69158

КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТОВ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ И ИХ КЛАССИФИКАЦИЯ

Лекция

Астрономия и авиация

Основные агрегаты самолета Самолеты относятся к летательным аппаратам тяжелее воздуха им характерен аэродинамический принцип полета. У самолетов подъемная сила Y создается за счет энергии воздушного потока омывающего несущею поверхность которая неподвижно закреплена относительно...

Русский

2014-09-30

1.55 MB

47 чел.

PAGE   \* MERGEFORMAT 39

 Министерство образования и науки Украины

Национальный авиационный университет

Аэрокосмический институт

Кафедра конструкции летательных аппаратов

ЛЕКЦИЯ № 2 (3)

По дисциплине "Конструкция и прочность летательных аппаратов"

        2. КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТОВ ГРАЖДАНСКОЙ
            АВИАЦИИ И ИХ  КЛАССИФИКАЦИЯ

 

Составитель профессор А.И. Радченко

 

Киев  2009

2.1. Основные агрегаты самолета

Самолеты относятся к летательным аппаратам тяжелее воздуха, им характерен аэродинамический принцип полета. У самолетов подъемная сила   Y   создается за счет энергии воздушного потока, омывающего несущею поверхность, которая неподвижно закреплена относительно корпуса, а поступательное движение в заданном направлении обеспечивается тягой силовой установки  (СУ) самолета.

Различные типы самолётов имеют одни  и те же основные агрегаты (составные части): крыло, вертикальное (ВО) и горизонтальное (ГО) оперение, фюзеляж, силовую установку (СУ) и шасси (рис 2.1).

Рис. 2.1. Основные элементы конструкции самолета

Крыло самолета 1 создает подъемную силу и обеспечивает поперечную устойчивость самолету при его полете.

часто крыло является силовой базой для размещения шасси, двигателей, а его внутренние объемы используют для размещения топлива, оборудования, различных узлов и агрегатов функциональных систем.

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) современных самолетов на крыле устанавливаются средства механизации по передней и задней кромкам. По передней кромке крыла размещают предкрылки, а по задней - закрылки 10, интерцепторы 12 и элероны-интерцепторы.

В силовом отношении крыло представляет собой балку сложной конструкции, опорами которой являются силовые шпангоуты фюзеляжа.

Элероны 11 являются органами поперечного управления. Они обеспечивают поперечную управляемость самолета.

В зависимости от схемы и скорости полета, геометрических параметров, конструкционных материалов и конструктивно-силовой схемы масса крыла может составлять до 9…14 % от взлетной массы самолета.

Фюзеляж 13   объединяет основные агрегаты самолета в единое целое, т.е. обеспечивает замыкание силовой схемы самолета.

Внутренний объем фюзеляжа служит для размещения экипажа, пассажиров, грузов,   оборудования, почты, багажа, средств  спасения людей на случай возникновения аварийных ситуаций. В фюзеляжах грузовых самолетов предусмотрены развитые погрузочно-разгрузочные системы, устройства быстрой и надежной швартовки грузов.

Функцию фюзеляжа у гидросамолётов выполняет лодка, которая позволяет производить взлет и посадку на воду.

фюзеляж в силовом отношении является тонкостенной балкой, опорами которой являются лонжероны крыла, с которыми он связан через узлы силовых шпангоутов.

масса конструкции фюзеляжа составляет 9…15 % от взлетной массы самолета.

Вертикальное оперение 5 состоит из неподвижной части киля 4 и руля направления (РН) 7.

Киль 4 обеспечивает самолету путевую устойчивость в плоскости X0Z, а РН - путевую управляемость относительно оси  0y.

Триммер РН 6 обеспечивает снятие длительных нагрузок с педалей, например, при отказе двигателя.

Горизонтальное оперение 9 включает в себя неподвижную или ограниченно подвижную часть (стабилизатор 2) и подвижную часть – руль высоты (РВ) 3.

Стабилизатор 2 придает самолету продольную устойчивость, а РВ 3   - продольную управляемость. РВ может нести на себе триммер 8 для разгрузки штурвальной колонки.

Масса, конструкции ГО и ВО обычно не превышает 1,3…3 % от взлетной массы самолета.

Шасси самолета 16 относится к взлетно-посадочным устройствам (ВПУ), которые обеспечивают разбег, взлет, посадку, пробег и маневрирование самолета при движении по земле.

Число опор   и расположение их относительно центра масс (ЦМ) самолета зависит от схем шасси и особенностей эксплуатации самолета.

Шасси самолета, показанного на рис.2.1, имеет две основные опоры 16 и одну носовую опору 17. Каждая опора включает в себя силовую стойку 18 и опорные элементы - колеса 15. Каждая опора может иметь несколько стоек и несколько колес.

Чаще всего шасси самолета делают убирающимися в полете, поэтому для его размещения предусматривают специальные отсеки в фюзеляже 13. Возможна уборка и размещение основных опор шасси в специальных гондолах (или мотогондолах), обтекателях 14.

Шасси обеспечивает поглощение кинетической энергии удара при посадке и энергии торможения на пробеге, рулении и при маневрировании самолета по аэродрому.

самолеты-амфибии могут совершать взлет и посадку, как с наземных аэродромов, так и с водной поверхности.

Рис.2.2. Шасси самолета-амфибии.

на корпусе гидросамолета устанавливают колесное шасси, а под крылом размещают поплавки 1,2 (рис.2.2).

Относительная масса шасси обычно составляет 4…6% от взлетной массы самолета.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                           

Силовая установка  19 (см.рис.2.1), обеспечивает создание силы тяги самолета. Она состоит из двигателей, а также систем и устройств, обеспечивающих их работу в условиях летной и наземной эксплуатации самолета.

У поршневых двигателей сила тяги создается воздушным винтом, у турбовинтовых - воздушным винтом и частично реакцией газов, у реактивных - реакцией газов.

В СУ входят: узлы крепления двигателей, гондола, управление СУ, входные и выходные устройства двигателей, топливная и масляная системы, системы запуска двигателя, противопожарная и противообледенительная системы.

Относительная масса СУ в зависимости от типа двигателей и схемы размещения их на самолете может достигать 14…18 % от взлетной массы самолета.

