2.5.2. Объемная компоновка и центровка самолета

Задачи объемной компановки и центровки проектируемого самолета указаны в (l, с. 203).

Проработка объемно-весовой компоновки ведется с помощью масштабного эскиза самолета, центровочной ведомости и центровочной схемы. Основой для этой проработки служат:

чертеж (в тонких линиях) общего вида проектируемого самолета;

функциональный состав (весовая сводка) самолета;

весовые и геометрические характеристики самолетов-прототипов. Для решения задач объемно-весовой компоновки в дипломном проекте необходимо придерживаться следующего порядка.

1. Выполнить масштабный эскиз самолета.

Эскиз целесообразно выполнять на пергамине или миллиметровке в масштабе чертежа общего вида самолета (снять копию всех трех проекций, разрешается "от руки").

Эскиз рекомендуется включить в пояснительную записку как рабочий материал, обосновывающий принятые решения.

2. Составить центровочную ведомость самолета. В дипломном проекте в центровочную ведомость разрешается включать только основные агрегаты, системы и грузы согласно табл. 1.4.

3. На основе полученных ранее геометрических характеристик проектируемого стмолета и характеристик самолетов-прототипов (см. схемы, чертежи и другую информацию) определить необходимые размеры главных отсеков проектируемого самолета, а именно:

кабины экипажа (см., например, (1, с. 215));

целевой нагрузки (см., например, (1, с. 238 - 249), размеры пассажирских салонов и грузовых отсеков определять для каждого салона и отсека отдельно);топливных баков в крыле (см., например, (1, с. 366)) и отдельно, в фюзеляже;

двигателей, размещенных внутри фюзеляжа или крыла;

оборудования и других систем и агрегатов, оказывающих существенное влияние на размеры фюзеляжа, гондол, крыла (объемы и размеры можно принять по самолетам-прототипам).

4. На проекции масштабного эскиза нанести контуры всех частей самолета, включенных в центровочную ведомость. Контуры агрегатов, систем, грузов разрешается наносить "от руки", но с точным соблюдением габаритных размеров (контуры топливных баков выделить штриховкой; в пассажирских салонах указать лишь первый и последний ряды кресел).

5. Определить (в дополнение к разделу 3) веса всех частей самолета, входящих в центровочную ведомость и внести их в таблицу. Сумма весов должна равняться взлетному весу самолета, подсчитанному во втором приближении.

6. На масштабном эскизе определить положения ц.т. всех частей самолета.

Положения ц.т. частей планера можно принимать:

для крыла (0,400,45) САХ;

для фюзеляжа (0,500,60) 1_ф;

для оперения 0,5 САХ_оп

для шасси принимать на уровне верхнего края колес (при стоянке).

Положения ц.т. топливных баков и ц.т. целевой нагрузки обусловливаются размерами и конфигурацией соответствующих отсеков, салонов, подвесок и т.д.

Положения ц.т. остальных частей, вошедших в центровочную ведомость самолета, принимать приблизительно.

7. Выполнить центровочную схему. Центровочная схема представляет собой боковую проекцию самолета, над которой указана САХ. На схеме изображаются принятая система координат, контуры и положения ц.т. частей самолета, включенных в центровочную ведомость (контуры топливных баков выделить штриховкой или желтым карандашом). Координаты ц.т. частей самолета на центровочной схеме указываются в соответствии с их порядковым номером в центровочной ведомости (х₁, х₂,…...х₁₀, х_1об, т.д.), а их численные значения заносятся в таблицу.

8. Центровочная схема выполняется на миллиметровой бумаге в масштабе, удобном для расчета центровки (форматом не менее 420х297), подписывается студентом и руководителем дипломного проекта и включается в пояснительную записку.

Пример оформления центровочной схемы показан на рис. 2.8.

8. Определить диапазон потребных предельно задних и предельно передних центровок для самолетов данного типа. Предельно задняя центровка самолета должна обеспечивать равенство:

Положение фокуса самолета ( ) на дозвуковых скоростях полета см. разд. 2.5.1.

Степень продольной статической устойчивости на дозвуковых скоростях в дипломном проекте можно принимать:

= -(0,20,24) пассажирские самолеты с двигателямина хвостовой части фюзеляжа;

= -(0,120,16) пассажирские и транспортные самолеты с двигателями на крыле;

= -(0,040,07) сверхзвуковые неманевренные самолеты;

= -(0,020,05) маневренные самолеты.

Для маневренных самолетов, неустойчивых при М1:

= -(0,020,05) нормальная схема и "бесхвостка"

=-(0,050,1) схема триплан

=-(0,10,2) схема "утка" с крылом прямой стреловидности;

= -(0,150,3) схема "утка" с крылом обратной стреловидности.

Предельно передняя центровка должна обеспечивать возможность балансировки самолета на взлете или посадке при отклоненной механизации крыла.

В дипломном проекте можно принимать:

где = 0,03 - маневренные самолеты; = 0,15 - неманевренные самолеты.

9. Выполнить расчет центровки самолета (определить эксплуатационные положения ц.т. самолета для случаев загрузки, характерных для данного типа самолетов).

Допустимый минимум расчетных случаев следующий:

полностью загруженный самолет (взлетный вес);

пустой снаряженный самолет (без целевой нагрузки и топлива);

предельный посадочный случай (целевая нагрузка на борту; топлива нет);

перегоночный случай (полный запас топлива; целевая нагрузка отсутствует).

В дипломном проекте положение ц.т. самолета определяется только по оси ОХ (по оси ОY - принимается приблизительно). Координата ц.т. самолета будет, очевидно, равна:

а значение центровки (относительно носка САХ) определится по следующей формуле:

где х_А - расстояние от начала координат (носка фюзеляжа) до носка b_A

Из указанных выше расчетных случаев выбрать наиболее заднее () и наиболее переднее () эксплуатационное положение ц.т. самолета; если они попадают в диапазон потребных центровок (см. п. 8), то их и принять за ипроектируемого самолета.

Если же ине попадают в диапазон потребных центровок, то студент должен провести коррекцию компоновки самолета, т.е. передвинуть наиболее тяжелые грузы, топливо и т.д., либо передвинуть крыло относительно фюзеляжа (наиболее радикальный метод коррекции), достигнув, таким образом, выполнения требований центровки самолета.

