coefficient as follows
$$
c_p=\frac{c_{p_o}}{\sqrt{1-M^2}}
$$
Here,
$$
c_{p_o}=\frac{p_o-p_{\infty}}{\frac{1}{2} \rho_{\infty} U^2}
$$
is the surface pressure coefficient for the incompressible flow about a wing which is kept with a fixed thickness and span but stretched along the flow direction, $x$, with the following rule
$$
x_0=\frac{x}{\sqrt{1-M^2}}, y_0=y, z_0=z
$$
as shown in Fig. 1.4. The Prandtl-Glauert transformation for the wings is summarized by Eq. $1.14$ and Eq. $1.13$ is used to obtain the corresponding surface pressure coefficient. By this transformation, once we know the incompressible pressure coefficient at a point $x, y, z$, Eq. $1.13$ gives the pressure coefficient for the known free stream Mach number at the stretched coordinates $x_0, y_0, z_0$. As seen from Fig. 1.4, it is not practical to build a new plan form for each Mach number. Therefore, we need to find more practical approach in utilizing Prandtl-Glauert transformation.
For this purpose, assuming that the free stream density does not change for the both flows, we integrate Eq. $1.13$ in chord direction to obtain the same sectional lift coefficient for the incompressible and compressible flow. While doing so, if we keep the chord length same, i.e., divide $x_0$ with $\left(1-M^2\right)^{1 / 2}$, then the compressible sectional lift coefficient $c_1$ and moment coefficient $c_m$ become expressible in terms of the incompressible $c_{\mathrm{lo}}$ and $c_{\mathrm{mo}}$ as follows.
空气动力学代考
物理代写|空气动力学代写空气动力学代考|薄翼的稳定空气动力学
对于特殊的机翼几何形状，有限的机翼空气动力学可以根据机翼的截面特性得出气动系数的解析表达式。一种特殊情况是机翼的椭圆跨度加载，它与$\sqrt{l^2-y^2}$成正比，其中$\mathrm{y}$是跨度坐标，1是半跨度。对于大跨度机翼，根据普朗特升力线理论，机翼升力系数$C_L$等于常截面升力系数$c_l$。
$$
C_L=c_l
$$
有限翼理论另一个有趣的方面是翼尖涡对机翼整体性能的影响。翼尖涡产生垂直速度，进而对机翼产生额外阻力。因此，机翼的总阻力系数为
$$
C_D=C_{D_o}+\frac{C_L^2}{\pi A R}
$$
这里的纵横比是$A R=l^2 / S$, $\mathrm{S}$是机翼面积。为了使对称和未扭曲的机翼具有椭圆载荷，平面形状几何也应该是如图1.3所示的椭圆
对于非椭圆翼，我们使用了由升力线理论给出的循环的跨度变化的格劳埃特傅立叶级数展开。对得到的环流跨界分布的数值进行积分，得到总升力系数
如果机翼的展弦比不是那么大，而后掠角大于$15^{\circ}$，那么我们就用Weissenger’s L-Method来评估机翼的升力系数。对于细长三角翼和非常低展弦比细长翼，升力和阻力系数的解析表达式也可用。无弧度三角翼在展向方向的升力系数为
$$
C_L=\frac{1}{2} \pi A R \alpha
$$
而沿展向具有椭圆载荷分布的三角翼的诱导阻力系数为
$$
C_{D_i}=C_L \alpha / 2
$$
物理代写|空气动力学代写空气动力学代考|可压缩稳定空气动力学
众所周知，在与音速相当的高速下，可压缩性的影响开始对翼型的气动特性起重要作用。在亚声速下，基于马赫数$M=$$U / a_{\infty}, a_{\infty}=$自由声流速度的可压缩和不可压缩外部流之间存在相似性。这种相似性使我们可以用不可压缩压力系数表示可压缩压力系数如下:
$$
c_p=\frac{c_{p_o}}{\sqrt{1-M^2}}
