Конструкция авиационной техники Боинг-737-200

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ Національний авіаційний університет Кафедра конструкції і міцності літальних апаратів КУРСОВА РОБОТА

(ПОЯСНЮВАЛЬНА ЗАПИСКА) з дисципліни: «Конструкція авіаційної техніки»

варіант№ 7

ВЕДОМОСТЬ ПРОЭКТА

СОДЕРЖАНИЕ Введение

1. Назначение и область применения изделия

2. Техническое описание самолёта

3. Выбор и обоснование проектных параметров

4. Расчет взлётной массы самолёта

5. Компоновка и расчет геометрических параметров основных частей самолёта

6. Определение летно-эксплуатационных характеристик самолёта

7.

Заключение

Список литературы Чертёж самолёта Приложение № 1

Приложение № 2

Приложение № 3

Введение

Целью настоящей курсовой работы является разработка технического задания проектирование среднемагистрального пассажирского самолёта на основании параметрического анализа основных данных современных однотипных самолётов и технических требований к ним.

На этой стадии проектирования решались следующие основные задачи:

1. определение весовых характеристик на основе расчёта массы частей его конструкции, систем оборудования и управления;

2. задачи, связанные с формированием облика самолёта и решаемые путём определения массы конструкции целой серии вариантов с широким диапазоном значений параметров прохоптимезации;

3. обоснование схем компоновочных и конструктивных решений;

4. определение лётно-технических характеристик самолёта.

Для разработки нового самолёта, на основании данных Боинг 737−200, необходимо подобрать самолёт-прототип. Самолёт прототип следует считать самолёт с аналогичным типом двигателей, массой коммерческой нагрузки, а также дальность полёта и скорость полёта, близкой к заданной. Статистика составляется по данным, приведена в технической литературе и по самым современным воздушным судам (см. Приложение 1).

Обоснованию или вычислению по статическим данным подлежат следующие характеристики и параметры самолёта: состав экипажа и количество бортпроводников, состав оборудования, масса коммерческой нагрузки, масса топлива при полёте с max коммерческой нагрузкой, масса топлива при полёте с max коммерческой нагрузкой, основные параметры крыла, основные параметры фюзеляжа, хвостового оперения, количество и тип основных двигателей и их параметры и др.

Данные, которые нужны для сравнения проектируемого самолёта:

Крейсерская скорость 840 км/год.

Количество пассажиров 220 чел.

Дальность полёта 2950 км.

Сравнивая с данными самолёта-прототипа, разрабатываем свой самолёт.

1. Назначение и область применения изделия Повышение технического совершенства, безопасности полётов и технико-экономической эффективности магистральных пассажирских самолётов является в настоящее время одной из важнейших задач авиастроителей. Проведённые исследования о влиянии расчётной дальности полета и пассажировместимости на технико-экономическую эффективность среднего магистрального самолёта (СМС), показали, что по топливной эффективности на единицу транспортной работы рациональное значение дальности полёта находится в диапазоне 2500−6000 км. при пассажировместимости 180 чел.

Спроектированный самолёт предназначен для перевозки 220 пассажиров, багажа и грузов на внутренних и международных авиалиний протяжностью 2950 км, с крейсерской скоростью 840 км/год. Разрабатываемый самолёт предназначен для эксплуатации на аэродромах класса «С».

2. Техническое описание самолета Самолёт представляет собой свободнонесущий цельнометаллический моноплан с низко расположенным стреловидным крылом с 2 турбореактивными двигателями, расположенными на пилонах под крылом, с нормальною схемою оперения, с нормальною схемою фюзеляжа, с трехопорной схемою шасси.

Особенностью конструктивной схемы самолета является установка двигателя под крылом.

Преимущества:

1.Двигатели разгружают тонкое крыло и уменьшают изгибающий момент при нормальной нагрузке в полете.

2.За счет массы двигателей демпфилируются колебания крыла при попадании самолета в болтанку.