10. Внести необходимые исправления в центровочную ведомость (если выполнялась коррекция компоновки) и окончательно доработать чертеж общего вида самолета (центровочную схему разрешается не исправлять).

2.5.3. Конструктивно-силовая компоновка

Задачей данного раздела дипломного проекта является создание такой конструктивно-силовой компоновки (КСС) самолета, которая при необходимых объемах, заданной прочности и жесткости конструкции, требуемой эксплуатационной и производственной технологичности обеспечивала бы минимальный вес конструкции. Этот раздел дипломного проекта выполняется на основе:

масштабного эскиза самолета,

чертежа общего вида самолета;

чертежей самолетов-прототипов.

Расчет на прочность частей и силовых элементов конструкции в данном разделе не выполняется.

Студент должен выбрать КСС и стыковые соединения основных агрегатов самолета: крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и крепления двигателей (например, (2, 3, 6)). При этом должна быть обеспечена увязка силовой схемы с объемной компоновкой частей самолета. Необходимые размеры элементов конструкции принимаются по самолетам-прототипам.

Результатом проработки вопросов конструктивно-силовой компоновки является чертеж компоновки самолета, (и соответствующий раздел в главе 5 пояснительной записки).

На рис. 2.9...2.14 показаны примеры оформления чертежа компоновки самолета.

Масштаб чертежа выбирается в зависимости от линейных размеров проектируемого самолета (продольный размер проекций самолета на чертеже должен быть 1,52 м; сокращение размеров проекций за счет вырезов отдельных участков фюзеляжа не допускается). Студент может выбрать один из следующих рекомендуемых масштабов: 1:2; 1:5; 1:10; 1:20; 1:25; 1:50.

Чертеж компоновки должен давать ясное представление о внешних обводах, функциональном составе и конструктивно-силовой увязке разрабатываемого самолета.

Чертеж включает в себя:

боковую и плановую проекции самолета (направление полета справа налево, боковая проекция расположена сверху);

поперечные сечения фюзеляжа и крыла, которые при необходимости выполняются в более крупном масштабе (нежели проекции самолета) и располагаются (желательно): сечения фюзеляжа - над боковой проекцией, сечения крыла - над плановой проекцией в зоне крыла;

локальные дополнительные сечения, виды, вырезы, поясняющие принятые конструктивные решения того или иного места крыла, фюзеляжа, гондолы и т.д.

Студент должен выполнять чертеж сначала в тонких линиях, поэтапно представляя его руководителю дипломного проекта для проверки и консультаций, учесть все замечания, внести исправления и лишь с разрешения руководителя окончательно доработать чертеж.

Наименование чертежа указывается только в угловом штампе.

Оформленный чертеж компоновки самолета подписывают студент, консультант по технологической части и руководитель проекта.

При решении задач конструктивно-силовой компоновки самолета в дипломном проекте студент обязан придерживаться приведенных ниже рекомендаций. Детализация чертежа компоновки самолета сверх этих рекомендаций должна быть строго обоснована и допускается только с разрешения руководителя проекта.

Боковая и плановая проекции самолета.

1. Боковая и плановая проекции самолета на чертеже показывается с полностью или частично снятыми обшивкой и каркасом (с лицевой стороны). Разрешается плановую проекцию самолета показывать только с одной (полной) консолью крыла и оперения.

2. Внешние обводы проекций самолета на чертеже компоновки и чертеже общего вида должны быть взаимно согласованы.

3. На проекциях самолета (в местах с неснятой обшивкой) должны быть показаны отклоняемые и съемные элементы конструкции (рулевые поверхности, механизация крыла, двери, тормозные щитки, створки и крышки крупных люков, остекление кабин и салонов, радиопрозрачные обтекатели антенн и т.д.). Герметизация и теплоизоляция кабин и отсеков самолета (если таковые предусмотрены) показываются соответствующей штриховкой. Контуры проекций самолета должны быть выделены более толстыми линиями.

4. На проекциях самолета студент должен показать выбранные им конструктивно-силовые схемы и стыковые соединения крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и крепления двигателей. В целях более четкого выявления принятых конструктивных решений соответствующие места конструкции показываются со снятой обшивкой. Нормальные силовые элементы (стрингеры, нервюры и шпангоуты) условно показываются двумя сплошными тонкими линиями на расстоянии 23 мм друг от друга, усиленные элементы (усиленные нервюры и шпангоуты, лонжероны, продольные стенки и бимсы) - осевой линией и двумя сплошными линиями на расстоянии 38 мм друг от друга (в зависимости от силового элемента и масштаба чертежа). Под обшивкой нормальные силовые элементы не показывают; усиленные элементы показывают осевой и двумя пунктирными линиями (рис. 2.15). Сечения нормальных силовых элементов показывают тонкой, усиленных - толстой линиями (рис. 2.16).

Глубина проработки конструктивно-силовых схем и стыковых соединений должна давать достаточное представление о числе, форме и способе крепления основных силовых элементов, о способе отклонения, выпуска и уборки подвижных частей того или иного агрегата (например, стойка шасси, поворотная консоль крыла, ЦПГО и др.).

Шасси показывают выпущенном, но не обжатом понижении (обжатие условно указывается линией земли см. рис. 2.9 - 2.11).

При проработке крепления двигателей должны быть показаны (схематично) элементы, передающие силу тяги и массовые нагрузки на планер (например, (l, с. 443р.))

Шаг силовых элементов, форму, характерные размеры и т.д. принимать по самолету-прототипу (кроме тех случаев, когда конкретный силовой элемент разрабатывается в разд. 7 дипломного проекта).

5. На боковой и плановой проекциях самолета должны быть проработаны ниже перечисленные отсеки, агрегаты, части (на чертеже показать сплошными линиями при снятой обшивке и снятом силовом наборе соответствующего участка фюзеляжа или крыла):

а) кабина экипажа (фонарь, кресла, рычаги управления, контуры приборной доски и пультов управления, оборудование, например, (1, с. 216) и рис. 2.17, 2.18);

б) полная цепь одного из каналов управления (от кабины пилота до рулевых поверхностей). Допускается схематичное изображение элементов проводки (тяги, качалки, бустеры и др.);

в) отсеки радиоэлектронного, аэронавигационного и другого оборудования (по самолету-прототипу). Допускается изображение агрегатов и блоков различных систем только габаритным контуром (без изображения подробностей их конструкции, но с обязательным показом силового обрамления отсеков, в которых они установлены (рис. 2.17)).