$$
其中
$$
c_{p_o}=\frac{p_o-p_{\infty}}{\frac{1}{2} \rho_{\infty} U^2}
$$
是关于机翼不可压缩流动的表面压力系数，该机翼保持一定的厚度和跨度，但沿流动方向$x$拉伸，其规律如下:
$$
x_0=\frac{x}{\sqrt{1-M^2}}, y_0=y, z_0=z
$$
，如图1.4所示。机翼的Prandtl-Glauert变换由Eq. $1.14$和Eq. $1.13$总结，得到相应的表面压力系数。通过这种变换，一旦我们知道了$x, y, z$点的不可压缩压力系数，Eq. $1.13$就给出了已知自由流马赫数在拉伸坐标$x_0, y_0, z_0$处的压力系数。从图1.4可以看出，为每个马赫数建立一个新的平面形式是不实际的。因此，在利用Prandtl-Glauert变换时，我们需要寻找更实用的方法
为此，假设两种流的自由流密度不变，我们在弦向积分Eq. $1.13$，得到不可压缩流和可压缩流相同的截面升力系数。在此过程中，如果保持弦长不变，即$x_0$除以$\left(1-M^2\right)^{1 / 2}$，则可压缩截面升力系数$c_1$和弯矩系数$c_m$可用不可压缩截面$c_{\mathrm{lo}}$和$c_{\mathrm{mo}}$表示，如下:
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金融工程代写
金融工程是使用数学技术来解决金融问题。金融工程使用计算机科学、统计学、经济学和应用数学领域的工具和知识来解决当前的金融问题，以及设计新的和创新的金融产品。
非参数统计代写
非参数统计指的是一种统计方法，其中不假设数据来自于由少数参数决定的规定模型；这种模型的例子包括正态分布模型和线性回归模型。
广义线性模型代考
广义线性模型（GLM）归属统计学领域，是一种应用灵活的线性回归模型。该模型允许因变量的偏差分布有除了正态分布之外的其它分布。
术语 广义线性模型（GLM）通常是指给定连续和/或分类预测因素的连续响应变量的常规线性回归模型。它包括多元线性回归，以及方差分析和方差分析（仅含固定效应）。
有限元方法代写
有限元方法（FEM）是一种流行的方法，用于数值解决工程和数学建模中出现的微分方程。典型的问题领域包括结构分析、传热、流体流动、质量运输和电磁势等传统领域。
有限元是一种通用的数值方法，用于解决两个或三个空间变量的偏微分方程（即一些边界值问题）。为了解决一个问题，有限元将一个大系统细分为更小、更简单的部分，称为有限元。这是通过在空间维度上的特定空间离散化来实现的，它是通过构建对象的网格来实现的：用于求解的数值域，它有有限数量的点。边界值问题的有限元方法表述最终导致一个代数方程组。该方法在域上对未知函数进行逼近。[1] 然后将模拟这些有限元的简单方程组合成一个更大的方程系统，以模拟整个问题。然后，有限元通过变化微积分使相关的误差函数最小化来逼近一个解决方案。
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随机分析代写
随机微积分是数学的一个分支，对随机过程进行操作。它允许为随机过程的积分定义一个关于随机过程的一致的积分理论。这个领域是由日本数学家伊藤清在第二次世界大战期间创建并开始的。
时间序列分析代写
随机过程，是依赖于参数的一组随机变量的全体，参数通常是时间。 随机变量是随机现象的数量表现，其时间序列是一组按照时间发生先后顺序进行排列的数据点序列。通常一组时间序列的时间间隔为一恒定值（如1秒，5分钟，12小时，7天，1年），因此时间序列可以作为离散时间数据进行分析处理。研究时间序列数据的意义在于现实中，往往需要研究某个事物其随时间发展变化的规律。这就需要通过研究该事物过去发展的历史记录，以得到其自身发展的规律。
回归分析代写
多元回归分析渐进（Multiple Regression Analysis Asymptotics）属于计量经济学领域，主要是一种数学上的统计分析方法，可以分析复杂情况下各影响因素的数学关系，在自然科学、社会和经济学等多个领域内应用广泛。
MATLAB代写
MATLAB 是一种用于技术计算的高性能语言。它将计算、可视化和编程集成在一个易于使用的环境中，其中问题和解决方案以熟悉的数学符号表示。典型用途包括：数学和计算算法开发建模、仿真和原型制作数据分析、探索和可视化科学和工程图形应用程序开发，包括图形用户界面构建MATLAB 是一个交互式系统，其基本数据元素是一个不需要维度的数组。这使您可以解决许多技术计算问题，尤其是那些具有矩阵和向量公式的问题，而只需用 C 或 Fortran 等标量非交互式语言编写程序所需的时间的一小部分。MATLAB 名称代表矩阵实验室。MATLAB 最初的编写目的是提供对由 LINPACK 和 EISPACK 项目开发的矩阵软件的轻松访问，这两个项目共同代表了矩阵计算软件的最新技术。MATLAB 经过多年的发展，得到了许多用户的投入。在大学环境中，它是数学、工程和科学入门和高级课程的标准教学工具。在工业领域，MATLAB 是高效研究、开发和分析的首选工具。MATLAB 具有一系列称为工具箱的特定于应用程序的解决方案。对于大多数 MATLAB 用户来说非常重要，工具箱允许您学习和应用专业技术。工具箱是 MATLAB 函数（M 文件）的综合集合，可扩展 MATLAB 环境以解决特定类别的问题。可用工具箱的领域包括信号处理、控制系统、神经网络、模糊逻辑、小波、仿真等。