3.Легкое обслуживание двигателей техниками из-за малого расстояния их до земли.

4.Конструктивно проще бороться с пожаром из-за наличия противопожарной заслонки, установленной между двигателем и крылом.

5.Удобно устанавливать реверсивное устройство двигателей.

6.Понижается шумность из-за установки двигателей далеко от борта самолета.

7.Незначительные потери тяги т.к. короток канал воздухозаборника.

8.Меньше масса оперения и фюзеляжа.

9.Центровка смещена к началу фюзеляжа, проще управляемость из-за большего плеча до руля высоты.

10.Короче путь топлива от бака к двигателю.

Недостатки:

1.Велик разворачивающий момент при отказе двигателя, самолет быстро входит в крен.

2.При посадке самолета с углом крена более 16,5двигатели при посадке касаются земли.

3.Требуется положительное поперечное сечение крыла, что увеличивает поперечную устойчивость и нуждается в постановке автоматических систем.

4.Из-за низкого расположения двигателей возможно засасывание посторонних предметов при их работе.

5.При разрушении двигателя возможно поражение баков и фюзеляжа лопатками турбины и компрессора.

Такая установка двигателей вынужденная в связи с применением тонких и гибких стреловидных крыльев с большим удлинением крыла с ?= I2/ S и большой нагрузкой на 1 м² крыла.

Высокий уровень аэродинамического качества на расчетных крейсерских скоростях полета достигается за счет применения крыла, выполненного из скоростных профилей.

Планер самолёта имеет ряд разъемов, по которым делится на отдельные части. Разъёмы облегчают сборку, транспортировку и ремонт планера; расширяют фронт работ при постройке самолёта и позволяют широко применять боле совершенные технологические процессы.

Для получения минимальной массы конструкции планера многие его конструктивные элементы имеют переменное сечение, полученное методом программного и химического фрезерования. Широко применены в конструкции планера элементы, изготовление путём штамповки и прессования, а также сотовые конструкции с применением обшивок из композиционных материалов.

Дюралюминий используется для изготовления обшивки, стрингеров, поясов и стенок лонжеронов, шпангоутов, нервюр и других силовых элементов.

Стали, используются для изготовления высоконагруженных деталей и узлов, выполненных механической обработкой, сваркой или горячей штамповкой.

Крыло.

Крыло самолета представляет собой кессонную конструкцию без эксплутационных разъемов. В таком крыле наиболее рационально используется материал, масса крыла минимальна. Внутренний объем крыла более свободен от конструктивных элементов и в нем может быть размещено значительное количество топлива к крылу кессонного типа относится двухлонжеронное крыло с обшивкой, работающей на изгиб и кручения вместе с силовым набором крыла.

Угол стреловидности по линии 25% хорд равен 28.00 крыло имеет положительное V крыла равное 60 .

Крыло состоит из продольного и поперечного набора и обшивки.

К продольному набору относятся лонжероны и обшивка, подкрепленная стрингерами, к поперечному нервюры. Лонжероны выполнены из механически обработанных полок и стенок, имеющих толщину, плавно уменьшающуюся к концевой части крыла. Полки фрезерованы из прессованных профилей таврового сечения. Стенки лонжеронов укреплена штампованными стойками.

Обшивка крыла составлена из механически обработанных монолитных панелей, выполненных как единое целое с усиливающим ребрами стрингерами.

Крыло характеризуется заметным изменением геометрических параметров сечений в средней части при приблизительно постоянной геометрии консоли. В корневых сечениях крыла установлены толстые профили толщиной СМАХ до 13% умеренной положительной кривизны. Такие профили имеют близкое к треугольному распределение воздушной нагрузки с очень плавным восстановлением давления вдоль всей хорды. Сечение консоли крыла обладает практически распределением воздушной нагрузки вдоль хорды и малым уровнем разрежения, что обеспечивает высокие критические значения числа М.

