Проектирование конструктивно-силовых элементов и систем стратегического военно-транспортного самолета TAR-1

Переносные ручные огнетушители предназначены для тушения пожара в кабине экипажа и в пассажирском салоне.

На Рисунке 30 показано все системы, которые рассматривались выше.

2.4.6 Система крепления двигателя

На данном самолёте установлены четыре двигателя на пилонах под крылом по два на каждой консоли.

Преимущества данной схемы:

· разгрузка крыла в полёте;

· двигатели- противофлаттерные балансиры для крыла, а также они демпфируют колебания при полёте в турбулентной атмосфере;

· улучшаются условия обслуживания двигателя и всего самолета в целом;

· уменьшается уровень шума в кабине и др.

Данная схема крепления двигателей имеет следующие основные недостатки:

· увеличивается сопротивление самолёта;

· в случае отказа одного из двигателей(особенно крайнего) возникает большой разворачивающий момент;

· затруднена механизация крыла в месте установки двигателя;

· повышается пожарная опасность при посадке с убранным шасси;

· большие нагрузки на крепление двигателей и пилоны при разворотах самолёта;

· возможность попадания посторонних предметов с поверхности аэродрома и как следствие этого уменьшение ресурса двигателя.

Двигатель крепится главными опорными цапфами к узлам, расположенным на усиленных нервюрах и шпангоутах. На усиленной нервюре около заднего лонжерона расположены узлы вспомогательного крепления двигателя. Задний лонжерон крыла в месте расположения гондолы двигателя имеет форму кольцеобразной рамы, внутри которой проходит выхлопная труба двигателя. Главный опорный узел под цапфу имеет сферическую втулку, которая монтируется в наружной обойме, размещенной в корпусе узла. Цапфа двигателя проходит через втулку и соединяется с ней и обоймой штифтом. Двигатель крепится к гондоле, а гондола крепится к крылу при помощи пилона.

Створки сделаны из сотовой конструкции с точки зрения уменьшения массы и гладкой поверхности. Схема крепления двигателя состоит из двух узлов крепления: передний узел(А-А)(основной узел крепления) и задний узел(Б-Б)(вспомогательный узел крепления).

Нагрузки, действующие на крепление:

1.переднее крепление воспринимает силы , , и моменты (момент воспринимает полностью);

2.заднее крепление воспринимает силы , и моменты .

Детали основного каркаса пилона выполнены из Ti-сплавов и высокопрочной стали, что отвечает требованиям высокой прочности и огнестойкости при малой массе. На Рис.31 показано схему крепление двигателя

В результате проведенных расчетов на ЭВМ были подобраны сечения трубопроводов. Получили, что для обеспечения удовлетворительного функционирования топливной системы при аварийном сливе необходимо установить трубопровод диаметром 27мм. При расчете топливной системы на высотность било установлено, что необходимо установить трубопровод диаметром 40мм. Расчет диаметра аварийного слива топлива показал, что необходимо применять трубопровод диаметром 27мм. Из условия технологичности изготовления трубопровода принимаем диаметр 40мм.

В данной части работы разработана компоновочная схема силовой установки военно-транспортного самолета: расчет дренажа топливной системы, её аварийного слива; разработана компоновочная схема маслосистемы, а также схема крепления двигателей.

Были рассчитаны параметры носовой стойки шасси: определены основные параметры жидкосно-газового амортизатора, его поперечных размеров, начальный объем газовой камеры. Также были определены поперечные предельный ход штока амортизатора и перегрузки, давление газа в амортизаторе при максимальном обжатии, определено высоту жидкости над верхней буксой и длинна амортизатора в необжатом состоянии. Было подобраны параметры поперечного сечения элементов стойки.

В результате выполнения задания были получены параметры силовой установки и носовой стойки шасси, которые в нулевом приближении можно считать удовлетворительными и не противоречащими параметрам реальных конструкций. Нужно заметить, что при расчете стойки шасси и ее параметров был рассмотрен только один расчетный случай. Также при расчете стойки не был произведен расчет на ударную прочность, на устойчивость, а также на долговечность и циклонагружение.