2.2. Технико-экономические и летно-технические
                 характеристики самолетов

Технико-экономическими характеристиками самолетов являются:

- относительная масса полезной нагрузки:

mпн = mпн /m0

  где  mпн - масса полезной нагрузки;

  m0 - взлетная масса самолета;

- относительная масса максимальной платной нагрузки:

mкнmах = mкнmах / m0

 где mкнmах масса  максимальной коммерческой нагрузки;

- максимальная часовая производительность:

Пч = mкнmахvрейс

  где   vрейс - рейсовая скорость самолета;

- расход топлива на единицу производительности qТ 

К основным летно-техническим характеристикам самолетов относят:

-  максимальную крейсерскую скорость vкр.mах ;

-  крейсерскую экономическую скорость Vкp.эк ;

-  высоту крейсерского полета   Нкp;

- дальность полета с максимальной платной нагрузкой   L;

-  среднее значение аэродинамического качества К в полете;

-  скороподъемность;

-  грузоподъемность, которая определяется массой пассажиров, грузов, багажа, перевозимой на самолете при заданной полетной массе и запасе топлива;

-  взлетно-посадочные характеристики (ВПХ) самолета.

Основными параметрами, характеризующими ВПХ, являются скорость захода на посадку - Vз.п; посадочная скорость - Vп;  скорость отрыва при взлете - Vomp; длина разбега при взлете - lраз; длина пробега при посадке - lnp; максимальное значение коэффициента подъемной силы в посадочной конфигурации крыла - Су max п; максимальное значение коэффициента подъемной силы во взлетной конфигурации крыла Су max взл       

2.3. Классификация самолетов

Классификацию самолетов проводят по многим критериям.

Одним из основных критериев классификации самолетов является критерий по назначению. этот критерий предопределяет летно-технические характеристики, геометрические параметры, компоновку и состав функциональных систем самолета.

По своему назначению самолеты подразделяют на гражданские и военные. Как первые, так и вторые самолеты классифицируют в зависимости от вида выполняемых задач.

Ниже рассмотрена классификация только гражданских самолетов.

Гражданские   самолеты   предназначены для перевозки пассажиров, почты, грузов, а также для решения разнообразных народнохозяйственных задач.

Самолеты подразделяют на пассажирские, грузовые, экспериментальные, учебно-тренировочные, а также на самолеты целевого народнохозяйственного назначения.

Пассажирские   самолеты   в зависимости от дальности полета и грузоподъемности подразделяют на:

-  дальние магистральные самолеты – дальность полета L >6000 км;

-  средние магистральные самолеты - 2500 < L < 6000 км;

-  ближние магистральные самолеты -  1000<  L < 2500 км;

-  самолеты для местных воздушных линий (МВЛ) - L < 1000 км.

Дальние магистральные самолеты (рис. 2.3) с дальностью полета более 6000 км, обычно, оснащаются СУ из четырех ТРДД или винтовентиляторных двигателей, что позволяет повысить безопасность полета в случае отказа одного или двух двигателей.

Средние магистральные самолеты (рис. 2.4, рис. 2 .5) имеют СУ из двух-трех двигателей.

Ближнемагистральные самолеты (рис. 2.6) при дальности полета до 2500 км имеют СУ из двух-трех двигателей.

Самолеты местных воздушных авиалиний (МВЛ) эксплуатируются на авиационных трассах протяженностью менее 1000 км, а их СУ может состоять из двух, трех и даже четырех двигателей. Увеличение числа двигателей до четырех обусловлено стремлением обеспечить высокий уровень безопасности полетов   при большой интенсивности взлетов-посадок, характерных для самолетов МВЛ.

К самолетам МВЛ можно отнести административные самолеты, которые рассчитаны на перевозку 4…12 пассажиров.

Грузовые   самолеты   обеспечивают перевозку грузов. Эти самолеты в зависимости от дальности полета и грузоподъемности могут подразделяться аналогично пассажирским. перевозка грузов может осуществляться как внутри грузовой кабины (рис.2.7), так и на внешней подвеске фюзеляжа (рис. 2.8).

Учебно-тренировочные   самолеты обеспечивают подготовку и тренировку летного состава в учебных заведениях и центрах подготовки гражданской авиации (рис.2.9) Такие самолеты часто изготовляют двухместными (инструктор и стажер)

Экспериментальные   самолеты   создаются для решения конкретных научных проблем, проведения натурных исследований непосредственно в полете, когда необходима проверка выдвигаемых гипотез и конструктивных решений.

Самолеты   народнохозяйственного назначения   в зависимости от целевого использования разделяются на сельскохозяйственные, патрульные, наблюдения за нефте- и газопроводами, лесными массивами, прибрежной зоной, дорожным движением, санитарные, ледовой разведки, аэрофотосъемки и др.

Наряду со специально спроектированными для этих целей самолетами под целевые задачи могут переоборудоваться самолеты МВЛ малой грузоподъемности.

Рис. 2.7. Грузовой самолет

Рис. 2.8. Перевозка грузов на внешней подвеске

                            Рис. 2.9. Учебно-тренировочный самолет

                            Рис. 2.10. Самолет народнохозяйственного назначения

Аэродинамическую компоновку самолета характеризует число, внешняя форма несущих поверхностей и взаимное расположение крыла, оперения и фюзеляжа.

В основу классификации  аэродинамических компоновок положено два признака:

- форма крыла;

- расположение оперения.

В соответствии с первым признаком выделяют шесть типов аэродинамических компоновок:

- с прямым и трапециевидным крылом;

- со стреловидным крылом;

- с треугольным крылом;

- с прямым крылом малого удлинения;

- с кольцевым крылом;

- с круглым крылом.

Для современных гражданских самолетов практически используют первые два и частично третий тип аэродинамических компоновок.

Согласно второму типу классификации выделяют следующие три варианта аэродинамических компоновок самолетов:

- нормальной (классической) схемы;

- схемы "утка";

- схема "бесхвостка".

Разновидностью схемы "бесхвостка" является схема "летающее крыло".

Самолеты нормальной схемы (см.рис.2.5, 2.6) имеют ГО, расположенное за крылом. Эта схема получила господствующее распространение на самолетах гражданской авиации.

Основные достоинства  нормальной схемы:

-  возможность эффективного использования механизации крыла;

-  легкое обеспечение балансировки самолета с выпущенными закрылками;

-  уменьшение длины носовой части фюзеляжа. Это улучшает обзор пилоту и уменьшает площадь ВО, так как укороченная носовая часть фюзеляжа вызывает появление меньшего дестабилизирующего путевого момента;

-  возможность уменьшения площадей ВО и ГО, так как плечи ГО и ВО значительно больше, чем у других схем.

недостатки нормальной схемы:

-  ГО создает отрицательную подъемную силу практически на всех режимах полета. Это приводит к уменьшению подъемной силы самолета. Особенно на переходных режимах полета при взлете и посадке;

- ГО находится в возмущенном воздушном потоке за крылом, что отрицательно сказывается на его работе.