Крыло, расположенное низко, имеет ряд преимуществ:

1.Крыло имеет относительно малое расстояние от земли, в результате чего увеличивается коэффициент подъемной силы CY из-за влияния земли, благодаря этому улучшаются взлетно-посадочные характеристики.

2.Шасси самолета невысокое и при вполне достаточной мощности имеет меньшую массу и проще убирается.

3.Обеспечивается превышение горизонтального оперения относительно крыла, что положительно сказывается на продольной устойчивости и управляемости.

4.Меньшая опасность для самолета и пассажиров при посадке с убранным шасси; при посадке с убранным шасси на грунт крыло воспринимает энергию удара, защищая пассажирскую кабину; при посадке на воду погружается в воду по крыло, которое сообщает фюзеляжу дополнительную плавучесть.

Крыло выполнено стреловидным, в результате чего оно имеет большее МКр и более слабый волновой кризис, но есть ряд недостатков:

1.Большие скорости отрыва и посадочные и как следствие большая длина разбега и пробега.

2.Имеет меньшие аэродинамические качества, чем прямое, большее лобовое сопротивление самолета и меньшую дальность, и продолжительность полета.

3.Обладают склонностью к концевому срыву потока с крыла.

4.Меньший коэффициент максимальной подъемной силы.

5.Лишняя поперечная устойчивость, приводящая к раскачке самолета.

6.Снижается поперечная управляемость на больших углах атаки из-за срыва потока с концов крыла, обладает обратной реакцией по крену.

7.Ухудшается поперечная устойчивость при М > Мтах.

Фюзеляж.

Фюзеляж цельнометаллический, балочно-стрингерной конструкции (типа полумонокок). Такой тип конструкции характерен наличием относительно толстой обшивки, подкрепленной стрингерами и шпангоутами.

Фюзеляж, рационально сочетающий в себе преимущества формы и удлинения частей, обладает min возможным сопротивлением и высоким критическим значением числа М.

В кабине экипажа предусмотрены места для первого и второго пилотов. Также предусмотрено место для дополнительного члена экипажа.

Первый пилот находится слева по полёту, второй пилот справа, дополнительный член экипажа в середине кабины за пилотами. Впереди пилотов установлены приборные доски, а между ними средний пульт пилотов. Над остеклением фонаря кабины размещён верхний электрощиток. У левого борта фюзеляжа находится боковой пульт первого пилота, а у правого борта боковой пульт второго пилота.

Впереди кресел первого и второго пилотов находится штурвальные колонки управления рулем высоты и элеронами и педалями управления рулем направления. На приборной доске смонтированы пилотажно-навигационные приборы контроля за работой силовой установкой и другие приборы, и сигнальные устройства.

По левому и правому бортам салонов расположены окна, имеются аварийные выхода с левой и правой стороны. Вдоль салона по обоим бортам расположены багажные полки для размещения личных вещей пассажиров. Снизу на полках установлены панели обслуживания с насадками индивидуальной вентиляции, светильниками, кнопками включения индивидуального освещения, кнопкой вызова бортпроводника и световой нумерацией кресел. Плафоны общего освещения салона размещены в центральной части потолка: кроме того, имеются подсветка бортов и нижней части багажных отсеков.

Под полом герметической части фюзеляжа расположены следующие помещения и отсеки: ниша передней опоры шасси (негерметичная), передний грузовой отсек, отсек основных опор шасси (негерметичен), задний грузовой отсек, технический отсек. Передний и задний грузовые отсеки герметичны, каждый имеет люк с правой стороны и оборудован системой фиксации контейнеров.

Основными силовыми элементами фюзеляжа являются шпангоуты, стрингеры, продольные балки ниши передней опоры шасси, обшивка.

Хвостовое оперение.

Хвостовое оперение стреловидное, состоит из вертикального и горизонтального оперения.