г) отсек носовой (хвостовой) стойки шасси (с обязательным показом силовых элементов фюзеляжа, к которой крепится стояка, и створок отсека - рис. 2.19, 2.20);

д) отсеки (салоны) целевой нагрузки показать двери, дики, кресла, полки, окна, буфеты, гардероб, туалеты, загрузочные устройства грузовых самолетов и другие важные элемента отсеков). Элементы для размещения однотипной целевой нагрузки (кресла, полки и т.д.) разрезается показывать только в первых и последних двух рядах каждого отсека (см. рис. 2.9, 2.10);

е) пилоны для внешней подвески целевой нагрузки (без целевой нагрузки, но с обязательным показом точек крепления пилонов к конструкции самолета, см. рис.

ж.) топливные отсеки. Топливо должно решается проработка отсека только для одной главной стойки (с обязательным показом створок отсека и силовых элементов крыла иди фюзеляжа, к которым крепится стойка, см. рис. 2.21);

и) воздухозаборники и воздушные каналы (например, (1, с. 434)). При идентичной геометрии разрешается проработка только одного воздухозаборника и канала. Необходимо показать дополнительные (если таковые имеются) взлетные и противопомпажные створки и обеспечение слива пограничного слоя. На регулируемых (и полностью отклоняемых) воздухозаборниках должны быть показаны крайние и промежуточные положения поверхностей сжатия (см., например, рис. 2.22);

к) носовая или хвостовая часть фюзеляжа (при установке двигателя внутри фюзеляжа) либо гондола двигателя (при установке двигателя в гондоле). Разрешается проработка компоновки только одной гондолы. Необходимо показать: усиленные силовые элементы конструкции фюзеляжа (гондолы) к которым крепится двигатель; контур двигателя с выхлопным соплом; узлы крепления двигателя; устройство для реверсирования тяги и акустическую облицовку гондолы (см., например, (l, с. 433, 445, 4521 и рис. 2.23, 2.24);

л) вспомогательная силовая установка (если она предусмотрена на проектируемом самолете). Необходимо показать контуры ВСУ, входное и выходное устройство (см. рис. 2.25).

Поперечные сечения

Поперечные сечения дополняют боковую и плановую проекции самолета на чертеже, поясняя объемную и конструктивно-силовую компоновки наиболее важных его частей и отсеков.

Масштаб поперечных сечений должен обеспечивать достаточно четкое изображение основных силовых элементов конструкции и особенностей компоновки в данном сечении самолета. Располагать поперечные сечения на чертеже необходимо вблизи соответствующих мест боковой и плановой проекций самолета. Обозначаются сечения (и секущие плоскости) заглавными буквами (А-А, Б-Б и т.д.) шрифтом 10 или 14 (см. рис. 2.9-2.14).

Характерными являются следующие сечения:

1. Сечения крыла (не менее двух сечений):

- по органам механизации (рис. 2.26);

- по органам управления (рис. 2.27);

- по месту установки гондолы двигателя (рис. 2.28). В сечениях крыла необходимо показать форму аэродинамического профиля крыла, продольный и поперечный силовые наборы, крепление гондолы двигателя, топливный отсек (если имеется), органы механизации и управления. Органы механизации и управления показывают в нейтральном (крейсерском) положении (сплошными линиями), при взлете и при посадке (осями и условным контуром с обозначением углов отклонения).

2. Сечения фюзеляжа (не менее пяти сечений):

по кабине экипажа (см., например, (l, с. 216) и рис. 2.29);

по отсеку носовой стойки шасси (рис. 2.30, 2.31); (если сечения по кабине и носовой стойки совпадают - дать совмещенное сечение, см. рис. 2.32, 2.33);

типовое сечение отсека целевой нагрузки (рис. 2.34); по усиленному шпангоуту крепления крыла или центроплана (рис. 2.35);

по отсеку главных стоек шасси (рис. 2.36 - 2.38);

по топливному отсеук (во всех сечениях крыла и фюзеляжа топливо выделять легкой штриховкой или желтым карандашом, см., например, рис. 2.26 и 2.28);

по усиленному шпангоуту крепления двигателей;

по усиленному шпангоуту (раме) крепления оперения (рис.2.39), а также в других местах, характерных для данного самолета (рис. 2.40).

В целях уменьшения трудоемкости выполнения чертежа допускаются ступенчатые (совмещенные сечения, позволяющие одновременно показать компоновку смежных отсеков, например, кабины экипажа и отсека носовой стойки шасси; крепления главной стойки шасси и отсека целевой нагрузки (рис. 2.41); крепление крыла и крепление двигателя (рис. 2.42); два усиленных шпангоута крепления двигательной гондолы (рис. 2.43) и т.д. Допускается изображение половины сечения симметричных отсеков с указанием штрихпунктирной линией плоскости симметрии (рис. 2.44, 2.45).

В сечениях крыла и фюзеляжа не следует показывать целевую нагрузку на внешней подвеске (показывать только пилоны).

Форму и размеры сечений силовых элементов конструкции принимать приближенно (по самолету-прототипу), см. например, (2).

Локальные сечения и вырезы (не менее четырех)

Локальные сечения, виды, вырезы служат для изображения на чертеже компоновки самолета примеров конструктивных решений в наиболее важных местах крыла, фюзеляжа, оперения гондол и др. Например, узел крепления радиопрозрачного обтекателя РЛС к фюзеляжу (рис. 2.46); узел крепления крыла к фюзеляжу (рис. 2.47); крепление ОЧК к центроплану (рис. 2.48); узел крепления руля направления к килю (рис. 2.49); крепление панели крыла к лонжерону (рис. 2.50);

силовая увязка рессорного шасси легкого самолета с усиленным шпангоутом фюзеляжа (рис. 2.51); узел крепления переставного г.о. к килю (рис. 2.52); узел крепления лонжерона крыла к шпангоуту (рис. 2.53, 2.54) и т.д.

Масштаб изображения может быть значительно увеличен, вплоть до масштаба 1:1.

Располагать изображения необходимо вблизи соответствующих анализируемых мест конструкции;

Приведенные выше требования к чертежу компоновки самолета могут быть изменены лишь по согласованию с руководителем дипломного проекта.