При дальнейшем уточнении параметров при проектировании стойки шасси необходимо учесть все расчетные случаи посадки самолета, требующие НЛГС, а также предусмотреть элементы, облегчающие конструкцию шасси и увеличивающие надежность и живучесть самолета. В курсовой работе не были проработаны все системы, относящиеся к передней стойке шасси, а лишь основные параметры стойки, амортизатора, пневматика и механизма уборки-выпуска шасси. По-этому при дальней проектировании элементов шасси необходимо более подробно рассматривать элементы и агрегаты шасси в целом.

Раздел 3. Проектирование систем обеспечения жизнедеятельности экипажа и людей, сопровождающих груз

3.1 Система аварийной эвакуации

Так как данный самолет управляется экипажем и присутствуют лица, сопровождающие груз(далее просто экипаж), то на самолете необходимо предусмотреть систему эвакуации при вынужденной посадке.

Несмотря на это, для повышения безопасности экипажа самолет должен быть оснащен кислородными масками на случай аварийной разгерметизации в полете. В то же время, по статистическим данным, до 70..80% летных происшествий в гражданской авиации происходит на земле или около нее. В таких случаях уменьшение тяжести последствий аварийных ситуаций можно добиться системой конструктивных мероприятий, направленных на уменьшение числа и тяжести травм.

В этих мероприятиях можно выделить три главных направления: сохранение жесткости кабины, фиксация членов экипажа в креслах в момент соударения летательного аппарата с землей и снижение перегрузок до переносимого уровня. Снизить перегрузки, воспринимаемые членами экипажа и пассажирами, до приемлемого уровня можно путем увеличения тормозного пути, введением сминающихся элементов в конструкцию планера, пол кабины и сидений.

Результаты расследований аварий и катастроф пассажирских самолетов показывают, что большое число пассажиров выдерживают удар при аварии, но погибают от удушья, так как не могут покинуть самолет. Поэтому большинство самолетов оснащено аварийными выходами, приборами для эвакуации пассажиров (трапы, люки), плавучие приспособления (плоты, жилеты), противопожарной системой и сигнализацией о возникновении аварийной ситуации, устройствами обнаружения и выживания (радиомаяки, фонари, аптечки, опреснители морской воды).

Аварийно-спасательное оборудование современного пассажирского самолета показано на рис.32.

Подготовление приспособлений эвакуации, скорость эвакуации экипажа и других лиц -основные трудности, с которыми пришлось столкнуться в начале разработок. Все самые простые способы эвакуации пассажиров были предназначены для молодых людей, которые способны переносить большие физические нагрузки. Люди более зрелого возраста и дети не могли использовать такие приспособления.

Самым эффективным устройством для аварийной эвакуации является трап, изготовленный из толстого брезента, который одним концом прикрепляется к фюзеляжу, а другой конец выталкивается из самолета. Для данного самолета применим также и трап-плот. Важно то, что материал, из которого изготавливается трап, не претерпевает существенных изменений при температуре свыше 450 К.

Трапы и плоты с большим объемом (до 10 м) в сложенном виде имеют очень большие размеры и могут размещаться в зависимости от конструкции и размеров у входа на потолке, на полу кабины или на двери. Наполнение трапа сжатым газом происходит автоматически при открывании дверей.

Трап в рабочем состоянии представляет собой одно-, двух- или трехжелобную конструкцию, одним концом закрепленную на борту самолета, а другим - свободно опущенную на землю. Такая конструкция обеспечивает наиболее безопасную и быструю эвакуацию пассажиров независимо от их массы и быстроты движений.

Необходимо учитывать, что оптимальное значение угла наклона трапа составляет примерно 36°. Увеличение угла приводит к увеличению скорости спускания, что может привести к увеличению вероятности травмирования, которые спускаются.