Вертикальное оперение включает киль и двухсекционный руль направления, горизонтальное оперение стабилизатор и руль высоты. Киль состоит из кессона, носка, хвостовой части и концевого обтекателя. Кессон киля является его силовой частью: кессон состоит из переднего и заднего лонжеронов, нервюр, стрингеров и обшивки. Стабилизатор состоит из центроплана, двух консолей и обтекателя. Носки, залонжеронные части киля, руль направления и руль высоты сотовой конструкции с применением обшивок из композиционного материала.

Шасси.

Шасси самолета трехопорное. Основные опоры имеют подкосно-балочные стойки и четырехколесные тележки оснащение тормозными колесами с пневматиками высокого давления. Передняя опора оборудована двумя тормозными колесами высокого давления, створки и обтекатели шасси выполнены из композитных материалов.

На самолете имеется система управления поворотом передней опоры, это улучшает маневренность самолета при рулении.

Основные опоры шасси имеют гидравлическую систему торможения колес и устройства, автоматически регулирующие силу торможения колес, что исключает возникновения юза.

Силовая установка.

Силовая установка самолета состоит из двух турбореактивных двигателей со степенью двухконтурности 6.0 выполненных по трехвальной системе с осевым компрессором. Двигатель имеет кольцевую камеру сгорания, шестиступенчастую турбину и реверсивное устройство створчатого типа.

Конструкция двигателя позволяет производить визуально-оптический осмотр всей проточной части и состоит из тринадцати модулей, все модули (кроме главного модуля) могут быть заменены в процессе эксплуатации двигателя. Возможна замена отдельных частей модулей и наиболее поврежденных деталей: лопаток вентилятора, подпорной ступени компрессора, жаровых труб, форсунок камеры сгорания и створок реверсивного устройства. Модульная конструкция двигателя в сочетании с развитой системой диагностики в высокой степени контролепригодна, что обеспечивает эксплуатацию двигателя по техническому состоянию.

Вспомогательная силовая установка (ВСУ), размещенная в хвостовой части фюзеляжа, обеспечивает: запуск двигателей; работу системы кондиционирования на стоянке, при рулении и взлете самолета; электроснабжение переменным током в полете при неработающих генераторах двигателей.

Оборудование и управление Система управления.

Система управления самолетом включает: система управления рулем высоты, стабилизаторами, рулем направления, элеронами, воздушными тормозами, закрылками и предкрылками.

Система основного управления самолетом непрямого действия, автоматизированная. Функционирование системы в основном режиме обеспечивается четырех кратно дублированной гидросистемой и бортовым пилотажно-навигационным цифровым комплексом. Для фиксации рулей и элеронов на стоянке предусмотрена система стопорения, которая приводится в движение с помощью электромеханизмов.

Управление электромеханизмов стопорения осуществляется на центральном пульте пилотов.

Гидравлическая система.

Гидравлическая система самолета состоит из четырех независимых подсистем. Она служит для питания рабочей жидкостью АМГ-10 приводов механизации крыла, уборки и выпуска шасси, поворота колес передней опоры, торможения колес, система основного управления. Основным источником давления в каждой гидросистеме служат гидронасосы переменной производительности с приводом от двигателя.

Топливная система.

Топливо на самолете размещается в шести баках и четырех расходных отсеках, расположенных в крыле.

Каждый двигатель питается из своего расходного отсека с помощью подкачивающих электроприводных насосов переменного тока.

Система подачи топлива автономны, связаны между собой кранами кольцевания.

Централизованная заправка топливом производится через штуцер заправки. Время полной заправки 10−15мин. Слив топлива осуществляется через штуцер централизованной заправки.

Для контроля и управления работой системы установлен комплекс топливоизмерения. Он выполняет вычисления и индикацию массы топлива в каждом баке, обеспечивает автоматическое управление последовательностью расхода и заправки, сигнализацию резервного остатка топлива.

Кислородная система.