Для выноса ГО из "аэродинамической тени" крыла или из "спутной струи" закрылков на переходных режимах полета его смещают относительно крыла по высоте (рис.2.11, а), выносят его на  середину киля (рис.2.11;б) или на верх киля (рис.2.11, в).

Рис. 2.11 Схемы размещения горизонтального оперения

а. ВО., смещенное относительно крыла по высоте;

б. ВО расположено на  середине киля (крестообразное оперение);

в. Т- образное оперение;

г. v - образное оперение.

В практике самолетостроения известны случаи использования на самолете комбинированного, так называемого v -образного оперения (рис. 2.12). функции ГО и ВО в этом случае выполняют две поверхности, разнесенные под углом относительно друг друга. Рули, размещенные на этих поверхностях, при синхронном отклонении вверх и вниз работают как РВ, а при отклонении одного руля вверх, а другого вниз достигается управление самолетом в путевом отношении.

Достаточно часто на самолетах может применяться двухкилевое и даже трехкилевое ВО.

При аэродинамической компоновке самолета по схеме "утка" на ГО размещают перед крылом на носовой части фюзеляжа (рис.2.13)

Достоинствами схемы "утка" являются:

-  размещение ГО в невозмущенном воздушном потоке;

-  возможность уменьшения размеров крыла, так как ГО становится несущим, т.е. участвует в создании подъемной силы самолета;

-  достаточно легкое парирование возникающего пикирующего момента при отклонении механизации крыла отклонением ГО;

Рис. 2.13 Компоновка самолета по схеме "утка"

-  увеличение плеча ГО на более 30 %, чем у нормальной схемы, что позволяет уменьшить площадь крыла;

-  при достижении больших углов атаки срыв потока на ГО возникает раньше, чем на крыле, что практически устраняет опасность выхода самолета на закритические углы атаки и сваливание его в штопор.

У самолета, выполненного по схеме "утка", смещение положения фокуса назад при переходе от М <1 к М>1 меньше, чем у самолетов нормальной схемы, поэтому увеличение степени продольной устойчивости наблюдается в меньшей мере.

Недостатками данной схемы являются:

-  снижение несущей способности крыла на 10-15 % из-за скоса потока от ГО;

-  сравнительно малое плечо ВО, приводящее к увеличению площади ВО, а иногда и к установке двух килей для увеличения путевой устойчивости. Это компенсирует дестабилизирующий момент, создаваемый удлиненной носовой частью фюзеляжа.

Схема "бесхвостка" характеризуется отсутствием ГО (см. рис. 1.13), при этом функции ГО перекладываются на крыло. Самолеты, выполненные по такой схеме, могут не иметь фюзеляжа, в этом случае их называют "летающим крылом". Для таких самолетов характерно минимальное лобовое сопротивление.

Схема "бесхвостка" имеет следующие достоинства:

- так как на таких самолетах используются треугольные крылья, то при больших размерах бортовой нервюры можно уменьшить относительную толщину профиля, обеспечив рациональное использование объема крыла для размещения топлива;

-  отсутствие нагрузок ГО позволяет облегчить хвостовую часть фюзеляжа;                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                 

-  уменьшается стоимость и масса планера, так как отсутствует ГО, по этой же причине уменьшается сопротивление трения самолета из-за уменьшения площади обтекаемой воздушным потоком поверхности;

-  значительные геометрические размеры бортовой нервюры обеспечивают возможность создать эффект "воздушной подушки" на режиме посадки самолета;

- так как в схеме "бесхвостка" применяют крылья двойной стреловидности, то на взлетном режиме происходит существенней прирост коэффициента подъемной силы.

Среди недостатков этой схемы наиболее существенным являются:

-  невозможность полного использования несущей способности крыла на посадке;                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                         

-  снижение потолка самолета из-за уменьшения аэродинамического качества, что объясняется удержанием элевонов в верхнем отклоненном положении для достижения наибольшего угла атаки крыла;

-  сложность, а иногда и невозможность балансировки самолета при выпущенных закрылках;

-  сложность обеспечения путевой устойчивости самолета из-за малого плеча ВО, поэтому иногда устанавливают три киля      (см. рис. 1.13).

В практике опытного авиастроения можно встретить варианты с комбинацией основных схем в одном самолете.

Возможен вариант, когда на самолете применяют два ГО - одно перед крылом и второе за ним. При реализации схемы "тандем", самолет имеет почти соизмеримые по площади крыло и ГО. Схему "тандем" можно рассматривать как промежуточную между нормальной схемой и схемой "утка", благодаря чему расширяется эксплуатационный диапазон центровок при сравнительно малых потерях аэродинамического качества на балансировку самолета.

Основными конструктивными признаками, по которым проводят классификацию самолетов, служат:                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                         

-  число и расположение крыльев;

-  тип фюзеляжа;

-  тип двигателей, число и размещение их на самолете;

- схема шасси, характеризуемая количеством опор и их взаимным расположением относительно ЦМ самолета.

В   зависимости   от   числа   крыльев различают монопланы и бипланы.

Схема моноплана доминирует в самолетостроении, и большинство самолетов выполняется именно по этой схеме, что обусловлено меньшим лобовым сопротивлением моноплана и возможностью увеличения роста скоростей полета.

Самолеты схемы "биплан" (рис.2.16) отличаются высокой
маневренностью, но они тихоходны, поэтому данную схему реализуют для самолетов специального назначения, например, для сельскохозяйственных.

                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                             

Рис 2. 16 Самолет схемы "биплан"

По   расположению   крыла   относительно  фюзеляжа   самолеты могут выполняться по схеме "низкоплан" (рис.2.17, а), "среднеплан" (рис. 2.17, б) и "высокоплан" (рис.2.17, в).

Рис.2.17. Различные схемы расположения крыла

Схема   "низкоплан"   наименее выгодна в аэродинамическом отношении, так как в зоне сопряжения крыла с фюзеляжем нарушается плавность обтекания и возникает дополнительное сопротивление из-за интерференции системы "крыло-фюзеляж". Данный недостаток можно существенно уменьшить постановкой зализов, обеспечивая устранение диффузорного эффекта.

Размещение ГТД в корневой части крыла позволяет использовать
эжекторный эффект от струи двигателя, который получил название активного зализа.