При угле наклона трапа 45…48° скорость эвакуации снижается из-за задержки в начале спуска, потому что у людей возникает страх перед крутым спуском. Снижение угла спуска приводит к снижению скорости спуска. При угле 28° экипаж, которые эвакуируются, должны сами себе помогать рукой и ногами, отталкиваясь от элементов трапа для увеличения скорости спуска. При наклоне трапа 22° можно сбегать по нему, как по наклонной плоскости.

С учетом выше сказанного можно рекомендовать такую конструкцию трапа, чтобы он обеспечивал изменяющийся угол наклона при спускании за счет прогибания оболочки. Можно также использовать материалы с различными коэффициентами трения для изготовления дорожки трапа.

Подготовительный цикл имеет сравнительно небольшую продолжительность - 7-10 с. Это достигнуто благодаря тому, что после открытия дверей в аварийном режиме трап выпадает из контейнера, автоматически включается система газонаполнения, которая работает одновременно с разворачиванием трапа. Такая схема использования аварийного трапа значительно уменьшает вероятность ошибок при эксплуатации, увеличивая надежность эвакуации в наименьшее время.

3.2 Требования к системе аварийного покидания самолета

Технические требования к системе аварийной эвакуации:

- эвакуация пассажиров из самолета на землю должна проходить за время, не большее, чем 90 с., с использованием всех выходов с одной стороны фюзеляжа или 50% всех равноценных выходов;

- вспомогательным устройством для каждого аварийного выхода должен быть надувной трап, который может автоматически или полуавтоматически принимать рабочее положение за время, не большее, чем 10 с, с момента начала открытия аварийного выхода;

- надувной трап должен выдвигаться на такую длину, чтобы нижний конец мог самостоятельно поддерживаться на земле после повреждения одной или нескольких стоек шасси.

Аварийный выход должен удовлетворять таким требованиям:

- иметь прямоугольную форму не меньше чем 1070 мм шириной и 1830 мм высотой;

- быть на уровне пола;

- если существует два или больше основных проходов (продольных), то между ними должны быть свободные от всяких помех поперечные проходы шириной не менее чем 510 мм;

- необходимо, чтобы от каждого выхода к ближнему основному продольному проходу был свободный проход шириной не менее 910 мм;

- у каждого выхода возле каждой стороны прохода должны быть предусмотрены места для того, чтобы члены экипажа могли помогать при эвакуации пассажиров, без уменьшения ширины прохода меньше чем 910 мм.

На каждую пару выходов разрешается иметь не более 100 человек. Устройства открытия выходов должны быть простыми и не требовать усилий больше 150 Н в положении, вызванном поломкой одной или большего числа опор шасси.

Рис. 32.

Раздел 4. Экономическая часть. Расчет самолетостроительного конструкторского бюро

Предварительное укрупненное определение затрат производится на этапе аванпроекта, поэтому отдельные этапы - аванпроект, эскизное и рабочее проектирование - целесообразно объединить в один этап - проектирование.

Затратами на этапе передачи документации на серийный завод можно пренебречь. Следовательно, расчет затрат ведется отдельно по этапам:

- проектирование;

- изготовление опытных образцов;

- испытание и доводка.

4.1 Затраты на проектирование

Суммарные затраты на проектирование определяются по формуле:

, где

С_пр - затраты на проектирование, тыс. долл.;

К_нво - коэффициент, учитывающий в затратах на проектирование налоги, обязательные взносы, отчисления, К_нво=1.61;

m_пл - масса планера самолета с оборудованием, включая массу служебной нагрузки и экипажа без массы силовых установок, m_пл=260 т;

Г(М+1) - гамма-функция, Г(М+1)=0.93138;

М - максимальное число М полета, М=0.8;

- параметр, характеризующий вероятное отклонение случайной величины от числа М, =0.01515;

тыс. долл.