Стационарная кислородная система экипажа предназначена для питания кислородом членов экипажа при полете в разгерметизированной кабине, защита органов дыхания и зрения от дыма и токсичных газов при пожаре. Блоки кислородного оборудования, установленные на рабочем месте каждого члена экипажа, состоят из укладочного блока и кислородной маски, на которой смонтированы кислородный клапан и микрофон.

Маска вынимается из укладочного блока и надевается одной рукой за время менее 5 сек. благодаря креплению ее на голове с помощью надуваемого оголовья из эластичных резиновых трубок. Запас кислорода в системе экипажа составляет 6500л (2 кислородных баллона вместимостью 25 литров под давлением 130 атм.). Защита от дыма членов экипажа на рабочих местах обеспечивается дымозащитными очками. Переносное кислородное оборудование обеспечивает; защиту экипажа и борт проводников от воздействия дыма и токсических веществ при перемещении по самолету; защита бортпроводников от кислородного голодания при оказании помощи пассажирам в условиях разгерметизации; терапевтическое питание кислородом пассажиров в полете. Переносное кислородное оборудование состоит из блока кислородного питания с подстыкованной к нему дымозащитной маской или терапевтической маской пассажира (в зависимости от применения).

Противопожарное оборудование.

Противопожарное оборудование включает в себя систему пожарной сигнализации, систему пожаротушения, переносные ручные огнетушители, систему сигнализации о перегреве двигателей и систему нейтрального газа. Управление системой пожаротушения — электрическое, осуществляется со щитка в кабине экипажа. Для защиты топливных баков от взрыва при посадке с убранными шасси самолет оборудован системой нейтрального газа, обеспечивающей создание в баках взрывобезопасной среды.

Для предотвращения возникновения пожара при посадке с убранным шасси предусмотрено аварийное автоматическое включение системы пожаротушения механизмом, установленным в нижней части фюзеляжа.

Для тушения пожара в кабине экипажа и пассажирском салоне на самолете имеется пять ручных переносных огнетушителей, из которых два заряжены водоэтиленгликолем, а три — хладоном.

Багажно-грузовые отсеки оборудуются системами пожарной сигнализации по дыму и температуре, индикация которых происходит на щитке пожарной защиты.

Система кондиционирования воздуха.

Система кондиционирования воздуха обеспечивает надув отопления (или охлаждения) пассажирской кабины. Отбор воздуха для системы кондиционирования производится от четвертных ступеней компрессоров высокого давления каждого двигателя или от вспомогательной силовой установки.

Система кондиционирования воздуха может работать на земле и в полете (включая взлет) с отбором воздуха от двигателей, работающих не ниже малого газа, а на земле — также с отбором воздуха от вспомогательной силовой установки.

Противообледенительная система.

Противообледенительная система обеспечивает защиту самолета от обледенения при температуре наружного воздуха до минус 30о. Противообледенительная система состоит из воздушно-тепловой и электросиловой систем.

3. Выбор и обоснование проектных параметров После обработки и предварительного анализа статистических данных мы приступаем к составлению разделов задания.

Определение массы коммерческой нагрузки и взлетной массы самолета:

mкн = k1 (75 + mб.б.) nпас = 1,2(75 + 20)220 = 25 080 кг = 25,08 т Масса снаряжения и служебного груза определяется для пассажирского самолета:

mсн.г. = 80 nэк. + 65 nб + (k2 + 0,8 T) nпас.= 80· 2 + 65· 2+ (2 + 0,8· 3,84)·220 = 1405,84 кг = 1,4058 т Выбор и обоснование схемы самолета Данное ВС — низкоплан со стреловидным крылом, расположенным в нижней части фюзеляжа.

Оперение выполнено по нормальной схеме.

ВС оборудовано двумя двигателями типа ТРД, которые крепятся к пилонам на крилья. Фюзеляж с поперечным сечением круглой формы является наиболее выгодным в аэродинамическом отношении.

