ВЫВОДЫ

Результатом выполнения конструкторской части данной работы являются расчеты на статическую прочность рабочей лопатки и диска первой ступени турбины высокого давления, расчет на прочность замкового соединения «елочного» типа лопатки, определение динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки и анализ диапазона рабочих частот вращения на наличие резонансных режимов.

В результате статического расчета лопатки на прочность были получены значения изгибных напряжений, растяжения, и суммарных эквивалентных напряжений. Наиболее нагруженным является корневое сечение входной кромки лопатки (у_УА=425.346 МПа). При использовании сплава ЖС-6К коэффициент запаса составил минимальное значение К=1,308, что является допустимым по нормам прочности.

Получены значения динамических частот первой формы изгибных колебаний рабочей лопатки первой ступени турбины, возможных при вращении ротора турбины на различных оборотах работающего двигателя. Построена частотная диаграмма, из которой видно, что в рабочем диапазоне частот вращения ротора турбокомпрессора (от n_мг до n_max) резонанс не возникает.

В результате расчета диска на прочность получены значения напряжений и коэффициента запаса прочности по высоте диска. При расчете учитывалось изменение температуры по высоте диска. Максимальный запас прочности имеем на периферии диска (к=3,6). Минимальный запас прочности к=1,3 на поверхности отверстия, который удовлетворяет требованиям прочности, предъявляемым к дискам турбин. Из проделанного расчета видно, что для 75% материала диска коэффициент запаса не превышает значения 2,2 и не опускается ниже значения 1,3, что говорит об удачном совмещении в конструкции диска экономии материала и массы с надежной работой на всем сроке эксплуатации.

Был проведен расчет замковой части лопатки на прочность. Рассчитывался замок «елочного» типа. В результате расчета были получены напряжения смятия, изгиба, среза и растяжения в замке лопатки и напряжения растяжения в сечениях гребня диска турбины. Напряжения смятия, изгиба и среза во всех сечениях одинаковые, это связано с постоянством ширины замка и одинаковой геометрией зубьев. Результаты расчетов показали, что все напряжения лежат в допускаемых пределах.

Полученные коэффициенты запаса прочности по каждому из рассмотренных объектов указывают на то, что рассчитанные элементы двигателя способны работать в условиях, оговоренных режимами работы двигателя и на терять свою прочность и работоспособность в течении назначенного ресурса.

3. Технологическая часть

3.1 Анализ чертежа детали

3.1.1 Описание конструкции детали, ее назначение и условия работы

Деталь состоит из зубчатого венца (внутреннего - под шлицы, а наружного - под зубчатое колесо). Кроме того, на детали предусмотрены канавки для выхода резца при обработке.

В данном домашнем задании нам необходимо разработать план обработки этой детали.

Описание конструкции детали. Шестерня коническая состоит из зубчатого венца(наружный) и внутренних шлицев. На детали имеются отверстия.

Назначение детали. Шестерня коническая предназначена для передачи крутящего момента.

Условия работы детали. На шестерню коническую действует крутящий момент, передаваемый шлицевым соединением. Условия работы тяжёлые, следовательно, деталь должна быть надёжной в работе.

Форма поверхностей. Форма поверхностей преимущественно цилиндрическая. Исключение составляют эвольвентные профили конического венца шестерни и шлицов.

3.1.2 Обоснование выбора материала

Выбор стали для изготовления той или иной детали машин и метод её упрочнения определяются уровнем требуемой конструкционной прочности, технологичностью механической, термической и химико-термической обработки, объёмом производства, дефицитностью, стоимостью материала и себестоимостью упрочняющей обработки.

Выбор материала осуществляем с помощью справочного пособия [9].

Таблица 3.1 - Химический состав стали 12ХН2А

Таблица 3.2 - Механические свойства материала

Таблица 3.3 - Технологические свойства материала

Таблица 3.4 - Физические свойства материала

3.1.3 Выбор метода получения заготовки

При выборе заготовок для заданной детали назначают метод её получения, определяют её конфигурацию, размеры, допуски, припуски на обработку и формируют технические условия на изготовление.

Таким образом, учитывая назначение детали и характер нагрузок действующих на нее, а также обеспечение заданного качества готовой детали при её минимальной себестоимости, целесообразно избрать в качестве метода получения заготовки - изготовление поковок в закрытых штампах на кривошипных горячештамповочных прессах (КГШП) в неразъёмных матрицах.