4.2 Затраты на изготовление опытных образцов

Затраты на изготовление каждого из опытных образцов определяются по выражению:

; где

V_max - максимальная скорость полета самолета, V_max=850 км/час;

N - порядковый номер опытного образца;

С_{1 изг}=1.5·1.61·(260)^1.237·850·1^-0.2=1 993 тыс. долл.;

С_{2 изг}=1.5·1.61·(260)^1.237·850·2^-0.2=1 735 тыс. долл.;

С_{3 изг}=1.5·1.61·(260)^1.237·850·3^-0.2=1 600 тыс. долл.

Сумма затрат на изготовление трех опытных образцов:

С_изг= С_{1 изг}+ С_{2 изг}+ С_{3 изг}=1993 + 1735 + 1600 = 5 329 тыс. долл.

4.3 Затраты на испытания и доводку опытных образцов

Затраты на доводку и испытания опытных образцов определяются по формуле:

, где

К==2800^-0.08=0.53;

N_ло=2 - число летных образцов,

С_исп.д.=1.5·1.61·10⁴·2^-0.9·(1+0.01·1)·0.53=7000 тыс. долл.

Общие затраты ОКБ определяются по формуле:

С_окб = С_пр+С_изг+С_исп.д

_.= 7392,6 + 5329 + 7000 = 12 729 тыс. долл.

Раздел 5. Технологическая часть

5.1 Выбор заготовки для заданной детали и обоснование метода ее изготовления

Данная деталь-нервюра (рис.33,34) является основой для механизации уборки-выпуска закрылков самолета. Деталь предназначена для восприятия сосредоточенной нагрузки, через два отверстия o6,а также для поддержания аэродинамического профиля. Нервюра изготовляется из алюминиевого сплава Д16(ГОСТ 4784-74).

Основным достоинством алюминиевого сплава как конструкционного материала является малая плотность, высокая удельная прочность, высокая коррозионная стойкость. Сплав Д16 (см. свойства стали табл.8) отличается высокой тепло- и электропроводностью.

Механические свойства сплава Д16(ГОСТ 4784-74)

Таблица 8

Е, кг/мм2	G,кг/мм2	м	г, г/см3	у, кг/мм2	у, кг/мм2	д,%	НВ
7200	2700	0.33	2.78	47	33	17	105

Виды поставок:

· листы д=0,3..10

· листы д=0,3..6

· плиты д=11..80

· профили

· прутки

· трубы

· проволока для заклепок

Виды обработок:

· давление в горячем состоянии

· резание (удовлетворительно)

· слесарная обработка

· штамповка-вытяжка в отожженном и свежезакаленном состоянии в течении после 2-х часов с момента закалки (удовлетворительно)

· выколотка

· правка

· гибка

· хорошо сваривается точечной и роликовой сваркой и не сваривается газовой и аргонодуговой сваркой.

Термообработка: закалка с последующим естественным старением (или искусственным старением), отжиг.

Покрытие: плакирование, анодная обработка, грунтование, лакокрасочные мероприятия.

Изготавливают: силовые элементы - лонжероны, нервюры, шпангоуты, стрингеры, обшивки и т.д.

В состоянии Т применяется при температуре нагрева не выше 80°С.

Так, как серия, изготавливаемых деталей состоит из 50 изделий, то изготовление нервюры рационально производить из стандартных плит с последующей механической обработкой. В противном случае необходимо будет затратить дополнительное время и производственные ресурсы на изготовление при этом тоже необходимо дорабатывать поверхность детали. Данная деталь имеет довольно сложную форму. У нервюры много радиусов скругления, что усложняет её изготовление.



Рис.33.

5.2 Оценка технологичности

1) Сплав Д16 -алюминиевый сплав, хорошая обрабатываемость;

2) Деталь имеет сложную форму. Контур обрабатывается на станках с ЧПУ с применением специального приспособления;

3) Механообработка осуществляется по контуру, убирая штамповочные припуски.

КИМ - не более 0,35, масса детали 0,68 кг.

Для снижения времени изготовления применяют станки с ЧПУ. При этом снижаются затраты на подготовку программы, так как используются простые и конструктивные однотипные элементы.