При разработке отличных от самолета ЛА задачи конструктивно-силовой компоновки остаются прежними, а содержание чертежа может быть изменено с разрешения заведующего кафедрой.

2.6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК МАНЕВРЕННОСТИ, ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

В дипломном проекте студент определяет лишь некоторые (основные) характеристики самолета.

Исходными данными для выполнения необходимых расчетов являются:

избыточная удельная мощность (значения V_y^* см. в разд.2.4);

положение фокуса самолета на дозвуковых скоростях (см. в разд. 2.5.1);

положение ц. т. полностью загруженного самолета ( - см. в разд. 2.5.2).

Используя исходный материал, студент должен определить характеристики самолета в следующей последовательности.

1. Определить время разгона самолета (если двигатель с форсажем, то - на полном форсаже) от V_min до V_max на трех характерных высотах: Н0; НН_крейс.; НН_мах - (12 км).

Диапазон скоростей на каждой высоте необходимо разбить на 2-3 участка (см. зависимости V_y^*=f(M).

Время разгона от скорости V_i до V_i+1 в данном случае определяется как:

где V и V_y^* подставляют в м/с.

Полное время t_р разгона от V_min до V_max обозначить также на диаграмме "Область возможных полетов" самолета (в пояснительной записке и на плакате, см. разд. 2.4, рис. 2.5).

2. Определить зависимость степени продольной статической устойчивости от числа М полета.

Зависимость =f(M).является важным фактором, влияющим на маневренность самолета на сверхзвуковых скоростях.

Сдвиг фокуса самолета при ММ_крит. в дипломном проекте можно определить следующим образом:

где k_F = 0, при М  М_крит.;

k_F = 1, при М 1,2;

при М_крит.М1,2;

Для дозвуковых самолетов:

где- средняя относительная толщина крыла.

Для сверхзвуковых самолетов условно принимать М0,9

Для дозвуковых самолетов сдвиг фокуса и величину считать до ограничения по числу М, принятого в дипломном проекте;

Для сверхзвуковых самолетов - до М = 1,2.

При М > 1,2 величину условно принимать постоянной (кроме тех случаев, когда сдвиг фокуса рассматривается в разд. 8 дипломного проекта).

Зависимости =f(M) и =f(M).должны быть построены на миллиметровой бумаге форматом 297х210.

На рис. 2.55 показан пример оформления этих зависимостей.

3. Определить зависимость отклонений (расходов) органа продольного управления на единицу нормальной перегрузки от скорости (числа М ) полета для тех же высот, что и в п. 1 (в пределах области возможных полетов самолета):

для самолетов с ЦПГО;

для самолетов с рулем высоты.

В дипломном проекте значения величин иможно принимать по графику (см. (1, с. 462)).

На графических зависимостях =f(M) и =f(M) указать ограничения по С_Удоп, q_мах, М_мах принятых в проекте.

4. Определить зависимость располагаемой нормальной перегрузки от скорости (числа М ) полета для тех же условий, что и в п. 3:

В данном случае к упомянутым в п. 3 ограничениям добавляется еще ограничение по перегрузке ( ), принятое в дипломном проекте.

На больших высотах величина существенно ограничивается еще и эффективностью органа продольного управления, однако в целях упрощения это ограничение в дипломном проекте не рассматривается.

На рис. 2.56 показан пример изображения зависимости = f(M) Все расчеты в данном разделе дипломного проекта оформляются в виде таблиц и графических зависимостей (требования к иллюстрациям см. разд. 2.4).

2.7. РАЗРАБОТКА КОНСТРУКЦИИ АГРЕГАТА

Задачей этого раздела является более глубокая проработка конструкции одного из агрегатов проектируемого самолета.

При выдаче задания по данному разделу необходимо руководствоваться следующим примерным перечнем агрегатов:

1. Крыло легкого самолета.

2. Поворотная часть крыла или ОЧК.

3. Центроплан крыла.

4. Отсек фюзеляжа с усиленным шпангоутом.

5. Цельноповоротное горизонтальное оперение самолета (ЦПГО).

6. Переднее горизонтальное оперение (ПГО),

7. Стабилизатор.

8. Киль самолета.

9. Передняя стойка шасси.

10. Главная стойка шасси.

11. Предкрылок тяжелого самолета.

12. Двух (трех) щелевой закрылок.

13. Регулируемый воздухозаборник сверхзвукового самолета.

14. Рули (элерон) тяжелого самолета.

15. Фонарь кабины.

16. Дверь пассажирской кабины.

17. Управление (по одному из каналов) с разработкой основных узлов.

18. Пилон двигателя с мотогондолой и узлами крепления. А также другие (равноценные по трудоемкости разработки) агрегаты проектируемого самолета. В данном разделе дипломного проекта студент должен выполнить следующую работу:

определить внешние нагрузки на агрегат для характерных расчетных случаев;

выбрать и обосновать конструктивно-силовую схему и материал конструкции агрегата;

выполнить проектировочный расчет главных силовых элементов с целью выявления размеров их сечений в наиболее характерных местах;

разработать схему сборки агрегата, увязав размеры стыкуемых элементов конструкции и определив вид и параметры крепежа сочленяемых частей.

Результатом выполнения разд. 7 дипломного проекта является чертеж разрабатываемого агрегата и соответствующая глава в пояснительной записке, в которой студент обязан привести необходимые расчеты и обоснования принятым решениям.

Для уменьшения затрат времени при разработке конструкции агрегата студенту необходимо придерживаться следующей последовательности.

1. Определение нагрузок; выбор конструктивно-силовой схемы агрегата и материала конструкции (например, (l, 2, 3, 5, 6,)):

а) из чертежей общего вида и конструктивно-силовой компоновки проектируемого самолета определить геометрию и основные размеры агрегата, место и тип его соединения со смежными частями самолета. Вычерчивается в тонких линиях общий вид агрегата;

б) определить внешние эксплуатационные и расчетные нагрузки, действующие на агрегат в характерных основных расчетных случаях (см., например, (3, 5, 6));

в) выполнить схему нагружения (и показать реакции в узлах крепления) агрегата, построить эпюры внешних расчетных нагрузок с учетом нагрузок от смежных агрегатов и частей самолета. На рис. 2.57 показан пример оформления схемы нагружения и эпюр нагрузок в главе 7 пояснительной записки дипломного проекта;

г) в зависимости от назначения самолета устанавливаются технические требования к конструкции разрабатываемого агрегата (особенности конструкции, условия ее работы, требования по ресурсу, надежности и др.);

д) определяется конструктивно-силовая схема агрегата - наличие и взаимное расположение основных силовых элементов агрегата с учетом требований общей компоновки самолета и увязки агрегата с другими (смежными) частями самолета. На общем виде агрегата вычерчиваются в тонких линиях основные силовые элементы и узлыкрепления;

е) проводится анализ (обоснование) конструкционного материала для основных силовых элементов конструкции агрегата, выявляется возможность применения композиционных материалов, монолитных,

сотовых и других конструкций.