Штамповка в закрытых штампах на КГШП в неразъёмных матрицах достигается применением более точных заготовок, более точной дозировкой металла, применением обычной заготовки и компенсирующего устройства в штампах для размещения излишка металла (5-10% объёма заготовки). Точная дозировка металла для штамповки связана с дополнительными затратами из-за более сложного инструмента и меньшей производительности при отрезке.

Горячей штамповкой выдавливанием обычно на КГШП получают заготовки типа стержня с утолщением; стержни постоянного и переменного сечения; сложной формы, с центральным и эксцентричным расположением головки относительно оси и т.д.

3.1.4 Оценка технологичности по точности детали и шероховатости поверхностей

Качественная оценка технологичности

Если оценивать деталь по конфигурации расположения ее поверхностей, то можно сказать что деталь у нас технологичная, но учитывая то что в конструкцию детали входят зубья и шлицы, что требует для их изготовления специального оборудования (зубофрезерный и зубодолбежный станки),деталь автоматически становиться нетехнологичной.

Количественная оценка технологичности

1) По точности:

,

где N - количество поверхностей;

Т- значение степени точности соответствующей поверхности.

2) По шероховатости:

,

где N - количество поверхностей;

R - Значение шероховатости соответствующей поверхности.

Рисунок 3.1 - Нумерация поверхности детали

Таблица 3.5 - Степени точности поверхностей детали

K_T>0.8 - значит деталь технологична по точности.

Таблица 3.6 - Шероховатости поверхностей детали

K_Ш<0.32 - значит деталь технологична по шероховатости.

3.1.5 Расчет массы заготовки

Чтобы рассчитать массу заготовки необходимо:

1) Опеределить массу детали по формуле:

,

где Vдет-объем детали;

- плотность стали.

Объем детали определяем по формуле:

.

2) Определяем массу заготовки по формуле:

.

3.1.6 Степень сложности. Группа стали

Степень сложности

Степень сложности определяют как отношение массы поковки к массе геометрической фигуры, в которую вписывается форма поковки.

По ГОСТу 7505-79 принимаем степень сложности С_1.

Группа стали

Материалом для изготовления детали является Сталь 12ХН2А, в которой содержание углерода равно 0,12 и легирующих элементов менее 2%, что соответствует группе М₁.

Исходя из этого принимаем группу М₁.

3.2 Определение точности изготовления заготовки

Для одной и той же заготовки допускаются различные классы точности для разных размеров.

Схема нумерации поверхностей показана на рисунке 3.1.

Исходными данными для определения допусков с помощью пособия [10] является, группа стали, масса и степень сложности поковки.

Таким образом, определив допуски на размеры заготовки, заносим их в таблицу 3.7.

Таблица 3.7 - Точность изготовления заготовки

3.3 Определение числа ступеней обработки основных поверхностей детали

При определении необходимого и достаточного количества ступеней

а) число переходов, необходимое для обеспечения заданной точности размера

,

где Т_заг - допуск размера заготовки;

Т_дет - допуск размера готовой детали.

б) число переходов, необходимое для обеспечения заданной шероховатости поверхности:

,

где Т_заг - шероховатость поверхности заготовки;

Т_дет - шероховатость поверхности готовой детали, заданная на чертеже.

Учитывая, что повышение точности и снижение шероховатости в ходе механической обработки происходит сначала резко (после черновых переходов - в 4…5 раз), а затем медленнее (после отделочных переходов - в 1.5…2 раза), распределяем достижимые параметры точности размеров и шероховатости поверхностей по переходам.

Полученные результаты сведены в таблицу 3.8

Таблица 3.8 - Расчет потребного количества ступеней обработки основных поверхностей детали

3.4 РАСЧЕТ ПРИПУСКОВ И ОПЕРАЦИОННЫХ РАЗМЕРОВ ПОВЕРХНОСТЕЙ ВРАЩЕНИЯ ДЕТАЛИ РАСЧЕТНО-АНАЛИТИЧЕСКИМ МЕТОДОМ

При расчетно-аналитическом методе рассчитывают минимальный припуск для тел вращения на диаметр по следующей зависимости:

,

где - шероховатость поверхности, мкм, полученная на предшествующей операции;

- глубина дефектного поверхностного слоя, мкм, полученная на предыдущей операции механической обработки;

- пространственные отклонения, которые были получены на предыдущей операции, мкм;

- погрешность установки на данной операции, мкм.