Проанализировав качественную оценку технологичности детали, можно сделать заключение, что деталь является не технологичной.

Выбор вида заготовки (прутки, трубы, профиля, отливки, поковки, штамповки и др.), из которой должна изготавливаться деталь, определяется многими факторами. Основным из них являются программа выпуска изделий, характеризующая тип производства, требования к механическим свойствам детали, коэффициент использования металла и др.

В данной работе программа выпуска состоит из пятидесяти деталей. Исходя из этого, экономически рационально использовать стандартные плиты, из которых в дальнейшем и будут изготовлены нервюры. В противном случае (изготовление заготовки штамповкой либо литьем) необходимо затратить дополнительные средства, материал и время на изготовление дополнительного оборудования.

5.3 Расчет операционных припусков и определение размеров заготовки

Выбрав вид заготовки, необходимо рассчитать припуск на обработку путем его суммирования по всем операциям (переходам) для каждой поверхности детали.

Припуск - слой материала, удаляемый с поверхности заготовки в целях достижения заданных свойств обрабатываемой поверхности детали.

Припуск на обработку поверхностей детали может быть назначен по соответствующим справочным таблицам, ГОСТам или на основе расчетно-аналитического метода определения припусков.

Односторонний промежуточный припуск вычисляют по формуле 3.1 [1], мкм:

где Z- номинальный промежуточный припуск;

R_z- высота микронеровностей (величина параметров шероховатости R_a и R_z

для соответствующего класса шероховатостей поверхности);

h-глубина дефектного поверхностного слоя, полученного на предшествующем переходе;

-векторная (геометрическая) сумма пространственных отклонений взаимосвязанных поверхностей обрабатываемой заготовки, получившаяся на предшествующем переходе;

- погрешность установки (базирования) при выполняемой обработке;

- допуск на операционный размер предшествующей обработки.

При совпадении установочной и конструктивной баз =0. Величина исключается из формул в случае обработки отверстий плавающим инструментом.

Значения R_z, h и для штамповок приведены в табл.3.1 [1];

Расчет операционных припусков начинают с последней (окончательной) операции обработки и по этапам технологического процесса суммируют припуски, получая размеры заготовки.

Результаты расчета припусков по каждому размеру детали представим в таблицы 9

Расчет припусков по каждому размеру

Таблица 9

Размер: 40м-0,016
Технологический переход обработки	Элементы припуска, мкм	Расчетный припуск, мкм	Расчетный операционный размер, мкм	Принятый размер заготовки, мм
		h
Фрезерование:
- черновое	50	45	100		40,44	45 - размер стандартной плиты
- чистовое	20	30	50	290	40,15
				150	40
Размер: o6мм±0,012
Сверление без кондуктора	100	55	200	355	4,985
рассверливание	50	40	250	340	5,34
Рассверливание чистовое	50	27	75	152	5,36

5.4 Выбор технологических баз для установки детали при ее обработке

Геометрическое положение заготовки относительно режущих инструментов и надежность ее фиксации при обработке обеспечивается схемой базирования и закрепления, разрабатываемой на каждую операцию и установку.

Поверхности заготовки, принятые в качестве баз, и их относительное расположение должны давать возможность удобной установки, закрепления, открепления и снятия детали, приложения сил зажима и подвода режущих инструментов.

Если конструкция детали не позволяет использовать ее поверхности в качестве установочных баз, на ней предусматривают специальные элементы или поверхности, применяемые только при базировании (технологические отверстия, буртики, приливы и т. п.).

Для уменьшения погрешностей и повышения производительности обработки необходимо стремиться к уменьшению количества переустановок.

При выборе баз для чернового фрезерования необходимо учитывать следующее:

1) поскольку деталь обрабатывается по всем боковым сторонам, то необходимо выбрать поверхности с наименьшими припусками.

2) при обработке штамповочных заготовок необработанные поверхности следует использовать в качестве установочных баз только при первой обработке.

