МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

УЛЬЯНОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

Институт авиационных технологий и управления

Кафедра “Самолетостроение”

ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ

ЗАПИСКА

к курсовой работе

Обозначение курсового проекта КР 2069373.1301.16.000 - 03

группа СВд-44

Ульяновск 2009

СОДЕРЖАНИЕ

Введение

Список используемых сокращений

1. Анализ прототипов

2. Определение воздушных и массовых сил, действующих на стабилизатор

2.1. Выбор основных параметров механизмов самолета

2.2. Определение воздушной нагрузки

2.3. Распределение массовых сил вдоль размаха стабилизатора

2.4. Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов

2.5. Построение эпюр крутящих моментов

3. Проектировочный расчет стабилизатора

3.1. Подбор сечений элементов силовой схемы стабилизатора

3.2. Подбор элементов продольного набора

3.3. Определение толщин стенок лонжеронов

4. Выбор и расчет кронштейна

4.1. Определение диаметра болта

4.2. Определение геометрических параметров проушины

4.3. Определение геометрических параметров корпуса кронштейна

4.4. Элементы крепления кронштейна к агрегату

4.5. Определение параметров подошвы

Заключение

Список использованных источников

ВВЕДЕНИЕ

Самолет является летательным аппаратом тяжелее воздуха, который использует аэродинамический принцип полета. Он расходует запасенную энергию топлива для создания движущей подъемной и управляющих сил с помощью воздушной среды. Как объект проектирования самолет представляет собой сложную технологическую систему с развитой иерархической структурой, большим числом элементов и связей между ними. Планер современного тяжелого самолета состоит более чем из 1000000 деталей, не считая крепежа.

Для того чтобы создать самолет сначала нужно его спроектировать. В 50-е годы процесс проектирования в основном заключался в выборе схемы и основных геометрических параметров, и обычно выполнялось небольшой группой проектировщиков. Сейчас же при современном развитии науки и техники, и повышении конкуренции между авиакомпаниями, проектирование самолета требует огромных объемов вычислений, исследований в аэродинамических трубах. Сильно выросла трудоемкость изготовления перспективных самолетов.

Под проектированием понимается процесс разработки технической документации, которая обеспечивает возможность промышленного изготовления, отвечающего заданным требованиям, и позволяет осуществлять его надежную эксплуатацию в заданных условиях. Задачей проектирования является разработка схемы, структуры и конструкции самолета, которые должны обеспечить при определенных ограничениях эффективное выполнение поставленных целей.

Целью данной курсовой работы является выбор аэродинамической схемы, выбор типа и количества двигателей, выбор основных геометрических параметров, выбор и расчет силовых элементов конструкции самолета по заданным данным.

Список используемых сокращений

s - толщина

Н - высота

F - площадь

Р - тяговооруженность

С_y - коэффициент подъемной силы

М - число Маха

l - длина

f - коэффициент трения

з - сужение ГО (крыла)

m - масса

1. АНАЛИЗ ПРОТОТИПОВ САМОЛЕТА

Подбор прототипов осуществлялся по принципу схожести технических характеристик, таких как коммерческая масса, скорость и дальность полета и др. На основе этих требований были отобраны следующие самолеты:

Основные характеристики

Таблица 1

2.Определение воздушных и массовых сил, действующих на стабилизатор

2.1Выбор основных параметров механизма самолета

1. Определяем относительную массу топлива:

(2.1)

- расчётная дальность полёта

- удельный расход топлива [кг/(даН*ч)]

- крейсерское число М

- АД качество самолёта на крейсерском режиме

2.Определяем величину удельной нагрузки на крыло из условия посадки:

(2.2)

3.Определяем величину удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости:

(2.3)

4.Определяем величину удельной нагрузки на крыло из условия полета на допускаемых коэффициента подъемной силы и эксплуатационных нагрузок:

(2.5)

5.Выбор величины удельной нагрузки на крыло:

6.Тяговооруженность из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе.

7.Определение тяговооружённости из условия обеспечения горизонтального полета:

(2.6)

учитывает степень дросселирования .