Расчетный припуск определяется как сумма минимального

припуска и допуска на предшествующей ступени обработки.

Расчетный размер на последней ступени обработки ()равен размеру

готовой детали. Это же значение будет принимать и наибольший предельный размер на данной операции (D_max) .

Расчетные размеры на предшествующих ступенях обработки

определяются по формуле:

.

Минимальные предельные значения заготовки на всех этапах ее

обработки определяются:

.

Имея значение и , можно найти значение максимального

() и минимального () припусков по следующим зависимостям:

;

.

Технологический операционный размер на каждой ступени обработки

записывается как номинальный размер с допуском. Технологический размер заготовки записывается как номинальный размер заготовки с соответствующим допуском.

Все данные сводим в таблицу 3.9.

турбина двигатель шестерня

Таблица 3 9 - Расчет припусков и операционных размеров поверхностей вращения расчетно-аналитическим методом.

Поверхность 1(30h7(0;-0,021))

Поверхность 13(18H6(+0,013;0))

3.5 РАСЧЕТ ПРИПУСКОВ И ОПЕРАЦИОННЫХ РАЗМЕРОВ ПОВЕРХНОСТЕЙ ВРАЩЕНИЯ ДЕТАЛИ НОРМАТИВНЫМ МЕТОДОМ

Рекомендуемый минимальный припуск по ступеням обработки устанавливаем согласно [10].

Далее проводим расчеты аналогичные предыдущему разделу.

Результаты расчетов для поверхностей 3, 6, 8 заносим в таблицу 3.10.

Таблица 3.10 - Расчет припусков и операционных размеров поверхностей вращения детали нормативным методом

Поверхность 3 ?79,3 h12(0;-0.3)

Поверхность 6 ?30 h6(0;-0,016)

Поверхность 8 ?20 Н9(+0,052;0)

3.6 РАСЧЕТ ПРИПУСКОВ ОПЕРАЦИОННЫХ ЛИНЕЙНЫХ РАЗМЕРОВ ДЕТАЛИ РАСЧЕТНО-АНАЛИТИЧЕСКИМ МЕТОДОМ

Минимальная величина припуска определяется по формуле:

;

где R_Z - шероховатость поверхности, мкм;

h - величина дефектного слоя, мкм;

е - погрешность установки детали, мкм;

Д - величина пространственных отклонений, мкм.

Все эти коэффициенты и величины определяются из справочной

литературы [10].

Все данные сводим в таблицу 3.11 .

Таблица 3.11 - Расчет припусков операционных линейных размеров детали расчетно-аналитическим методом

3.7 РАСЧЕТ ПРИПУСКОВ ОПЕРАЦИОННЫХ ЛИНЕЙНЫХ РАЗМЕРОВ ДЕТАЛИ НОРМАТИВНЫМ МЕТОДОМ

Значения минимального припуска выбирается из справочной литературы [10].

Все данные сводим в таблицу 3.12 .

Таблица 3.12 - Расчет припусков операционных линейных размеров детали нормативным методом

3.8 РАСЧЕТ ЛИНЕЙНЫХ ОПЕРАЦЫОННЫХ РАЗМЕРОВ ДЕТАЛИ

Расчет линейных операционных размеров начинают с построения размерной схемы технологического процесса. Основой для построения схемы служит план технологического процесса.

Размерную схему необходимо строить, располагая эскизами плана обработки детали.

Методика построения была проведена согласно пособию [11].

После построения размерной схемы мы можем составить размерные цепи. В качестве замыкающих звеньев выступают конструкторские размеры или размеры припусков, в качестве составляющих, искомых звеньев выступают операционные размеры, которые функционально связывают торцевые поверхности на всех операциях - от заготовительной до окончательной [11].

Определив z_{i min} в предыдущей части работы, на основании составленных размерных цепей составляем для них исходные уравнения относительно замыкающих размеров:

,

где Х_{r min} - наименьший предельный размер увеличивающего звена размерной цепи; Х_{q max} - наибольший предельный размер уменьшающего звена размерной цепи; n_r - число увеличивающих звеньев; n_q - число уменьшающих звеньев.