2. Проектировочный расчет агрегата (например, (3, 5, 6)):

а) описать расчетную силовую схему агрегата, привести последовательность передачи нагрузок по основным силовым элементам конструкции; определить усилия в узлах крепления агрегата; построить эпюры нагружения основных элементов агрегата (с указанием числовых значений). На рис. 2.58 показан пример оформления схемы нагружения основных силовых элементов конструкции агрегата;

б) определить потребные площади, форму и размеры сечений основных силовых элементов агрегата в наиболее характерных местах. Определить количество и диаметр болтов крепления (или другие параметры крепежа) агрегата;

в) выполнить в тонких линиях эскизы видов, сечений и разрезов агрегата, показывающие конструкцию отдельных элементов, их взаимную увязку и вид соединений.

3. Разработку схемы сборки агрегата студент выполняет под руководством консультанта по технологической части (см. разд. 2.9).

4. Выполнение чертежа агрегата. В дипломном проекте студент выполняет только сборочный чертеж разрабатываемого агрегата. Чертеж выполняется на листе формата не менее 1189х841 по ЕСКД. В зависимости от истинных размеров агрегата масштаб чертежа должен быть: 1:1, 1:2, 1:5, 1:10. На рис. 2.59 - 2.62 показаны примеры оформления чертежа агрегата.

Студент обязан выполнять чертеж агрегата сначала в тонких линиях в процессе выбора конструктивно-силовой схемы и проектировочного расчета агрегата, поэтапно представляя его руководителю проекта и консультанту по технологической части для проверки и консультаций, учесть их замечания и окончательно доработать чертеж.

На чертеже показывают все основные силовые элементы, узлы крепления, наносят габаритные и установочные размеры, а также расстояния между основными силовыми элементами агрегата.

В масштабе 1:1 (или 1:2 для крупных агрегатов) вычерчивают 6-10 сечений или узлов, поясняющих конструкцию отдельных элементов, их взаимную увязку и вид соединений. Выносят типовое сечение агрегата, поясняющее его сборку. Образмеривают расстояния между элементами крепления (болтами, заклепками и др.), устанавливаемыми при сборке.

На поле чертежа приводят технические условия и требования на сборку агрегата.

Спецификацию по сборочному чертежу выполняют на отдельном листе и подшивают в пояснительную записку (глава 7). В главе 7 пояснительной записки должны быть приведены также: описание конструкции агрегата, расчет нагрузок, проектировочные расчеты конструкции .

В главе 9 приводят описаний технологического процесса сборки агрегата.

Название агрегата пишется только в штампе чертежа. Чертеж подписывают студент, преподаватель-консультант по технологической части и руководитель дипломного проекта.

2.8. научно-исследовательский РАЗДЕЛ (НИР)

В этом разделе студенту (применительно к разрабатываемому им самолету) необходимо решить один из научно-технических вопросов проектирования современных самолетов.

Тема НИР дипломного проекта может быть связана с общим проектированием современных самолетов; проектированием частей самолета;

проектированием конструкции, прочностью элементов, технологическими процессами изготовления и сборки агрегата проектируемого самолета и т.д.

При выдаче задания по данному разделу дипломного проекта можно руководствоваться следующей примерной тематикой НИР (применимой к самолетам различных назначений):

1. Анализ и обоснование аэродинамической схемы проектируемого самолета.

2. Выбор оптимальной удельной нагрузки на крыло.

3. Выбор оптимальной тяговооруженности самолета.

4. Анализ возможных схем размещения двигателей на самолете.

5. Анализ размещения воздухозаборников на самолете.

6. Анализ влияния ПГО на ЛТХ самолета.

7. Борьба с шумом в салоне пассажирского самолета.

8. Анализ современных средств изменения продольной устойчивости самолета.

9. Расчет сбалансированной длины разбега и длины взлетной дистанции.

10. Выбор необходимой механизации крыла.

11. Влияние реверсирования тяги двигателей на взлетно-посадочные характеристики самолета.

12. Влияние управления вектором тяги двигателя на ЛТХ самолета.

13. Анализ способов защиты воздухозаборника от попадания посторонних предметов.

14. Выбор оптимальных геометрических параметров крыла (фюзеляжа).

15. Анализ преимуществ и недостатков крыла обратной стреловидности.

16. Анализ применения .вертикальных аэродинамических законцовок крыла.

17. Выбор оптимального поперечного сечения фюзеляжа.

18. Выбор оптимального плеча ПГО.

19. Выбор типа шасси самолета безаэродромного базирования.

20. Анализ проходимости шасси по различным грунтам.

21. Выбор и обоснование КОС крыла (фюзеляжа, стабилизатора, киля и т.д.).

22. Анализ конструкции агрегата, выполненного из различных конструкционных материалов.

23. Использование композиционных материалов в конструкции крыла (стабилизатора, киля и т.д.).

24. Влияние больших вырезов в крыле (фюзеляже) на передачу внешних нагрузок.

25. Исследование влияния формы оконного выреза на жесткостные характеристики фюзеляжа.

26. Анализ живучести самолета при частичных повреждениях конструкции.

27. Анализ акустической усталости конструкции фюзеляжа (киля и т.д.).

28. Выбор параметров амортизатора шасси.

29. Исследование вариантов конструкции шасси с минимальной трудоемкостью технического обслуживания.

30. Анализ технологических процессов изготовления сотовых (композиционных) конструкций.

... и другие.

Научно-исследовательский раздел дипломного проекта должен состоять из следующих частей.

1. Постановка задачи исследования.

2. Анализ современного состояния и возможные пути решения поставленного вопроса.

3. Выбор критерия оценки и обоснование метода исследования (решения) поставленного вопроса.

4. Реализация принятого метода (выполнение) исследования.