(2.7)

(2.8)

8.Определяем тяговооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете:

9.Определяем тяговооруженность с учетом дополнительных условий:

9.1. Условие скороподъемности:

(2.10)

9.2. Из условия заданной максимальной скорости:

 (2.11)

9.3. Из условия полёта с заданной установившейся эксплуатационной перегрузкой:

(2.12)

10. Выбор тяговооружённости:

11. Относительные массы конструкции для самолёта:

= 0,29…0,3

= 0,14…0,16

= 0,12…0,14

=0,12…0,18

12. Определяем взлетную массу:

(2.13)

13. Параметры самолёта:

площадь крыла (2.14)

взлётн тяга двигателей: (2.15)

Определяем геометрические параметры крыла:

при (2.16)

Определяем геометрические параметры ГО:

при (2.16)

Таблица 2

Расчётные данные для ГО

Профиль ГО в расчетном сечении строится следующим образом: ординаты верхней и нижней половины профиля и определяются из уравнений, описывающих форму профиля ГО, если заданы относительные координаты и в % от хорды, то и определяются по формулам:

, (2.17)

Таблица 3

Относительные размеры профиля

• Таблица 4
• Абсолютные размеры профиля (для b = 1880 мм)
• Рисунок

Х,%	0	2,5	10	15	20	30	40	50	70	100
Ув, мм	0	6,298	11,7	13,63	14,5512	14,9836	14,4	13,19	9,212	0
Ун, мм	0	-3,68	-5,8	-6,42	-7,0312	-7,5764	-7,36	-6,69	-4,56	0
X, мм	0	4,7	18,8	28,2	37,6	56,4	75,2	94	131,6	188

2.2 Определение воздушной нагрузки

Для плоского не стреловидного ГО с удлинением воздушная нагрузка определяется в формуле:

(2.18)

2.3 Распределение массовых сил вдоль размаха ГО

Массовые нагрузки конструкции ГО можно определить:

(2.19)

где ;

Результаты расчета приведены в таблице 6.

Таблица 6.

Массовые нагрузки конструкции ГО

№
0	0	188	446,41	40,18	486,59
1	40	177,64	421,81/843,61	37,96	459,77/881,57
2	88	167,28	794,41	35,75	830,16
3	135	156,92	745,21	33,53	778,74
4	182	146,56	696,01	31,32	727,33
5	229	136,2	646,81	29,11	675,92
6	276	125,84	597,61	26,89	624,5
7	323	115,48	548,41	24,68	573,09
8	370	105,12	499,21	22,46	521,67
9	417	94,76	450,01	20,25	470,26
10	464	84,4	400,82	18,04	418,86
11	525	74	351,43	15,81	367,24

2.4Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов

При построении эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов ГО рассматривается как балка на двух опорах. Опорами являются стыковочные

Узлы ВО . Балки нагружены распределенной нагрузкой, которая определяется по формуле:

 (2.21)

Разбиваем ГО на части. Интегрируем численным методом эпюру и получаем эпюру перерезывающих сил и изгибающих моментов .

Результаты расчета приведены в таблице 7.

(2.22)

(2.23)

Таблица 7.

Перерезывающие силы и изгибающие моменты

0		486,59			289847,01			68421678
1	40	459,77/881,57	395,04	15801,45	274045,56	281946,28	11277851,25	57143827
2	48	830,16	782,16	37543,51	236502,05	255273,80	12253142,46	44890685
3	47	778,74	735,17	34553,03	201949,02	219225,53	10303600,04	34587085
4	47	727,33	688,19	32344,70	169604,31	185776,67	8731503,335	25855581
5	47	675,92	641,20	30136,38	139467,94	154536,12	7263197,873	18592383
6	47	624,5	594,21	27928,06	111539,88	125503,91	5898683,655	12693700
7	47	573,09	547,23	25719,73	85820,15	98680,01	4637960,679	8055739
8	47	521,67	500,24	23511,41	62308,74	74064,45	3481028,947	4574710
9	47	470,26	453,26	21303,08	41005,66	51657,20	2427888,458	2146822
10	47	418,86	406,27	19094,76	21910,90	31458,28	1478539,212	668282,5
11	61	367,24	359,20	21910,90	0,00	10955,45	668282,5143	0