Обозначим определяемый операционный размер Х_Х, тогда если искомый размер является уменьшающим звеном, получаем:

А если искомый размер является увеличивающим звеном, то:

Определив величины X_{X max}, X_{X min} в соответствии с [11], устанавливаем допуск на операционный размер д_Х.

Далее по заранее составленным уравнениям рассчитываем номинальные размеры и предельные отклонения операционных припусков.

Размерная схема обработки торцевых поверхностей детали представлена на рисунке 3.2.

Расчет размерных цепей приведен в таблице 3.13.

В соответствии с полученными операционными размерами выполняем построение окончательного плана обработки детали.

Рисунок 3.2 - Размерная схема обработки торцевых поверхностей детали

3.9 ПРОЕКТИРОВАНИЕ ОПЕРАЦИЙ МЕХАНИЧЕСКОЙ ОБРАБОТКИ ОСНОВНЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ДЕТАЛИ

3.9.1 Токарная операция

Рисунок 3.3 - Схема токарной операции №5

Для выполнения данной операции выбран токарно-винторезный станок 1А616.

Таблица 3.14 - Режимы резания токарной операции

где t - глубина резания, мм;

S - подача , мм/об;

n_д - частота вращения шпинделя станка, об/мин;

V_д - действительное значение скорости резания, м/мин;

T_0, - время, мин (общее операционное время составляет 0,245мин = 14,7с).

3.9.2 Сверлильная операция

Рисунок 3.4 - Эскиз операции сверления

В соответствии с методом обработки выбираем вертикально - сверлильный станок модели 2А135.

Таблица 3.15 - Режимы резания сверлильной операции

где t - глубина резания, мм;

S - подача , мм/об;

n_д - частота вращения шпинделя станка, об/мин;

V_д - действительное значение скорости резания, м/мин;

T_0, - время, мин (общее операционное время составляет 0,43мин = 25,8с).

3.9.3 Операция шлифовальная

Рисунок 3.5 - Эскиз шлифовальной операции

Операция шлифования выполняется в 1 переход: шлифование поверхности 6. Схема шлифования - врезная .

Для данной операции выбираем круглошлифовальный станок модели 3151.

Таблица 3.16 - Режимы резания шлифовальной операции

где t - глубина резания, мм;

S - подача , мм/об;

n_д - частота вращения шпинделя станка, об/мин;

V_д - действительное значение скорости резания, м/мин;

T_0, - время, мин (общее операционное время составляет 0,04мин = 2,4с).

3.9.4 Токарная операция

Рисунок 3.6 - Схема токарной операции

Для данной операции выбираем станок IA616 токарно-винторезный .

Таблица 3.17 - Режимы резания токарной операции

где t - глубина резания, мм;

S - подача , мм/об;

n_д - частота вращения шпинделя станка, об/мин;

V_д - действительное значение скорости резания, м/мин;

T_0, - время, мин (общее операционное время составляет 0,18мин = 10,8с).

ВЫВОДЫ

Проектирование последовательности обработки конической шестерни состоит из таких основных этапов:

1 Анализ рабочего чертежа детали - анализ конструкторских баз, шероховатости поверхностей готовой детали, детальное изучение технических требований.

2 Выбор метода получения заготовки - штамповка. Для этого тщательно изучены условия работы детали, вид нагрузки действующей на нее, тип производства.

3 Расчет и обоснование количества ступеней обработки конической шестерни.

4 Построение плана обработки детали.

5 Расчет основных диаметральных и торцевых поверхностей детали расчетно-аналитическим и нормативным методами.

6 Построение размерной схемы обработки основных торцевых поверхностей детали и расчет ее линейных операционных размеров.

7 Выполнение чертежа заготовки.

8 Построение окончательного плана обработки детали.

9 Определение основных режимов резанья четырех операций из плана обработки детали:

- операция № 5 (токарная);

- операция № 55 (сверлильная);

- операция № 65 (шлифовальная);

- операция № 50(токарная).

4. Экономическая часть

4.1 Анализ экономичности двигателя

В данном разделе рассмотрим экономичность эксплуатации в сравнении с прототипом данного двигателя. Так как за счет улучшения параметров двигателя (степени повышения давления в компрессоре и температуры газа за камерой сгорания) увеличивается удельная тяга двигателя. Это ведет к более дешевой эксплуатации силовой установки.