5. Выводы и рекомендации (с обязательным использованием на проектируемом самолете).

Результатом выполнения научно-исследовательского раздела является отчет и демонстрационный плакат (для защиты проекта перед ГЭК).

При выполнении раздела 8 рекомендуется использовать ЭВМ.

Студент должен сделать сначала предварительные (прикидочные) исследования (расчеты, графические зависимости и т.д.), проанализировать полученные результаты и обсудить их с руководителем дипломного проекта, учесть все замечания, после чего завершить выполнение научно-исследовательского раздела.

При оформлении отчета все расчеты должны сопровождаться необходимыми краткими пояснениями (по используемым аналитическим и графическим функциональным зависимостям, связям и т.д.). Наиболее важные (определяющие) расчеты, кроме расчетных формул, должны сопровождаться построением результирующих графических зависимостей и таблиц (а также других иллюстраций в зависимости от темы исследования). Требования к оформлению иллюстраций см. в разд. 2.4.

Отчет по научно-исследовательскому разделу оформляется в виде отдельной пояснительной записки со своим титульным листом. На титульном листе отчета указывается тема исследования, фамилия и.о. студента и руководителя проекта. Отчет подписывают студент и руководитель проекта.

В главе 8 пояснительной записки приводится лишь тема НИР, краткая аннотация работы и дается ссылка на указанный отчет.

Плакат к научно-исследовательскому разделу дипломного проекта выполняется на листе форматом не менее 1189х841, название темы исследования выносится на поле плаката (сверху). На плакате изображаются главные (результирующие) материалы исследования (в форме графиков, диаграмм, формул, таблиц, рисунков, фотографий, краткого текста и т.д.).

На рис. 2.63 показан пример оформления плаката по НИР.

Студент должен выполнить плакат сначала в тонких линиях (предварительно), представить его руководителю проекта для проверки и консультации, учесть все замечания и окончательно оформить плакат.

В нижнем правом углу плаката пишется фамилия и.о. студента и руководителя дипломного проекта.

Плакат подписывает студент и руководитель проекта.

2.9. ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ

Задачей данного раздела является обеспечение совокупных свойств производственной, эксплуатационной и ремонтной технологичности проектируемых конструкций самолета.

В дипломном проекте технологический раздел связан с разработкой конструктивно-силовой компоновки самолета и более конкретно с проектированием конструкции агрегата.

Технологический раздел состоит из следующих частей:

1. Технологическая проработка конструкции изделия.

2. Технологическая концепция проектируемого самолета.

3. Разработка схемы членения самолета и схемы членения проектируемого агрегата.

4. Разработка проекта сборочного приспособления агрегата иди контрольно-испытательного стенда и т.п.

Технологическую проработку конструкции проводят с использованием качественных характеристик (взаимозаменяемости, контролепригодности и других) и количественных показателей (коэффициентов использования материала, панелирования, унификации и др.). Уровень технологичности определяется как отношение показателей технологичности разрабатываемого изделия к соответствующим значениям базовых показателей.

Технологическая концепция содержит обоснования выбора материалов, видов полуфабрикатов, заготовок и анализ их обработки; анализ видов соединений и их ресурсных характеристик, обеспечение требуемых норм точности, качества и взаимозаменяемости.

Схема членения самолета должна быть строго увязана с чертежом общего вида и с чертежом компоновки самолета. Вычерчивается схема членения на листе форматом 1189х841 в масштабе, позволяющем разместить самолет в изометрической проекции (углы между осями 120°) на всем поле листа с учетом изображения агрегатов и отсеков самолета в развернутом положении на некотором расстоянии друг от друга. Направление полета принимается справа налево.

Расстояние между отсеками выбирается достаточным, чтобы показать характер конструктивного оформления разъемов и стыков. На указанной схеме членения границы технологических стыков панелей, стыков листов обшивок, двери и т.п. показывают сплошными линиями без отодвигания их от базовых элементов частей (агрегатов) самолета. На рис. 2.64 показан пример оформления схемы членения самолета в дипломном проекте.

Приспособление для сборки агрегата или его испытаний должно точно соответствовать технологическому процессу изготовления заданного агрегата, обеспечить установленную точность параметров агрегата, удобство выполнения работ и возможность извлечения готового агрегата из приспособления.

Чертеж приспособления (стенда) выполняется на листе форматом не менее 1180х841. Отдельно выносятся типовые сечения, на которых показываются узлы конструкции приспособления, узлы базирования и фиксации отдельных элементов агрегата и т.д.

Конструкция приспособления создается на базе универсальных блоков и узлов, на которые должна быть составлена спецификация (перечень приводится на чертеже). На рис. 2.65 показан пример оформления чертежа стапеля сборки агрегата.

Схему членения самолета и чертеж приспособления (стенда) подписывают студент, консультант по технологической части и руководитель дипломного проекта. Названия чертежей пишутся только в их штампах.

Схема технологического членения агрегата представляет собой принципиальную технологическую схему сборки агрегата с эскизами разъемов и описанием стыков, поясняющих последовательность и особенности выполнения этапов сборки.

Технологический процесс общей сборки агрегата разрабатывается применительно к условиям серийного производства.

Все необходимые обоснования, расчеты, эскизы и т.д. технологического раздела приводятся в пояснительной записке дипломного проекта (глава 9). Работа над технологическим разделом выполняется согласно методическим пособиям кафедры "Технология самолетостроения" (см., например, (4)) под руководством преподавателя-консультанта по технологической части, который уточняет глубину проработки и необходимую степень обоснования принятых решений.

2.10. организационно-экономический РАЗДЕЛ

Организационно-экономический раздел дипломного проекта состоит из двух частей:

1. Технико-экономическое обоснование (ТЭО) принимаемых проектно-конструкторских решений или конструкторско-технологических мероприятий в данном проекте самолета по экономическим критериям.

2. Решение задачи организации и управления процессами производства и труда по проектированию самолета или его агрегата.

Методика ТЭО проекта самолета зависит от его назначения.

Если темой дипломного проекта является экспериментальный ЛА, то в процессе ТЭО определяется целесообразность проведения соответствующих исследований или экспериментов для различных объемов работ. За критерии выбора чаще всего принимают "минимум стоимости программы исследований или экспериментов" или "максимум прироста качества изделия на единицу стоимости программы".