2.5Построение эпюр крутящих моментов

Крутящий момент вычисляется по формуле:

 (2.24)

№
0	0	188	11212,28			5425158,09
1	40	177,64	10010,59/19751,44	10611,44	424457,54	5000700,56
2	48	167,28	17514,81	18633,12	894389,94	4106310,61
3	47	156,92	15412,53	16463,67	773792,34	3332518,27
4	47	146,56	13444,61	14428,57	678142,73	2654375,54
5	47	136,2	11611,05	12527,83	588808,00	2065567,54
6	47	125,84	9911,85	10761,45	505788,14	1559779,40
7	47	115,48	8347,01	9129,43	429083,15	1130696,25
8	47	105,12	6916,53	7631,77	358693,04	772003,21
9	47	94,76	5620,40	6268,46	294617,80	477385,41
10	47	84,4	4458,64	5039,52	236857,43	240527,98
11	61	74	3427,53	3943,08	240527,98	0,00

• Таблица 8.

Крутящие моменты

Для безмоментного профиля эпюра крутящих моментов строится для случая В. Погонные крутящие моменты определяются по формуле:

(2.25)

где , , ,

X_ж -Х_д = 0,4 - 0,2 = 0,2

X_м -Х_ж = 0,5 - 0,4 = 0,1

X_т -Х_ж = 0,45 - 0,4 = 0,05

Результаты расчета приведены в таблице 8.

Таблица 9.

Координаты центров жесткости, давления, масс, тяжести для ГО

№	Xж	Xд	Xм	Xт
0	71,44	47	78,96	78,96
1	67,5032	44,41	74,6088	74,6088
2	63,5664	41,82	70,2576	70,2576
3	59,6296	39,23	65,9064	65,9064
4	55,6928	36,64	61,5552	61,5552
5	51,756	34,05	57,204	57,204
6	47,8192	31,46	52,8528	52,8528
7	43,8824	28,87	48,5016	48,5016
8	39,9456	26,28	44,1504	44,1504
9	36,0088	23,69	39,7992	39,7992
10	32,072	21,1	35,448	35,448
11	28,12	18,5	31,08	31,08

3. ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ ГО

Проектировочный расчет для ГО выполняется аналогично с крылом.

Определяющим фактором силовой схемы крыла является степень восприятия нагрузок такими силовыми элементами как лонжероны, стрингеры и обшивка. Силовая схема лонжеронных крыльев отличается от силовых схем моноблочного и кессонного крыльев. В лонжеронных крыльях связь между лонжеронами велика, но, тем не менее, каждый лонжерон работает в этой схеме, сохраняя свою самостоятельность.

В моноблочных же крыльях лонжероны полностью теряют свою самостоятельность и деформируются в общей системе крыла как единое целое. В поперечном сечении крыла появляется единая нейтральная ось, которая является вынужденной для всех элементов продольного набора.

Лонжероны в лонжеронных крыльях воспринимают до 60-70% изгибающего момента, действующего в поперечном сечении крыла. Поэтому они имеют массивные полки, которые поддерживаются в одном направлении стенкой и обшивкой в другом направлении. Такие полки лонжеронов допускают значительные сжимающие нагрузки, близкие к пределу прочности материала.

Лонжероны в моноблочных и кессонных крыльях воспринимают порядка 10-20% изгибающего момента. Остальную нагрузку воспринимают на себя стрингеры и обшивка. Если лонжероны не подвержены общей потери устойчивости, так как лонжероны подкреплены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а возможна лишь местная потеря устойчивости, значение которой может быть значительно ниже, чем в лонжеронных крыльях, то стрингеры, закрепленные только по нервюрам, способны терять устойчивость при напряжениях значительно меньших, чем разрушающие.

Следовательно, моноблочные крылья позволяют в большей степени использовать работоспособность материала. Но, с другой стороны дробление материала ведёт к уменьшению критических напряжений при сжатии и тем самым не позволяет получить высокие напряжения в продольных элементах конструкции крыла.

При небольших удельных давлениях на крыло, лонжеронное крыло будет легче по массе, чем моноблочное, но при росте удельного давления, более выгодным оказывается моноблочное крыло, а при повышенных требованиях к жесткости крыла и при больших взлетных массах и скоростях, единственно возможным.