На данном ВС используется трехопорное шасси с передней опорой: состоит из двух (опорных) основных опор; расположенных вблизи ЦМ по разные стороны плоскости симметрии самолета и прикрепленных к крылу, передней опоры, расположенной в носовой части фюзеляжа.

Выбор основных параметров самолета Выбор основных параметров крыла.

К числу основных параметров крыла относятся профиль и относительная толщина, стреловидность по 0,25 хорд, удлинение, сужение, удельная нагрузка на крыло. (см. приложение 2).

Выбор основных параметров фюзеляжа.

Аэродинамические и весовые характеристики фюзеляжа существенно зависят от его формы и размеров, которые определяются такими геометрическими параметрами, как форма поперечного сечения, удлинение и диаметр фюзеляжа0. (см. приложение 2).

Подбор двигателя.

Потребная тяговооруженность рассчитана на ЭВМ (см. приложение 2).

По рассчитанным данным в виде табл.1 составляем характеристику на проектный двигатель.

табл.1

4. Расчет взлетной массы самолета Все свойства и параметры самолета между собой взаимосвязаны. Математические отображения этой взаимосвязи является уравнение баланса масс самолета. В удобном для анализа виде уравнение баланса записывается так:

где: — взлетная масса самолета;

— масса;

— масса коммерческой нагрузки;

— относительная масса крыла;

— масса силовой установки;

— масса фюзеляжа;

— масса оперения;

— масса оборудования и управления;

— масса снаряжения;

— масса топлива.

(см. приложение 2).

5. Компоновка и расчет геометрических параметров основных частей самолёта Расчет геометрических характеристик и компоновка крыла.

Площадь крыла:

Размах крыла:

Корневая хорда:

Концевая хорда:

Бортовая хорда:

Максимальная толщина крыла в любом i-том сечении по его размаху:

Величина bA — средней аэродинамической хорды для любого крыла в плане определяется по формуле:

Для трапециевидной формы крыла в плане:

Рис. 1. Определение bсах самолет взлетный масса Геометрические параметры элерона:

— размах элерона:

— хорда элерона:

Площадь элерона:

Аэродинамическая компенсация элерона:

— осевая

— внутренняя осевая компенсация

Площадь триммера крыла:

Диапазон отклонения элеронов:

— вверх

— вниз

Компоновка и определение геометрических параметров механизации крыла.

Рассчитано на ЭВМ. (см. приложение 2).

Компоновка фюзеляжа.

Определение геометрических и конструктивно-силовых параметров фюзеляжа.

К геометрическим параметрам фюзеляжа относятся: диаметр фюзеляжа Dф, длина Lф, удлинение ф, удлинение носовой части ф.н.ч., удлинение хвостовой части х.ч.

Длина фюзеляжа в первом приближении :;

Принимаем

Одним из основных параметров, определяющих модель пассажирского самолёта является высота пассажирского салона. Для магистрального самолёта можно соответственно рекомендовать:

h1=1,9 м; bпр=0,5 м; h2=1м; h3=1м

Расчёт основных параметров и компоновка шасси.

Вынос главных колёс шасси составляет:

База шасси:

Вынос передней опоры:

Колея шасси:

Положение центра масс:

Колея шасси подбирается по величине стояночной нагрузки на них от взлётной массы самолёта; при подборе колёс носовой опоры учитываются динамические нагрузки.

Нагрузка на колесо определяется:

Подбор колёс:

По взлетной и посадочной скорости выбираем колеса с пневматиком высокого давления:

— не тормозные колёса: 1000×280В

— тормозные колёса: 1260×390 В Компоновка и расчёт основных параметров оперения.

Определение геометрических параметров оперения.