Решение задачи организации и управления процессами производства и труда по проектированию осуществляется для условий подразделения, где проводится преддипломная практика. В качестве типовых задач могут быть, например:

- организация, нормирование и стимулирование труда ИГР в конструкторской бригаде;

- разработка нормативов определения затрат труда, средств или времени на выполнение ОКР;

- сетевое планирование и управление комплексом проектно-конструкторских работ.

Все расчеты, табличные и графические материалы, необходимые текстовые обоснования по разделу оформляются отдельной главой пояснительной записки дипломного проекта и включают: введение; экономическую часть, содержащую ТЭО решений; организационную часть, содержащую рекомендации по организации работ или управлению ими; выводы.

Работа над организационно-экономическим разделом выполняется согласно методическим пособиям кафедр "Организация и планирование производства ЛА" и "Экономика и организация больших технических систем" под руководством преподавателя-консультанта по экономическим вопросам, который уточняет глубину проработки раздела.

2.11. ОХРАНА ТРУДА И ОКРУЖАЩЕИ СРЕДЫ

Тема данного раздела дипломного проекта должна быть тесно связана с конструкторскими, технологическими или эксплуатационными особенностями проекта.

Последовательность изложения материала должна соответствовать требованию полного и обоснованного раскрытия темы - предлагаемого решения, обеспечивающего охрану труда и окружающей среды в заданных производственных условиях.

Предлагается следующая типовая структура раздела:

1. Выявление потенциально опасных и вредных производственных факторов, характерных для рассматриваемых условий.

2. Характеристика воздействия выявленных факторов на организм человека (на окружающую среду).

3. Сравнение фактических значений параметров, характеризующих выявленные вредные и опасные факторы, с допустимыми нормами, приведенными в ГОСТ, ССБТ, СИиП и СН.

4. Описание существующих (или возможных) методов и средств борьбы с выявленными вредными и опасными производственными факторами.

5. Выбор и обоснование конкретных технических мер, применение которых наиболее целесообразно в рассматриваемых условиях.

6. Расчет выбранного метода (средства), обеспечивающего необходимые условия и охрану труда.

Раздел оформляется отдельной главой пояснительной записки дипломного проекта и включает: введение; основную часть, состоящую из рукописного текст:), схем, таблиц и графиков; выводу.

Работа над разделом выполняется согласно методическим пособиям кафедры "Охрана труда и окружающей среды" под руководством преподавателя-консультанта, который выдает задание персонально каждому студенту, конкретизирует вопросы, подлежащие подробной проработке, рекомендует план выполнения задания, проводит консультации в процессе работы над разделом, проверяет правильность и качество выполнения задания.

2.12. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

Выполняя данный заключительный раздел дипломного проекта, студент должен сделать сравнительный анализ ЛТХ и других основных характеристик спроектированного самолета и самолетов-прототипов, построить сводную таблицу с перечнем этих ЛТХ (таблица выполняется на листе форматом 297х210 мм); краткие выводы по дипломному проекту в целом.

Основой для сравнительного анализа является таблица основных характеристик спроектированного самолета (см. разд. 2.5.1) и самолетов-прототипов (см. разд. 2.1).

Сравнение характеристик должно сопровождаться кратким пояснением причин улучшения (или ухудшения) тех или иных характеристик.

Материалы анализа результатов проектирования (в том числе и таблица) помещаются в главу 12 пояснительной записки дипломного проекта.

3. ТРЕБОВАНИЯ И РЕКОМЕНДАЦИИ К СОДЕРЖАНИЮ И ВЫПОЛНЕНИЮ ИЗМЕНЕННЫХ ДИПЛОМНЫХ ПРОЕКТОВ

3.1. РЕКОМЕНДАЦИИ ПО ИСПОЛЬЗОВАНИЮ СРЕДСТВ АВТОМАТИЗАЦИИ ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИХ РАБОТ

Применение средств автоматизации проектно-конструкторских работ (АПКР) при выполнении дипломного проекта по специальности "Самолетостроение" позволяет значительно повысить качество дипломного проекта и познакомиться с современными методами разработки проектно-конструкторской документации в авиационных КБ (требования по объему дипломного проекта см. разд. 1.2...1.7 данного учебного пособия).

Средства АПКР включают в себя:

системы машинной графики, применяющиеся в промышленности (примеры выполнения дипломного проекта о применением системы машинной графики приведены на рис. 3.1 ... 3.5);

пакеты прикладных программ по расчету веса, летно-технических и прочностных характеристик;

Наиболее предпочтительным является использование систем машинной графики для выполнения чертежей:

общего вида самолета;

центровочной схемы самолета;

компоновочной схемы самолета;

конструктивно-силовых схем агрегатов планера;

взлетно-посадочной схемы самолета;

теоретических схем агрегатов планера;

При этом в дипломном проекте может быть использовано сочетание машинных и ручных методов выполнения чертежей.

В качестве темы научно-исследовательского раздела проекта может быть разработка 3-х мерной геометрической модели самолета с применением методов поверхностного и твердотельного моделирования, что позволяет построить графики площадей поперечных сечений, определить омываемую поверхность самолета, объемы отсеков и агрегатов, их центры тяжести и моменты инерции.

Кроме того, геометрическая модель поверхности самолета позволяет быстро и качественно построить схему технологических членений планера -

Наряду с промышленными системами машинной графики при разработке отдельных разделов дипломного проекта могут быть использованы учебные прикладные программы, с которыми студенты были ознакомлены при проведении лабораторных работ по курсу АПКР.

3.2. КОМПЛЕКСНЫЙ ДИПЛОМНЫЙ ПРОЕКТ

Комплексный дипломный проект (КДП) допускается только с разрешения заведующего кафедрой.

При выполнении всех требований кафедры к дипломному проекту по специальности "Самолетостроение", изложенных в данном учебном пособии, КДП должен содержать более глубокие разработки отдельных научно-технических вопросов проектируемого самолета (см. разд.1.2).

Основой для углубленной проработки разделов КДП может служить выполненная работа студентов (в период обучения в МАИ) в научных группах при кафедре, в государственных (и коммерческих) конструкторских бюро, а также углубленное изучение вопросов конструирования и проектирования самолетов при индивидуальной целевой подготовке студентов по прямым договорам с промышленностью и т.д.