Низкоплан   имеет более высокое расположение нижнего обвода фюзеляжа над   поверхностью земли. Это связано с необходимостью исключения касания концом крыла поверхности ВПП при посадке с креном, а также с обеспечением безопасной работы СУ при размещении двигателей на крыле. В этом случае усложняется процесс выгрузки-погрузки грузов, багажа, а также посадку-высадку пассажиров. Этого недостатка можно избежать, если оснастить шасси самолета механизмом "приседания".

Схему "низкоплан" наиболее часто используют для пассажирских самолетов, так как она обеспечивает большую по сравнению с другими вариантами безопасность при аварийной посадке на грунт и воду. При аварийной посадке на грунт с убранным шасси крыло воспринимает энергию удара,  защищая пассажирскую кабину. При посадке на воду самолет погружается в воду по крыло, которое сообщает фюзеляжу дополнительную плавучесть и упрощает организацию работ, связанных с эвакуацией пассажиров.

Важным достоинством схемы "низкоплан" является наименьшая масса конструкции, так как основные опоры шасси чаще всего связаны с крылом и их габариты и масса меньше, чем у высокоплана. В сравнении с высокопланом, имеющим шасси на фюзеляже, низкоплан имеет меньшую массу, так как не требуется утяжеления фюзеляжа, связанного с креплением к нему основных опор шасси.

Низкоплан с размещением основных опор на крыле сохраняет основное правило: опорой     самолету служит несущая поверхность. Это правило выдерживается на всех эксплуатационных режимах, как в полете, так и при взлете - посадке. Крыло в последнем случае опирается при пробеге и разбеге на шасси. Благодаря этому удается унифицировать силовую схему, определяющую пути передачи максимальных нагрузок, и снизить массу конструкции самолета в целом.  Рассмотренные достоинства стали причиной господствующего положения схемы "низкоплан" на пассажирских самолетах.

Схема   "среднеплан" (рис. 2. 17, б) для пассажирских и грузовых самолетов чаще всего не применяется, так как кессон  крыла (его силовая часть) не может быть размещен в пассажирской или грузовой кабине.

С ростом взлетных масс и параметров самолетов появляется возможность приблизить компоновку крыла широкофюзеляжных самолетов к среднеплану. Крыло в этом случае поднимают до уровня пола пассажирского салона или грузовой кабины, как эти сделано на самолетах А-300, иБоинг-747", Ил-96 и др. Благодаря такому решению удается значительно улучшить аэродинамические характеристики.

В чистом виде схема "среднеплан" может быть реализована на   двухпалубных самолетах, где крыло практически не мешает использованию объемов фюзеляжа для размещения пассажирских салонов, грузовых помещений и оборудования.

Схема   "высокоплан" (рис.2.17,в) широко используется     для грузовых самолетов, а также находит применение на самолетах МВЛ. В этом случае удается получить наименьшее расстояние от нижнего обвода фюзеляжа до поверхности ВПП, так как высоко расположенное крыло не влияет на выбор высоты фюзеляжа относительно земли.

При использовании схемы "высокоплан" появляется возможность свободного маневрирования спецавтотранспорта при техническом обслуживании самолета.

Транспортная эффективность грузовых самолетов повышается из-за самого низкого положения пола грузовой кабины, позволяющего обеспечить быстроту и легкость погрузки-выгрузки крупногабаритных грузов, самоходной техники, различных модулей и др.

Ресурс двигателей увеличивается, так как они находятся на значительном удалении от земли и вероятность попадания твердых частиц с поверхности ВПП в воздухозаборники резко уменьшается.

Отмеченные достоинства высокоплана объясняют то господствующее положение, которое заняла данная схема на самолетах транспортной авиации в отечественной (Ан-22, Ан-124, Ан-225), зарубежной (C-141, С-5А, С-17 (США) и др.) практике.

Схема "высокоплан" легко обеспечивает получение нормируемого безопасного расстояния от поверхности ВПП до конца лопасти воздушного винта или нижнего обвода воздухозаборника ГТД.  Этим объясняется достаточно частое использование этой схемы на пассажирских самолетах МВЛ (Ан-28 (Украина), F-27 (Голландия), Шорт-360 (Англия), АТР 42, АТР-72 (Франция-Италия)).

Несомненным достоинством схемы "высокоплан" является более высокое значение   Су max благодаря сохранению над фюзеляжем полностью или частично аэродинамически чистой верхней поверхности крыла, большей эффективности механизации крыла за счет снижения концевого эффекта на закрылках, так как борт фюзеляжа и мотогондола играют роль концевых "шайб".

Однако большая масса конструкции планера по сравнению с другими схемами отрицательно сказывается или на полезной нагрузке, или на запасе топлива и дальности полета. Утяжеление конструкции планера объясняется:

- необходимостью увеличения площади ВО на 15-20 % из-за попадания части ее в зону затенения от крыла;

- возрастанием массы фюзеляжа на 15-20% вследствие увеличения числа усиленных шпангоутов в зоне крепления основных опор шасси, усиления конструкции зоны нижнего обвода фюзеляжа на случай аварийной посадки с невыпущенным шасси и за счет упрочнений гермокабины.

При креплении основных опор шасси к силовой базе фюзеляжа возникают сложности с обеспечением требуемой колеи.

Малая колея шасси увеличивает нагрузку на одну бетонную плиту,
что может потребовать для эксплуатации самолета более высокий класс аэродрома.

Стремление обеспечить приемлемую колею часто заставляет увеличивать габаритную ширину усиленных шпангоутов в зоне размещения основных опор, формировать выступающие гондолы шасси и увеличивать мидель самолета, а значит, и его аэродинамическое сопротивление. Как показывает статистика, в этом случае лобовое сопротивление гондол шасси может достигать 10-15 % от общего сопротивления фюзеляжа.

Меньшая безопасность высокоплана при аварийной посадке на воду и сушу делает иногда невозможным использование этой схемы на самолетах большой пассажировместимости, так как при аварийной посадке на грунт крыло своей массой вместе с двигателями стремится раздавить фюзеляж и пассажирскую кабину. При посадке на воду наблюдается погружение фюзеляжа до нижних обводов крыла и пассажирский салон может оказаться     под водой.   В этом случае организация работ по спасению пассажиров значительно осложняется и эвакуация людей возможна лишь через аварийные люки в верхней части фюзеляжа.

По типу фюзеляжа самолеты подразделяются на обычные, т.е. выполненные по однофюзеляжной схеме (рис.2.18,а); по двухфюзеляжной  схеме и     схеме "гондола" (рис.2.18,б).