Для чистовой обработки:

1) на всех операциях механической обработки должен использоваться один и тот же комплект установочных баз, т.е. соблюдаться принцип постоянства баз для наибольшей точности обработки.

2) установочные базы для окончательной обработки должны иметь высокую точность размеров и геометрической формы и возможную минимальную шероховатость поверхности; эти базы не должны деформироваться под действием сил резания, зажима и массы детали.

На основе вышеперечисленных требований назначим установочные базы для поверхностей детали на технологических переходах.

Технологические базы, которые используются для базирования деталей

Схемы базирования детали приведены на чертеже (см. графические материалы). Они обеспечивают надежное закрепление детали на всем процессе ее обработки.

5.5 Составление технологического маршрута обработки детали

Маршрут обработки детали

Таблица 10

№ операции	Наименование операции	Содержание операции (переходов)	Оборудование	Остнастка
005	Установка	Установить, выставить, крепить, снять.	Тиски машинные.
010	Горизонтально-фрезерная	Фрезеровать базовые поверхности заготовки, выдерживая размер 42.	Вертикально-фрезерный станок 6М26П	Фреза торцевая o150 З6М5 ш.ц.-125-0,1 ГОСТ166-20
015	Горизонтально-фрезерная	Фрезеровать базовые поверхности заготовки, выдерживая размер 40.	Вертикально-фрезерный станок 6М26П	Фреза торцевая o150 З6М5 ш.ц.-125-0,1 ГОСТ166-20
020	Слесарная	Опилить заусенцы по контурам фрезерованных поверхностей	Верстак слесарный, тиски слесарные, пневмомашина ПМЗЗ-140	Шарошка Р6М5 o10-13
025	Разметочная	Разметить контур детали		Плита разметочная
030	Вертикально-сверлильная на станке с ЧПУ	Сверлить отверстия (поверхности 13-14)	Вертикально-фрезерный станок с ЧПУ ФП-7СМН	Сверло o6 Р6М5
035	Вертикально-фрезерная на станке с ЧПУ	Фрезеровать поверхности 1-16	Вертикально-фрезерный станок с ЧПУ ФП-7СМН	Фреза концевая o10,Lр=53; Р6М5 ГОСТ17026-71
040	Вертикально-сверлильная на станке с ЧПУ	Развернуть отверстия (поверхности 13-14)	Вертикально-фрезерный станок с ЧПУ ФП-7СМН	Развертка машинная o6 Н9 ГОСТ1672-80
045	Слесарная	Опилить заусенцы по контурам фрезерованных поверхностей	Верстак слесарный, тиски слесарные, пневмомашина ПМ 33-140	Шарошка Р6М5 o6-13
050	Контроль	Произвести необходимый контроль изготавливаемых деталей		контрольная плита ГОСТ 20905-86

5.6 Разработка технологических операций обработки детали

Расчет основного времени для обработки . Расчет выполним в виде таблицы11:

Таблица 11

Номер и наименование перехода	Квалитет шероховатость, мкм	Формула для расчета наиболее вероятного машинного времени
Черновое фрезерование цилиндрической фрезой	13...12 40…10
Чистовое фрезерование цилиндрической фрезой	13...12 40…10
Черновое фрезерование торцевой фрезой
Чистовое фрезерование торцевой фрезой
Сверление отверстий o6
Развертывание отверстий o6
Суммарное время обработки		9,52мин9мин30сек

транспортный самолет шасси нервюра

• В данном разделе была спроектирована технология изготовления силовой нервюры. Было рассчитано операционные припуски и определены размеры заготовки, выбрано технологические базы для установки детали при ее обработке, составлено технологический маршрут обработки детали, рассчитано основное (машинное) время для операций механической обработки детали, составлено расчетно-технологическую карту (РТК) для операции, выполняемой на станке с ЧПУ, рассчитано основное (машинное) время для операций механической обработки детали.
• В результате проведенной работы можна определить, что дання деталь по форме довольно сложная, но применение станков с ЧПУ упрощает процедуру изготовления нервюры. На Рис. 35 показана РТК по изготовлению данной нервюры.