Моноблочное и кессонное крыло принципиально друг от друга ни чем не отличаются, разница состоит лишь в том, что в моноблочном крыле нормальные усилия при изгибе воспринимаются обшивкой и подкрепляющими её стрингерами по всему контуру поперечного сечения крыла, а в кессонном крыле обшивкой и стрингерами лишь в межлонжеронной зоне контура, а остальная часть контура с более тонкой обшивкой слабее подкреплена и в работе на изгиб практически не участвует.

Исходя из опыта проектирования крыльев, можно дать следующие рекомендации по расположению продольного набора в сечении крыла:

в двухлонжеронном крыле передний лонжерон располагается на ; задний лонжерон - на ; в трехлонжеронном крыле передний на ; средний - на ; а последний на .

Расстояние между стрингерами в лонжеронных крыльях составляет при расстоянии между нервюрами , а в моноблочных крыльях при .

3.1 Подбор сечений элементов силовой схемы ГО

Расчёт производим для сечения с максимальными нагрузками.

Исходные данные для сечения ГО:

М_x^p =68421678 кг*см=684216,78 кг·м

М_z^p = 5425158,09 кг*см=54251,58 кг·м

Q_x^p = 289847,01 кг

H₁ = 0,192 м

H₂ = 0,126 м

Определение толщины обшивки лонжеронного ГО.

Толщину обшивки определяют по формуле Бредта, по величине крутящего момента в расчётном сечении ГО:

(3.1)

принимаем толщину обшивки s_об = 1 мм;

где - удвоенная площадь, ограниченная частью контура сечения, расположенного между началом носка и задним лонжероном или между лонжеронами, в зависимости от конструкции крыла (в первом случае носок жёстко завязан с лонжероном, во втором случае носок не включается в общую работу крыла, а является как бы аэродинамическим обтекателем).

Разрушающие касательные напряжения можно принять:

при у_в = 42 кг/мм² = 42·10⁶ кг/м².

- предел прочности материала. Нижний предел относится к тонкой обшивке (), а верхний - к более толстой ().

3.2Подбор элементов продольного набора

3.2.1 Подбор поясов лонжеронов и стрингеров в растянутой зоне.

Необходимая площадь сечения первого лонжерона в растянутой зоне определяется по формуле:

=5,3см² (3.2)

где коэффициент, определяющий долю нормальной силы, приходящейся на пояса лонжеронов. Обычно принимают ;

большая из высот лонжеронов.

Нормальная сила N в расчётном сечении определяем исходя из величины изгибающего момента действующего в сечении для расчётного случая А.

(3.3)

здесь средняя высота лонжеронов.

Потребная площадь сечения растянутого пояса любого i-го лонжерона находится из равенства:

 (3.4)

По значениям найденных площадей выбирают размеры прессованных профилей .

Необходимая площадь сечения стрингеров определяется по формуле:

(3.5)

где число стрингеров в растянутой зоне крыла;

m = 5 при расстоянии между стрингерами в_стр = 156 мм.

разрушающее напряжение материала стрингера.

При определении нормальных сил , воспринимаемых поясами лонжеронов можно воспользоваться формулой:

(3.6)

Усилие, приходящееся на обшивку определяется по формуле:

(3.7)

где расстояние между передним и задним лонжероном;

редукционный коэффициент, значение которого можно взять из таблиц

Таблица 9.

Значения в растянутой зоне

	1,0	1,0-1,5	2,0
	0,6-0,7	0,85-0,9	1,0

3.2.2 Подбор поясов лонжеронов и стрингеров в сжатой зоне

Принимаем, что в сжатой зоне площади сечений стрингера и расстояния между ними такие же, как и в растянутой зоне. В этом случае расчет сжатой зоны сводится к подбору поясов лонжеронов.