Приведем параметры прототипа и проектируемого двигателя:

Таблица 4.1 - Параметры сравнения двигателей

Из таблицы 4.1 видно, что удельная тяга у проектируемого двигателя выше, чем у прототипа. Это достигается за счет увеличения степени повышения давления в компрессоре и температуры газов перед турбиной. Но при этом незначительно увеличивается удельный расход топлива.

Подсчитаем процентное повышение экономичности проектируемого двигателя по сравнению с прототипом:

;

.

Таким образом проектируемое изделие имеет на 4,06% большее значение удельного расхода топлива, но имеем и на 9,39% большее значение удельной тяги, чем у прототипа. Также известно, что каждые 10Н тяги двигателя позволяют увеличить полезную нагрузку летательного аппарата на 1,65 кг. Тяга проектируемого изделия на 3300Н выше чем у прототипа.

Далее оценим в денежном эквиваленте, каковы финансовые плюсы данного проекта.

Данная силовая установка будет устанавливаться на среднемагистральный самолет пассажирского назначения. На данном типе самолета предусмотрены две силовые установки. Продолжительность полета на взлетном режиме в среднем составляет 10 мин=0,167часа.

Исходные данные:

· Количество двигателей: n=2;

· Продолжительность полета: t=0,167ч;

· Стоимость 1кг топлива (керосин марки Т1): Ц=1,5ден.ед./кг;

· Стоимость проездного билета: Б=300 ден.ед.;

· Удельная полезная нагрузка: Н=0,165 кг/Н;

· Расход топлива на один двигатель:

.

- проектируемый двигатель;

- прототип.

Стоимость топлива, расходуемого за полет (проектируемый двигатель):

Аналогично вычисляем стоимость топлива, расходуемого за полет для прототипа:

Вычисляем разницу: ;

Сравним по параметру грузоподъемности:

,

где Р - тяга двигателя;

G - масса самолета с двигателем.

Так как G одинакова в двух двигателях и Р_проэкт > Р_прот на 13,2%, то и грузоподъемность самолета увеличелась в 13,2%, следовательно мы можем увеличеть массу. Например, поставить дополнительные баки.

ВЫВОДЫ

Путем улучшения параметров двигателя мы получили увеличение расхода топлива, однако вмести с этим мы получаем значительное увеличением тяги на 13,2%, а следовательно и увеличение грузоподъемности самолета. А это существенный фактор в наше время.

Спроектированный двигатель удовлетворяет экономическим требованиям, предъявляемым к силовым установкам военных и учебно-тренировочных самолетов.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Данная выпускная работа бакалавра состоит из следующих частей:

· теоретическая часть;

· конструкторская часть;

· технологическая часть;

· экономическая часть.

Прототипом проектируемого двигателя является двухконтурный турбореактивный двухвальный двигатель.

В теоретической части мы подвели итоги и привели необходимые расчеты и данные для того чтобы показать:

1) Распределение основных параметров по проточной части двигателя.

Этот пункт включает в себя от газодинамического расчета всего двигателя в целом, согласование параметров компрессоров и турбин, а также газодинамического расчета турбины. Приведенные расчеты проводились с использованием ЭВМ. В результате расчетов были получены необходимые и достаточные параметры для построения картины распределения параметров

(Т К.,С м/c.,Р Па.,) по проточной части двигателя на листе формата А1.

2) Профилирование рабочей лопатки первой ступени турбины.

В реальной практике процесс проектирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоемкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что создает предпосылки применения ЭВМ.

Результатом выполнения конструкторской части данной работы являются расчеты на статическую прочность рабочей лопатки и диска первой ступени турбины высокого давления, расчет на прочность замкового соединения «елочного» типа лопатки, определение динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки и анализ диапазона рабочих частот вращения на наличие резонансных режимов.

По итогам конструкторской части проекта можно сделать соответствующие выводы и подвести итоги:

1)В результате расчёта лопатки и диска РК первой ступени турбины на прочность получено распределение напряжений и коэффициентов запаса по длине пера лопатки.

Из расчета можно сделать вывод, что в самых тяжелых условиях работают корневые сечения лопатки, минимальный коэффициент запаса составил 1,308. Согласно нормам прочности минимальный коэффициент запаса для турбинных лопаток должен быть не менее 1,25.Следовательно, лопатки РК первой ступени турбины имеют малую вероятность разрушения от статических нагрузок.