                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                 

Рис. 2.18 Классификация самолетов по типу фюзеляжа

Наибольшее распространение получила однофюзеляжная схема, позволяющая получить наиболее выгодную конфигурацию формы фюзеляжа с аэродинамической точки зрения, так как лобовое сопротивление в этом случае будет наименьшим по сравнению с другими типами.

При размещении оперения самолета не на фюзеляже, а на двух балках (рис.2.18,б) или замене фюзеляжа гондолой происходит увеличение лобового сопротивления. Для схемы "гондола" (рис. 2.18,б) характерна плохая обтекаемость гондол, что может привести к неустойчивости самолета на больших углах атаки. Поэтому двухбалочная схема "гондола" в практике самолетостроения реализуется редко, в основном, на транспортных самолетах, где вопросы транспортной эффективности становятся первостепенными. Примером такого решения может служить грузовой самолет "Аргоси" фирмы "Хоукер Сидли".

Рис.2.19 Самолет "Эджи Эркрафт"

 По типу   двигателей   различают самолеты с ПД, ТРД, ТВлД и др.

По   числу   двигателей   самолеты подразделяют на одно-, двух-, трех-, четырех-, шестидвигательные.

На пассажирских самолетах из условия обеспечения безопасности полетов число двигателей не должно быть менее двух. Увеличение числа двигателей свыше шести оказывается неоправданным из-за сложностей, связанных с обеспечением синхронизации работы отдельных СУ и увеличением времени и трудоемкости работ при техническом обслуживании.

По   расположению   двигателей   дозвуковые пассажирские самолеты могут классифицироваться на четыре основные группы: двигатели - на крыле (рис. 2.20, а), двигатели - в корневой части крыла, двигатели - на хвостовой части фюзеляжа (б) и смешанный вариант (в) компоновки двигателей.

При выборе места установки двигателей учитывают особенности общей компоновки самолета, условия эксплуатации и обеспечения максимального ресурса двигателей, стремятся получить наименьшее лобовое сопротивление СУ, свести к минимуму потери воздуха в воздухозаборниках.

Так, на самолетах с тремя двигателями целесообразно применять смешанный вариант компоновки    (рис.2.20):  два двигателя под крылом и третий - в хвостовой части фюзеляжа или на киле.

Рис. 2.20 Схемы установки двигателей на самолетах

На самолетах с двумя двигателями СУ размещают на крыле или на хвостовой части фюзеляжа.

С увеличением степени двухконтурности двигателя его диаметр увеличивается. Поэтому при компоновке двигателей под крылом необходимо увеличивать высоту шасси для обеспечения нормируемого расстояния от обвода мотогондолы до поверхности земли. Это приводит к увеличению массы конструкции самолета и порождает ряд проблем, связанных с пассажирами, багажом и техническим обслуживанием. Прежде всего, это касается самолетов МВЛ, которые часто эксплуатируются с аэродромов, не имеющих специального оборудования. В то же время эффект разгрузки крыла в полете из-за размещения на нем двигателей значительно снижается, так как с увеличением степени двухконтурности удельная масса  ТРД уменьшается.

На рис.2.21 показаны два самолета, конструкция которых создавалась исходя из одинаковых требований к платной нагрузке, дальности, ВПХ, миделю фюзеляжа и др. На рис.2.21 видно различие между двумя самолетами по высоте расположения относительно земли крыла и фюзеляжа.

Рис.2.21 Влияние двухконтурности двигателей на компоновку самолета

По   типу   опор   шасси их подразделяют на колесное, лыжное, поплавковое (для гидросамолетов), гусеничное и шасси на воздушной подушке.

Преимущественное распространение получило колесное шасси, и довольно часто применяют поплавковое.

По  схеме шасси   самолеты подразделяются на трехопорные и
двухопорные.

Трехопорная схема выполняется в двух вариантах: трехопорная схема с носовой опорой и трехопорная схема с хвостовой опорой. В большинстве случаев на самолетах применяется трехопорная схема с носовой опорой. Второй вариант этой схемы встречается на легких самолетах.

Двухопорная схема шасси на гражданских самолетах практически не используется.

На тяжелых, особенно транспортных, самолетах получило распространение многоопорная схема шасси. Например, на     самолете "Боинг-747" используется пятистоечное шасси, на самолете Ан-225 -шестнадцатистоечное, а на пассажирском Ил-86 - четырехстоечное.

    2.4. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КОНСТРУКЦИИ
                          САМОЛЕТОВ

Все требования, предъявляемые к конструкции самолетов, подразделяют на общие, обязательные для всех агрегатов планера, и специальные.

К общим требованиям относят аэродинамические, прочностные и жесткостные, надежности и живучести самолетов, эксплуатационные, ремонтопригодности, технологичности производства самолетов, экономические и требования, минимальной массы конструкции планера и функциональных систем.

Аэродинамические   требования сводятся к тому, чтобы влияние формы самолета, его геометрические и проектные параметры соответствовали заданным летным данным, полученным при наименьших энергетических затратах. Реализация этих требований предусматривает обеспечение минимального сопротивления самолета, потребных характеристик устойчивости и управляемости, высоких ВПХ, показателей крейсерского режима полета.

Выполнение аэродинамических требований достигается выбором оптимальных  значений параметров отдельных агрегатов (частей) самолета, их рациональной взаимной компоновкой и высоким уровнем удельных параметров.

Прочностные  и жесткостные   требования предъявляются к каркасу планера и его обшивке, которые должны воспринимать все виды эксплуатационных нагрузок без разрушения, при этом деформации не должны приводить к изменению аэродинамических свойств самолета, не должны возникать опасные вибрации, не должны появляться значительные остаточные деформации. Выполнение этих требований обеспечивается выбором рациональной силовой схемы и площадей поперечных сечений силовых элементов, а также подбором материалов.

Требования   надежности  и   живучести   самолета предусматривают разработку и реализацию конструктивных мероприятий, направленных на обеспечение безопасности полетов.

Надежность самолета представляет собой способность конструкции выполнять свои функции с сохранением эксплуатационных показателей в течение установленного срока   межрегламентного периода, ресурса или другой единицы измерения времени функционирования. Характеристиками надежности являются налет часов на один отказ, количество отказов на один час налета и др.

Повысить надежность самолета можно подбором надежных  элементов конструкции, их дублированием (резервированием).

Живучесть самолета определяется способностью конструкции выполнять свои функции при наличии повреждений. Для обеспечения этого требования необходимы конструктивные мероприятия, например, применение статически неопределимых силовых схем, эффективных противопожарных мероприятий и, главным образом, резервирования. Эти требования особенно важны для обеспечения заданного уровня безопасности полетов.