Потребные площади сечений поясов вычисляем по следующей формуле:

(3.8)

(3.9)

В качестве разрушающего напряжения сжатого пояса лонжерона можно взять временное сопротивление материала, если они достаточно массивны. Если же пояса лонжеронов выполнены из профилей недостаточно большого сечения, то разрушающие напряжения принимаются равными критическим напряжениям местной потери устойчивости, которые определяются только при известной форме и размерах сечения. Поэтому в первом приближении принимаем форму и размеры пояса как для растянутой зоны и определяем для этого пояса критические напряжения местной потери устойчивости. Если критические напряжения меньше чем , то необходимо увеличить площади поясов и определить критические напряжения для нового профиля, затем определить несущую способность поясов и сравнить с несущей способностью растянутой зоны. Должно быть соблюдено условие:

После чего делается проверка на устойчивость:

(3.10)

Если это условие не выполняется, то следует увеличить сечения поясов, или стрингеров, или количество стрингеров.

=0,77 см² (3.11)

приведенная площадь стрингера с присоединенной к нему обшивкой:

Приведенная ширина обшивки определяется по формуле:

(3.12)

расстояние между стрингерами;

ц_об - редукционный коэффициент

(3.13)

Критические напряжения в обшивке можно вычислить:

(3.14)

Величина берется равной минимальному критическому напряжению местной или общей потери устойчивости стрингера.

В первом приближении приведенную ширину обшивки можно принять равной:

Подбор элементов продольного набора для случаев А или А', при которых нижняя панель растянута, а верхняя сжата. После подбора элементов продольного набора необходимо выполнить проверку на потерю устойчивости нижней панели для случая Д по формуле:

(3.15)

N_Д = 0,5N_A

504110 > 237870

Условие выполняется , значит элементы продольного набора нижней панели не нуждаются в усилении.

3.3Определение толщины стенок лонжеронов

Толщина стенок лонжеронов определяется из расчета на сдвиг от изгиба, при условии, что перерезывающая сила воспринимается только стенками лонжеронов.

Перерезывающая сила перераспределяется пропорционально их изгибной жесткости:

(3.16)

Q₁

Q₂

где перерезывающая сила в расчетном сечении. Тогда толщина стенки i-го лонжерона:

(3.17)

;

Принимаем стандартные толщины: д₁ = 1,2мм и д₂= 1 мм

можно принять равным .

После определения стандартной толщины стенки , необходимо провести проверку на устойчивость при работе на сдвиг:

(3.18)

ф₁ = 12,79 кг/мм² < 13,62 кг/мм² - при установке 10^и стоек с шагом 53мм.

ф₂ = 6,24кг/мм² < 10,47 кг/мм² - при установке 10^и стоек с шагом 53мм.

величина критического напряжения стенки при сдвиге.

Если стенка заднего лонжерона окажется тоньше обшивки, то необходимо принять толщину стенки этого лонжерона равной толщине обшивки, так как эта стенка входит в контур воспринимающий крутящий момент. Это касается и стенки 1-го лонжерона, если в конструкции заложен неработающий носок.

4. ВЫБОР И РАСЧЕТ КРОНШТЕЙНА

4.1 Определение диаметра болта

P_эл=q·S_эл = 499,21 · 0,86 = 429,3 кг (4.1)

==3,2мм (4.2)

где - диаметр болта;

R - сила среза болта;

- число плоскостей среза болта;

- расчётное напряжение среза болта (примерно ).

Принимаем

4.2 Определение геометрических параметров проушины

Проушины с подшипниками качения применяются в соединениях типа «ухо» в кронштейнах с подвижными соединениями, в которых действуют небольшие нагрузки (кронштейны подвески рулей, элеронов и др.). Радиальные ориентирующиеся подшипники с выступающим внутренним кольцом позволяют компенсировать угловые деформации оси вращения.

Подшипники качения, применяемые в кронштейнах такого типа, работают с небольшими скоростями, поэтому их подбирают по разрушающим нагрузкам.

За счёт затяжки болта (оси) и большего трения, чем в подшипнике, соединение болта с внешними проушинами можно считать неподвижными (см. рис. 29). Поэтому для проушин с подшипниками расчётным случаем будет разрыв. Величина перемычки «е» учитывает действующую нагрузку Р, внутренние напряжения от запрессовки подшипника и технологию его заделки.