В результате расчёта диска на прочность, минимальный коэффициент запаса по длительной прочности К=1,3. Минимальный запас согласно нормам прочности должен быть не менее 1,2. Рассчитываемый диск удовлетворяет нормам прочности.

2) На основании построенной частотной диаграммы, было выяснено, что все резонансные режимы работы лопатки лежат вне зоны рабочих режимов работы двигателя.

3)Полученные в результате расчёта на прочность замка лопатки турбины напряжения меньше допускаемых. Следовательно, вероятность разрушения хвостовика лопатки либо замковой части диска достаточно мала.

Разработан чертеж турбины на листе формата А1.

Технологическая часть была посвящена разработке типового технологического процесса производства детали типа коническая шестерня. Процесс разработки включает в себя несколько этапов:

-анализ чертежа детали (выбор материала, выбор метода получения заготовки);

- определение точности размеров заготовки;

- расчет количества ступеней обработки основных поверхностей;

- расчет припусков на диаметральные и торцевые поверхности;

В итоге технологической части данного проекта мы получили изображение на листе формата А1 - технологического процесса производства авиационной детали - коническая шестерня, и на листе формата А3 - заготовки для производства конической шестерни.

Экономическая часть была посвящена такому аспекту, как экономичность эксплуатации в сравнении с прототипом данного двигателя. Можно сделать вывод, что за счет увеличения параметров двигателя удельный расход топлива увеличился, но в то же время значительно повысилась удельная тяга. Это ведет к более прибыльной эксплуатации силовой установки.

В процессе выполнения выпускной работы бакалавра была спроектирована турбина ТРДД для учебно-тренировочного самолета, которая удовлетворяет требованиям современной авиации и двигателестроения.

ПРИЛОЖЕНИЕ А

Таблица А.1 - Газодинамический расчет осевого компрессора

СПИСОК РЕКОМЕНДУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1 Брехов А.Ф. Выбор параметров и термодинамический расчет двухконтурных турборекативных двигателей: учеб. пособие / А.Ф. Брехов, Г.В. Павленко, Е.А. Поляков. - Х.: ХАИ, 1984. - 97 с.

2 Буслик Л.Н. Согласование параметров и определение основных размеров турбин и компрессоров ГТД: учеб. пособие /Л.Н. Буслик, В.И. Коваленко. - Х.: ХАИ, 1996. - 51 с.

3 Павленко Г.В. Газодинамический расчёт осевой газовой турбины: учеб. пособие.- Х.: ХАИ, 1985. - 93 с.

4 Коваль В.А. Профилирование лопаток авиационных турбин : учеб. пособие.- Х.: ХАИ, 1986. - 49 с.

5 Шошин Ю.С. Расчет на прочность рабочей лопатки компрессора или турбины: учеб. пособие /Ю.С. Шошин. С.В. Епифанов, С.Ю. Шарков. - Х.: ХАИ, 1993.- 32 с.

6 Шошин Ю.С. Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки компрессора или турбины и построение частотной диаграммы: учеб. пособие /Ю.С. Шошин. С.В. Епифанов, С.Ю. Шарков. - Х.: ХАИ, 1992.- 23 с.

7 Шошин Ю.С. Расчет на прочность дисков компрессоров и турбин: учеб. пособие /Ю.С. Шошин, С.В. Епифанов, Ф.М. Муравченко. - Х.: ХАИ, 1996. - 28 с.

8 Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей: учебник / Г.С. Скубачевский. - М.: Машиностроение, 1981. - 550 с.

9 Краткий справочник металлиста: /П.Н. Орлов, Е.А. Скороходов; под ред. П.Н. Орлова. - М.: Машиностроение, 1987. - 960 с.

10 Косилова А.Г. Точность обработки, заготовки и припуски в машиностроении: Справочник технолога /А.Г. Косилова, Р.К. Мещеряков. - М.: Машиностроение, 1976. - 288 с.

11 Гранин В.Ю. Определение припусков на механическую обработку и технологические размерные расчеты: учеб. пособие /В.Ю. Гранин, А.И. Долматов, Э.А. Лимбер. - Х.: ХАИ, 1993. - 119 с.

Размещено на Allbest.ru