Главной организационной задачей преподавателя-руководителя КДП является формирование стабильного коллектива из двух-четырех студентов (на добровольной основе) с одинаковым уровнем профессиональной подготовки, способных к совместной творческой работе. Подбор студентов рекомендуется проводить еще в период преддипломной практики с целью сбора и анализа более обширного материала для углубленной проработки конкретных разделов КДП.

Задание на КДП выдается каждому студенту. Распределение работы между студентами по представлению руководителя проекта утверждается заведующим кафедрой. В бланке "Задания" в пункте "Особые требования" должно быть записано "Комплексная разработка проекта". На оборотной стороне бланка приводится перечень конкретных вопросов для углубленной проработки данным студентом. Эту часть "Задания" также подписывают студент и руководитель проекта. Если в перечень указанных вопросов входят вопросы, связанные с разд. 9, то этот перечень должен быть подписан еще и консультантом по технологической части.

Общая трудоемкость проекта каждого студента должна быть одинаковой и равняться трудоемкости традиционного проекта (15...20 чертежных листов формата 841х594 и 100х130 листов пояснительной записки) . Для реального выполнения углубленной проработки указанных вопросов допускается уменьшение содержания или сокращение полностью отдельных разделов проекта (по согласованию руководителя проекта с заведующим кафедрой).

Комплексный дипломный проект должен состоять из двух частей. Первая часть является результатом совмещенного (индивидуального и коллективного) творчества группы дипломников. Эта часть должна содержать все разделы, входящие в состав дипломного проекта (см. разд. 1.2 данного учебного пособия), выполненные с расширенной проработкой (более подробно чертежи компоновки самолета и агрегата, углубленная проработка НИР и т.д.). Материалы этой части оформляются в единую пояснительную записку.

Вторая часть проекта содержит персональные разработки каждого студента в конструкторской, технологической и других областях, а также научно-исследовательский раздел проекта. Каждый студент оформляет эти разработки в виде самостоятельной пояснительной записки и соответствующих графических материалов.

Возможно два подхода к выбору тематики комплексного дипломного проекта. Первый - углубленная разработка проекта самолета в целом. Второй - специальные разработки в отдельных направлениях самолетостроения. Содержание КДП, связанного с первой тематикой, включает в себя разработки альтернативных компоновок самолета, вариантов его применения, конструкций агрегатов, обслуживания и эксплуатации самолета в экстремальных условиях, технико-экономическую оценку проекта самолета и ряд других материалов. В соответствии с требованиями; кафедры, предъявляемыми к дипломному проекту, такое сочетание дает хорошую основу для более глубокой разработки проектасамолета.

Второй подход к выполнению КДП связан со специализированной разработкой одного из направлений самолетостроения. Примерами могут служить использование компьютерных технологий в самолетостроении, прочностное проектирование конструкции и другие, нетрадиционные для дипломного проекта вопросы.

Процесс работы над комплексным дипломным проектом и контроль за ходом его выполнения должны соответствовать требованиям, изложенным в данном учебном пособии.

Защита дипломного проекта производится также в соответствии с этим пособием (см. разд. 1.7).

Каждый из студентов делает доклад по разработанным им материалам в течение 1O...12 минут и отвечает на вопросы членов ГЭК по проекту и докладу. Как правило, эти вопросы относятся к материала его разработок. Однако студент должен хорошо ориентироваться и в других инженерно-авиационных вопросах.

Члены ГЭК оценивают уровень профессиональной подготовки каждого студента по результатам выполнения дипломного проекта, доклада и ответов на вопросы.

ЛИТЕРАТУРА

1. Е г е р С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. и др. Проектирование самолетов. -М.: Машиностроение, 1983.

2.Дитомирский Г.И. Конструкция самолетов. -М.: Машиностроение, 1991.

3. Войт E.G. .Ендогур А.И., Мелик - Саркисян З.А., Алявдин И.М. Проектирование конструкций самолетов. - М.: Машиностроение, 1987.

4.Крысин В.Н. Технология производства: Методические указания к дипломному проектированию. - М.: Изд-во МАИ, 1991.

5. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность. М.: Машиностроение, 1984.

6. 3аицев В.Н., Рудаков В.Л. Конструкция и прочность самолетов. - Киев: Вища школа, 1978.

7. Единые Нормы Летной Годности гражданских транспортных самолетов. 1985.

8.Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов.-М.: Машиностроение, 1983.

9. Ц и х о ш Э. Сверхзвуковые самолеты. - М.: Мир, 1983.

ОГЛАВЛЕНИЕ

Предисловие ............................................ 3

1. Общие положения„................................... 4

1.1. Задачи дипломного проектирования ............... 4

1.2. Состав дипломного проекта ...................... 4

1.3. Структура задания на дипломный проект .......... 5

1.4. Организационно-административные требования к выполнению дипломного проекта.

1.5. Выполнение дипломного проекта .................. 7

1.6. Рецензирование дипломного проекта .............. 8

1.7. Защита дипломного проекта ...................... 9

2. Требования к разделам дипломного проекта ............ 10

2.1. Предварительные изыскания ...................... 10

2.2. Выбор схемы самолета и типа двигателя .......... 13

2.3. Расчет взлетного веса и выбор основных параметров самолета

2.4. Определение основных летно-технических характеристик самолета

2.4.1. Этап "Взлет" ............................ 22

2.4.2. Этап "Набор высота" ..................... 22

2.4.3. Этап "Горизонтальный полет" ............. 25

2.4.4. Этап "Посадка" .......................... 28

2.5. Компоновка самолета ............................ 29

2.5.1. Аэродинамическая компоновка ............. 29

2.5.2. Объемная компоновка и центровка самолета .................................................... 35

2.5.3. Конструктивно-силовая компоновка ........ 40

2.6. Определение характеристик маневренности, продольной устойчивости и управляемости ..................... 68

2.7. Разработка конструкции агрегата ................ 71

2.8. Научно-исследовательский раздел (НИР) .......... 80

2.9. Технологический раздел ......................... 84

2.10. Организационно-экономический раздел ........... 88

2.11. Охрана труда и окружавшей среды ............... 89

2.12. Анализ результатов проектирования ............. 90

3. Требования и рекомендации к содержанию и выполнению измененных дипломных проектов ........................... 90

3.1. Рекомендации по использованию средств автоматизация проектно-конструкторских работ ...................... 90

3.2. Комплексный дипломный проект ................... 96

Литература ............................................. 99