Эксплуатационные   требования   предусматривают создание таких
конструкций, которые позволяют в сжатые сроки обеспечивать техническое
обслуживание самолетов при минимальных материально-технических затратах.

Реализация таких требований возможна при обеспечении удобного доступа к агрегатам, стандартизации и унификации узлов, агрегатов, частей самолета и разъемов, применении встроенных систем автоматического контроля технического состояния систем и агрегатов самолета, эффективных систем поиска неисправностей и их устранения, увеличении ресурса и межрегламентных сроков службы.

Требования ремонтопригодности предопределяют возможность быстрого и дешевого восстановления отказавших (поврежденных) частей ВС, оперативного поддерживания численности самолетомоторного парка. Значимость этих требований возрастает в связи с постоянным усложнением самолетов и средств наземного обслуживания (СНО).

Требования   технологичности   производства самолетов предполагают минимальные трудозатраты на изготовление и освоение массового серийного производства. Удовлетворение этих требований достигается агрегатированием, панелированием конструкции, применением хорошо обрабатываемых материалов, простотой конфигураций конструктивных элементов, возможностью использования высокопроизводительных технологических процессов поточного и конвейерного производства.

Экономические   требования   исходят из потребностей минимальных
затрат на производство и эксплуатацию всего парка самолетов. На повышение
экономических показателей направлен комплекс мероприятий по созданию
оптимального парка рентабельных самолетов, средств их обслуживания и систем обеспечения полетов. Оптимальной считается такая конструкция самолетов, у
которой суммарная стоимость производства, содержания, технического
обслуживания и ремонта за все время эксплуатации минимальна.

Требования   минимальной   массы самолетов   предусматривают создание конструкций с высокой весовой отдачей по полезной нагрузке в результате выбора рациональной силовой схемы, применения более точных методов расчета, использования соответствующих по удельной прочности и жесткости конструктивных материалов (например, композиционных), уменьшения количества разъемов, применения новых методов крепежа (сварка, клеесварка), максимальной реализации принципа равнопрочности.

Одни требования к конструкции самолетов реализуются на практике гармонично, другие требуют комплексного разрешения, поскольку некоторые требования вступают в противоречия между собой (например, все требования противоречат требованию минимальной массы).

Специальные   требования предъявляются к конкретным агрегатам (крылу, оперению, фюзеляжу и т.д.). Они связаны со спецификой их работы.

                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                              

2.5. КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ
                 
В САМОЛЕТОСТРОЕНИИ

Летно-технические характеристики самолетов можно повысить, совершенствуя их конструкцию, прежде всего, за счет применения современных материалов и улучшения их свойств.

Авиационная металлургия в значительной степени расширила номенклатуру выпускаемых конструкционных сплавов, отвечающих повышенным требованиям к эксплуатационным свойствам. Прежде всего, его касается конструкционных легких сплавов, используемых в конструкции самолетов, плотность которых ниже плотности железа. Это алюминиевые, бериллиевые, магниевые, титановые сплавы и, естественно, композиционные материалы.

Материал для силовых элементов конструкции планера выбирают исходя из его механических, теплофизических характеристик, плотности, коррозионной стойкости, дефицитности и стоимости.

Большое значение при выборе материала имеют технологические процессы производства силовых деталей. Внедрение новых способов механической обработки, сборки и создание специального оборудования приводят к удорожанию конечной продукции.

При выборе материала следует учитывать:

- форму и размеры силового элемента;

- условия, в которых он будет работать под нагрузкой;

-  величину, направление и продолжительность действия нагрузки;

-  температурный режим;

- характер действующей нагрузки (постоянная, циклическая, динамическая и др.).

Весовая   эффективность   материала характеризуется удельной прочностью и удельной жесткостью.

Удельная прочность - отношение предела прочности к удельному весу      материала γ.

В зависимости от вида  деформации (растяжение, сжатие, сдвиг) под пределом прочности понимают предел прочности при растяжении σв, при сжатии
σсж,  или касательные разрушающие напряжения   τв.

Удельная жесткость      Е/γ        характеризует отношение модуля упругости к удельному весу материала образца.

Конструкция самолета будет тем легче, чем больше будет при прочих равных условиях удельная прочность и удельная жесткость. В случае работы конструкции в условиях повышения температур вводят корректировку  σв   и    Е   по температуре.

Для конструктивных силовых элементов планера (стрингеров, шпангоутов, нервюр, лонжеронов и обшивки) основным материалом служат алюминиевые сплавы.

Из высокопрочных сталей могут изготавливаться наиболее нагруженные или наиболее ответственные силовые элементы, например, узлы крепления шасси, фермы крепления двигателей, узлы крепления оперения и др.

Алюминиевые   сплавы   были первыми из металлических конструкционных материалов, широко используемых в авиации. В настоящее время до 80 % массы конструкции самолетов гражданской авиации приходится на алюминиевые сплавы.

Среди сплавов, обладающих высокой пластичностью, хорошей свариваемостью и коррозионной стойкостью выделяют сплавы алюминия с марганцем группы АМц и магнием АМг. Наиболее прочными являются АМг-5 и AMг-6
(
σв = 300…420 МПа). Из сплавов АМц и АМг изготавливают емкости
(гидро- и маслобаки), а также бензо- и маслопроводы, заклепки.

Высокими механическими свойствами обладают алюминиевые сплавы с медью, магнием, кремнием, литием, бериллием.

Так, для группы Al-Си-Мg     характерны сплавы Д-16, Д-19, для
Al-Zn-Mg-Cu- сплавы В-93, В-95, В-96, для группы Аl-Cu-Мg-Мn-Si - сплавы Ак-6, Ак-8.

Из дуралюмина   Д-16, Д-19 изготавливают обшивку в клепаных конструкциях планера при незначительном аэродинамическом нагреве. Упрочнение дуралюминов Д-16, Д-19 достигается при термической  обработке. В этих сплавах основными легирующими элементами являются медь и магний. Марганец вводят для повышения коррозионной стойкости сплавов. По сравнению с чистым алюминием все дуралюмины отличаются пониженной коррозионной стойкостью, поэтому их подвергают защите либо плакированием (покрытием) дуралюмина техническим алюминием (сплавы А-7 и А-8), либо электрохимическим оксидированием (анодированием).

Из сплавов Д-16 получают листовые полуфабрикаты, прессованные профили различной конфигурации, плиты. Область применения     с сплавов Д-16 и Д-19 по температуре - не более 200 °С.