Площадь вертикального SB.O. и горизонтального SГ.O. оперения:

Более точно:

;

Площадь руля высоты:

Площадь руля направления:

Выбор площади аэродинамической компенсации

0,75, то

Площадь триммеров для руля высоты:

Площадь триммеров для руля направления:

Размах ГО.:

Высота вертикального оперения:

Сужение ГО.: ,

Удлинение оперения: ,

Определение хорд оперения:

Относительная толщина профиля:

Стреловидность оперения принимают на 3…5о больше, чем стреловидность крыла. Так поступают для обеспечения управляемости самолёта при появлении волнового кризиса на крыле.

6. Определение лётно-эксплуатационных характеристик самолёта На основании определенных параметров самолета производим расчет летно-эксплуатационных характеристик самолета с помощью ЭВМ, по методике изложенной в [3, 43−48]. Результаты расчета (см. приложение 2).

Заключение

1. На основании расчетов предэкскизного проектирования мы получили, что средне магистральный пассажирский самолет может быть осуществлен с такими характеристиками.

2.Делаем анализ преимуществ и недостатков:

Преимущества:

— увеличилась дальность полета;

— уменьшился удельный расход топлива;

— уменьшилась длина разбега и длина пробега;

— уменьшилась взлетная и посадочная дистанция;

— увеличилась посадочная масса.

Недостатки:

— уменьшилась максимальная платная нагрузка;

— увеличилась масса самолета.

Удельный расход топлива на крейсерском режиме меньше чем у прототипа, следовательно затраты на топливо также меньше, что в свою очередь очень влияет на себестоимость (окупаемость). Это является одним из важнейших преимуществ разрабатываемого самолёта.

Уменьшилась посадочная и взлетная дистанция, а также длина разбега и длина пробега.

3. Построили модель самолета по расчетным данным.(см. чертежи НАУ 0403. 0)

В данной курсовой работе разработан средний магистральный, пассажирский самолёт по прототипу Боинг 737−200. Он предназначен для перевозки пассажиров, грузов и почты.

Фюзеляж круглый — это наиболее обтекаемая форма фюзеляжа, что в процессе полёта оказывает наименьшее сопротивление.

Самолёт — низкоплан (крылья находятся в нижней части фюзеляжа). Крыло стреловидное с переменной стреловидностью. На крыле представлены следующие элементы механизации: элероны (для крена самолёта), интерцепторы — гасители высоты (для увеличения подъёмной силы), предкрылки (для увеличения угла атаки).

Оперение — нормальное. Вертикальное оперение состоит из неподвижного киля и руля направления. Горизонтальное оперение закреплено в верхней части киля и состоит из стабилизатора и руля высоты.

1. Авиационные правила. Часть 25. Норма летной годности самолётов транспортной категории-М. Междугосударственный авиационный комитет, 1994.-322с.

2. Единые нормы лётной годности гражданских транспортных самолётов стран-членов ЕЭВ. М:1985.-470с.

3. Челюканов И. П, Гаража В. В, Сергиенко С. П. Конструкция самолётов. Методические указания по выполнению Курсовой работы для студентов 7.100 108 специальности К, КМУГА 1997 г.72с.

4. Самолёты Ил-86,Ту-154м, Б-737 (описание конструкции)

5. Гаража В. В. Конструкция самолётов: Учебник — К.:КМУГА, 1998;524с.

6. Челюканов И. П, Гаража В. В. функциональные системы воздушных судов: Учебное пособие:-Киев:КИИГА, 1989;402с.

7. Челюканов І.П, Савельєв Г. В. Бортове Аварійно-рятувальне обладнання повітряних суден: Навчальній посібник.-К.:НАУ, 2003.-180с.

8. Конспект лекций по курсу «Конструкція авиационной техники» 2004.

9. Альбом Колектив авторов К.ЛА. Выбор параметров и расщет масс самолёта (приложение к методическим указаним К.:КИИГА, 1990;101с.

Приложение № 1

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЁТА

ДАННЫЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

ВЗЛЁТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Приложение № 2

ДАННЫЕ МАСС САМОЛЁТА

ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