Соединения рассчитывают исходя их размеров подшипника. Наружный диаметр проушины:

= 15 + 8 = 23 мм (4.3)

где D_П. - наружный диаметр подшипника,

е - размер перемычки = 4мм, для Al сплавов при нагрузке до10000Н.

Толщина проушины (см. рис.29):

= 14 + 0,4 = 14,4 мм (4.4)

Где а = 0,2 мм - для подшипников с наружным диаметром 15…30 мм;

Размеры технологических перепадов высот проушин ? = 2 мм.

4.3 Определение геометрических параметров корпуса кронштейна

(4.5)

Принимаем

Толщина пояса кронштейна

(4.6)

(4.7)

Принимаем толщину пояса кронштейна - 5 мм

Ширина полки кронштейна определяется по формуле

(4.8)

Принимаем

4.4 Элементы крепления кронштейна к агрегату

Суммарное усилие на один болт: = = 1324,45 кг (4.9)гдеh_крепл. - расстояния между болтами крепления по оси OY,

п_Б - количество болтов крепления кронштейна.

Подбирается диаметр болта из условия его работы на растяжение: болт d = 6мм, материал болта - 30ХГСА, разрушающее усилие болта при t = 20С? - 1450 кг.

4.5 Определение параметров подошвы

Толщина подошвы кронштейна из условия её смятия под болтом от силы Р_у:

= 0,36 мм (4.10)

где d_Б - диаметр болта,

- предел прочности материала кронштейна,

n_Б - количество болтов, воспринимающих силу P_y,

? = 1,4 - коэффициент, учитывающий виды нагружения подошвы (неравномерность нагружения, усилие затяжки болтов и т.д.)

Толщина подошвы из условий местного изгиба основания в зоне крепления кронштейна (от Р_х) определяется из выражения:

== 9,96 мм (4.11)

гдеl - расстояние от ребра до оси отверстия крепления,

В _{под. эф.} - ширина подошвы, эффективно воспринимающая изгиб полки основания. Величина В _{под. эф.} зависит от типа заделки основания.

При двусторонней заделке основания:

= 2·10 + 0,5·3,14·15 = 43,55 мм (4.12)

Принимаем толщину подошвы д_под = 10 мм

Заключение

В данной курсовой работе выполнен анализ прототипов и выбрана аэродинамическая схема. По расчетам были определены основные геометрические параметры, тип и количество двигателей, тип механизации, значения воздушных и массовых сил, действующих на горизонтальное оперение, параметры элементов силовой схемы крыла. Также были рассчитаны и выбраны геометрические параметры кронштейна.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1Аржаников Н.С. Садекова Г.С. Аэродинамика больших скоростей. М.: Высшая школа,1965.559с.

2.Астахов М.Ф. Справочная книга по расчету самолетов на прочность. .М.:Оборонгиз,1955.710с.

3.Бадягин А.А., Овруцкий Е.А.Проектирование пассажирских амолетов.М.:Машиностроение,1964.295с.

4.Бирюк В.И. Липин Е.К. Фролов В.М.Методы проектирования конструкции самолетов. М.:Машиностроение,1977.227с.

5.Гермейер Ю.Б. Пути развития летательных аппаратов. М.:Оборонгиз,1962.130с.

6.Горощенко Б.Т.Эскизное проектирование самолета. М.: Машиностроение.1970,327с.

7.Егер С.М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М.: Машиностроение, 1964.417с.

8. Егер С.М. Проектирование самолетов.М.:Машиностроение, 1983. 616с.

9.Кан С.Н.Свердлов А.И.Расчет самолета на прочность. М.:Машиностроение,1966.519с.

10.ОдиноковЮ.Г. Расчет самолета на прочность.М.:Машиностроение,1973.

11.Расчет нестреловидного крыла: Методические указания / Составитель: Е.Н. Матвеев. Ульяновск, 1998. 38с.

12. Тарасов Ю.П.,Павлов Б.А. Расчет на прочность элементов конструкции самолета. Учебное пособие. - Куйбышев:КуАИ,1988.

13. Фомин Н.А.м Проектирование самолетов.М.:Оборонгиз,1961.360с.

14.Пашковский И.М. Устойчивость и управляемость самолета. М.: Машиностроение, 1975. 323с.