Удельная прочность сплава Д-16 σв/γ = (15-16)·105см, в то время как у   
стали 30ХГСА
σв/γ = 15·105см.

Сплавы В-93, В-95, В-96 отличает высокая   прочность  
(
σв = 500..700 МПа),    но они менее пластичны, чем дуралюмины.

Сплав В-95, широко используют для получения всех видов  деформированных полуфабрикатов: листов, плит, профилей, труб, поковок и штамповок.

Сплав В-96 наиболее прочен из всех деформируемых алюминиевых сплавов. Однако он очень чувствителен к концентраторам напряжений, хуже работает в условиях знакопеременных нагрузок.

Сплавы В-93, В-95, В-96 резко снижают прочность при повышении температуры   более 120 °С, поэтому их не используют в конструкции сверхзвуковых самолетов, если их обшивка испытывает аэродинамический нагрев более 120 °С,

Сплавы Ак-6, Ак-8 предназначены для изготовления поковок и штамповок. Их отличает повышенная пластичность в горячем состоянии. Эти сплавы склонны к коррозии под напряжением, поэтому изделия из них подвергают защите анодированием и лакокрасочными покрытиями. Из сплава Ак-6 изготавливают крупногабаритные штамповки, фитинги, стойки, кронштейны, качалки и другие силовые детали. Высоконагруженные детали чаще изготавливают из сплава Ак-8.

Жаропрочные   алюминиевые   сплавы типа дуралюмин Д-16, Д-17,
ВАД-2 достигают высокой жаропрочности за счет увеличения в них содержания магния. Специальные добавки титана, циркония, железа, никеля, также положительно влияют на их жаропрочность.

Сплав Ак-4-I при температуре 250-300 °С обладает преимуществами перед сплавами ВАД-I, Д-16, хотя при температуре ниже 200 °С не превосходит эти сплавы. Поэтому из Ак-4-I изготавливают детали ТРДД,  обшивку и элементы силового каркаса самолетов.

Литейные   алюминиевые   сплавы   отличаются  жидкотекучестью, малой усадкой, незначительной склонностью к образованию пористости и трещин наряду с, высокими механическими и антикоррозионными свойствами. К таким сплавам относят Ал-2, Ал-4, ВАЛ-5, Ал-7. Для повышения механических свойств отливки из этих сплавов подвергают термической обработке.

Сплав Ал-2 отличается малой прочностью, поэтому используется в производстве корпусов приборов и для малонагруженных деталей.   Сплав средней прочности Ал-4 используется для средненагруженных деталей крупных размеров.

Сплавы ВАЛ-5, Ал-32К относят к высокопрочным.

Широко используются жаропрочные литейные сплавы Ал-1, Ал-19,
Ал-21,
BAЛ-1 и др. Детали, изготовленные из этих сплавов, могут работать при температурах до 300°С, хотя и отличаются пониженной коррозионной стойкостью и пластичностью.

В последнее время нашли применение спеченные алюминиевые сплавы САП и САС, которые получают холодным, а затем горячим брикетированием из алюминиевого порошка или пудры. Из этих сплавов изготавливают обшивку и другие детали, работающие длительно при температурах 300-500 °С и кратковременно при температурах 700-900 °С.

Сплавы группы Al-Be и Al-Be-Mg    относят к материалам с высоким удельным модулем упругости.

Наиболее перспективны сплавы группы Al-Be-Мg.  В таких сплавах    Мg     практически не взаимодействуя с Вe  растворяется в алюминии и упрочняет его, обеспечивая повышение прочности и модуля упругости. По величине модуля упругости эти сплавы могут превосходить лучшие алюминиевые в два-три раза. Поэтому их целесообразно использовать в конструкциях, где определяющим фактором является жесткость. В этом случае можно получить экономию в весе до 40 %.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                        

Перспективными сплавами следует считать алюминиево-литиевые                                                                                               сплавы, содержащие до 2-3 % лития, который снижает плотность на7-10 %. Если сравнивать их с КМ, то массу конструкции они снижают                                                                                                     в двое меньше, чем эпоксидографитопластики, но  конструкция удешевляется в 10 раз. Поэтому алюминиево-литиевые сплавы заменят на самолетах в ближайшее время современные алюминиевые сплавы, так как эта замена не потребует внедрения новых методов механической обработки, сборки и специального оборудования.

Титановые   сплавы   BT-I.0T-4, ОТ-4-2, BT-I6, и ВТ-22 получили в промышленности наибольшее применение. Наиболее прочен сплав ВТ-22, Хотя титановые сплавы эффективно используются в интервале температур
250-550°С,  когда легкие алюминиевые  сплавы уже не могут работать, а стали и никелевые сплавы уступают им по удельной прочности, их успешно применяют в конструкции шасси, узлах крепления закрылков и силовых элементах.

В авиастроении легированные стали в связи с высокими
физико-химическими и механическими характеристиками по сравнению с углеродистыми сталями используют очень широко.

Особенно часто применяются стали 15хФ, I2XH3A, I2XH4BA, 30ХГСА с  содержанием углерода от 0,1 до 0,3 %. Для конструкций, работающих при температурах выше 700°С, используют специальные жаропрочные сплавы на основе никеля и кобальта.

Композиционные материалы – это объемно-армированные всевозможными наполнителями металлы, сплавы и полимеры. Прочностные, жесткостные и другие эксплуатационные  характеристики КМ превосходят традиционные конструкционные материалы, используемые в самолетостроении.

КМ армируются волокнами или тонкой высокопрочной проволокой из стали, вольфрама, молибдена, титана, а также стекловолокном, волокнами углерода, бора, или волокнистыми монокристаллами оксида алюминия, карбида кремния и других соединений. Материал (связующее), в котором распределяются армирующие волокна, называют матрицей,

         В самолетостроении широкое распространение получили стеклопластики, армирующими волокнами для которых служат стеклянные нити, а матрицей - эпоксидные или другие с молы. Стеклопластики с пределом прочности 400-800 МПа обладают удельной прочностью, в два раза превышающей удельную прочность легированной стали. Однако стеклопластики имеют низкий модуль упругости (Е = 2,2·105 МПа),  что почти в 10 раз ниже, чем у стали. Стеклопластики используют для несиловых частей конструкции планера (обтекатели, створки шасси, зализов др.).

Для силовых частей планера применяются КМ, армированные волокнами углерода, бора, бериллия. Уже есть разработки конструкции планера, полностью изготовленного из КМ.