Рис. 35.

Список использованной литературы

1. В.Н. Клименко, А.А. Кобылянский, Л.А. Малашенко Приближенное определение основных параметров самолета; Харьков: Харьк. авиац. институт, 1989.

2.Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. М. ,1981.

3. Кобылянский А.А. ,Гребенников А.Г.Характеристики газотурбинных двигателей: учеб. пособие. Харьков, 1985.

4. Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. Проектирование самолетов. М.

5. Методические указания по составлению расчетно-пояснительных записок к курсовым и дипломным проектам. сост. Черепенников Б.А. Н.В. Околота

6. В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, М.Н. Федотов Инженерные основ функционирования и общее устройство аэрокосмической техники. Харьков: Национальный аэрокосмический университет "ХАИ".2002.

7. Арсон Л. Д., Рябков В. И., Цепляева Т. П. проектирование лонжеронов: Учеб. пособие. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т ,1981. - 67с.

8. Пехтерев В. Д., Носик В. Н. Графоаналитический метод проектирования сжатых панелей: Учеб. пособие. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т , 1984. - 32 с.

9. Войт Е.С., Ендогур А.И. Проектирование конструкций самолётов. 415-с.

10. Житомирский Г.И. Конструкция самолётов.401-с.

11. Балабуев П.В. Основы общего проектирования самолётов с газотурбинными двигателями.Ч-2.390-с.

12. Поликовский В.И. Силовые установки ЛА с ВРД.261-с.

13. Дыбский П.В., Пехтерев В.Д. Топливные системы.44-с.

14. Полетучий А.И. Инженерные расчёты и основы конструирования деталей и механизмов ЛА. 360-с.

15. Новожилов Г.В. Из истории советской авиации. 264-с.

16. Масляные системы самолётов. Конспект лекций по курсу "Силовые установки самолётов".1973г.

17. Арсон Л.Д., Э.Н.Румянцев. Проектирование линейных авиационных элементов.31-с.

18. Домотенко Н.Т. Авиационные силовые установки.352-с.

19. В.Н. Зайцев, Г.Н. Ночевкин Конструкция и прочность самолетов: Учебник для студентов авиационных ВУЗов, Киев: Высшая школа, 1974 г

20. Под редакцией Кононенко В.Г. Технология производства Л.А.: Курсовое проектирование. Киев: Вища школа. 1974 г., 224с.

21. Под редакцией Рудмана Л.И. " Справочник конструктора штампов", Листовая штамповка, М.: Машиностроение, 1988 г., 460с.

22. Романовский В.П. Справочник по холодной штамповке, Москва: Машиностроение, 1979 г., 520с.

23. Под редакцией Р.Г. Гордовской, Справочное пособие: "Единая система конструкторской документации. Общие правила выполнения чертежей", Москва: Изд. Стандартов, 1984 г., 232с.

24. Набатов А.С. Проектирование технологических процессов в производстве Л.А. и А.Д. Харьков, ХАИ. 1987 г., 98с.

25. В.Д. Пехтерев, В.Н. Носик Графоаналитический метод проектирования сжатых панелей. Учебное пособие по практическим исследованиям, курсовому и дипломному проектированию. Харьковский авиационный институт, 1984 г., 32с.

26. П.В. Дыбский, В.Д. Пехтерев Топливные системы: Учебное пособие

27. Черепенников Б.А., Околота Н.В. Обозначение чертежей и оформление учебно-конструкторской документации. Методические рекомендации по курсовому и дипломному проектированию. - Харьков, ХАИ, 1978 г., 57с.

28. Л.А. Евсеев Расчет на прочность крыла большого удлинения. Учебное пособие. Харьков, ХАИ, 1985 г.,106с.

29. Л.А. Евсеев, К.В. Миронов, П.А. Фомичев Расчет шасси самолета на прочность. Учебное пособие. Харьков, ХАИ, 1988 г., 102с.

Размещено на Allbest.ru