В качестве конструкционных материалов используют углепластики и борпластики. Первые попытки использования КМ в силовых конструкциях планера относятся к 70-м годам. Например, фирма "Мак Доннелл-Дуглас для самолета А-4 изготовила закрылки, обшивка которых выполнена из борэпоксидной ленты, с содержанием волокон бора 35 % по объему. Масса такого закрылка уменьшена на 22 % по сравнению с обычной цельнометаллической конструкцией.  

Еще более эффективно применение КМ из титана или алюминия, армированных волокнами бора. В этом случае можно снизить массу силовых элементов конструкции в два раза, а массу самолета до 23 %. Такое снижение массы конструкции планера достигается за счет высокой удельной прочности и жесткости КМ при удельном весе, в три-четыре раза меньшем, чем у стали. Широкое применение КМ в самолетостроении потребует создание новых методов обработки, технологий, сборки и оснастки, которые позволяют в полной мере использовать достоинства КМ при реализации их в силовых конструкциях планера.

Методические   указания

При изучении материала, изложенного в главе 2, необходимо подробно рассмотреть назначение отдельных частей самолета, запомнить их названия,   обратить, особое внимание на критерии классификации самолетов, особенности аэродинамической компоновки самолетов и их классификацию по конструктивным признакам. При анализе требований, предъявляемых к авиационным конструкциям, важно видеть пути реализации их на практике. При изучении конструкционных материалов следует обратить внимание на перспективные материалы, обеспечивающие снижение массы конструкции планера, повышение его ресурса.

Вопросы

  1.  Назовите основные части самолета и укажите их назначение.
  2.   Перечислите критерии, по которым проводят классификацию самолетов.
  3.  Какие аэродинамические компоновки реализуются в конструкциях самолетов?
  4.  Почему чаще всего в конструкции гражданских самолетов используются нормальная схема оперения?
  5.  Проанализируйте классификацию самолетов по конструктивным признакам и назовите их.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                 
  6.  Почему на пассажирских самолетах часто применяется схема
    "низкоплан"?
  7.  Какая схема по размещению крыла относительно фюзеляжа наиболее целесообразна для транспортного самолета, который перевозит грузы?
  8.  Обоснуйте возможность использования схемы "высокоплан" на пассажирском самолете МВЛ?
  9.  Какие схемы шасси применяют для самолетов?
  10.   Как влияет на высоту  шасси компоновка двигателей на самолете?
  11.   Назовите требования, предъявляемые к авиационным конструкциям, и охарактеризуйте их.
  12.   С помощью каких критериев оценивают эффективность применения различных конструкционных материалов?
  13.  Проанализируйте, какие алюминиевые сплавы применяют для элементов планера самолета. Укажите их прочностные характеристики и особенности применения.
  14.  Какие титановые сплавы используются в конструкции самолетов? Укажите их прочностные характеристики и особенности применения.


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

124. АНАЛІЗ КОНФЛІКТНИХ СИТУАЦІЙ. ЕЛЕМЕНТИ ТЕОРІЇ ІГОР 295.5 KB
  В теорії ігор супротивники – гравці. Кожен з гравців має деяку множину (скінченну або нескінченну) можливих дій (стратегій). Результати в грі задаються функціями, що залежать від стратегій кожного з гравців. Гра з двома гравцями, у якій виграш одного з гравців дорівнює програшу другого, називається грою з нульовою сумою. У такій грі достатньо задати результати у вигляді платежів одного з гравців.
125. Основы гражданской обороны. Структура и место в обществе 186 KB
  Концепция современной войны значительно уменьшает вероятность ковровых бомбежек с массовым поражением населения и огромными разрушениями жилого фонда, что требовало эвакуации граждан в пригородную зону.
126. Основные понятия системного анализа и его критерии 540.5 KB
  Системный анализ - наука, занимающаяся проблемой принятия решения в условиях анализа большого количества информации различной природы. Из определения следует, что целью применения системного анализа к конкретной проблеме является повышение степени обоснованности принимаемого решения, расширение множества вариантов, среди которых производится выбор, с одновременным указанием способов отбрасывания заведомо уступающим другим.
127. Системи керування Базами Даних 61 KB
  Microsoft SQL Server — комерційна система керування базами даних, що розповсюджується корпорацією Microsoft. Мова, що використовується для запитів — Transact-SQL, створена спільно Microsoft та Sybase. Transact-SQL є реалізацією стандарту ANSI/ISO щодо структурованої мови запитів (SQL) із розширеннями. Використовується як для невеликих і середніх за розміром баз даних, так і для великих баз даних масштабу підприємства. Багато років вдало конкурує з іншими системами керування базами даних.
128. Свой сайт самостоятельно SQL. 10 минут на урок. 51.75 MB
  Данная книга поможет вам в кратчайшие сроки освоить SQL — самый популярный язык баз данных. Начиная с простых запросов на выборку данных, автор урок за уроком рассматривает все более сложные темы, такие как использование операций объединения, подзапросы, хранимые процедуры, индексы, триггеры и ограничения. На изучение материала каждого урока вам потребуется не более 10 минут. Благодаря этой книге вы быстро научитесь самостоятельно составлять запросы к базам данных на языке SQL без чьей-либо помощи.
129. Организация труда на предприятии по изготовлению алюминия 94.93 KB
  Расчет производственной программы электролизного цеха. Расчет эффективного фонда времени одного рабочего на год. Расчет амортизационных отчислений на содержание зданий и сооружений. Составление плановой калькуляции себестоимости одной тонны алюминия.
130. Обучение математическому моделированию как основному методу решения текстовых задач в курсе алгебры основной школы 517 KB
  Психолого-педагогические основы обучения решению текстовых задач в курсе алгебры основной школы. Математическое моделирование – один из основных методов решения текстовых задач в основной школе. Методика обучения решению текстовых задач на основе моделирования задачной ситуации.
131. Обеспечение общих условий электробезопасности на участке настройки (регулировки) лабораторного стенда блока тригонометрических преобразований 97.41 KB
  В общем комплексе мероприятий, связанных с созданием современной электронной и радиоэлектронной аппаратуры, технология микросхем, сборки и монтажа аппаратуры занимает особое место. При осуществлении технологических процессов требуется энергоемкое оборудованье с высоким питающий напряжением электрического тока.
132. Демонстрационные опыты с оптики в средней школе с использованием призмы 350.5 KB
  В данной работе исследована проблема постановки опытов по геометрической оптике с использованием призмы в средней школе. Выбраны наиболее наглядные и интересные опыты по оптике с использованием оборудования, которое может быть приобретено любой школой или изготовлено самостоятельно.