Ограничение по аэродинамическому

Ограничения по аэродинамическому нагреву устанавливаются при полете на больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях. При этом в точке полного торможения температура набегающего потока больше атмосферной на величину [c.62]

Ограничение по аэродинамическому нагреву 62 [c.384]

Для входа в атмосферу пилотируемых аппаратов с несущим корпусом показано, что маневр захвата летательного аппарата атмосферой должен выполняться таким образом, чтобы не были превышены ограничения по аэродинамическим нагрузкам и чтобы аппарат при этом не вышел за пределы атмосферы. Проведено сравнение устойчивости траекторий, требований к аэродинамическому качеству аппарата и коридоров входа для различных планет. Например, показано, что при полете к Марсу система наведения на среднем участке траектории способна обеспечить попадание аппарата в допустимый коридор входа. В качестве иллюстраций приведены результаты моделирования входа аппаратов с несущим корпусом маневры погружения в атмосферу, выход за пределы атмосферы и маневры на конечном участке снижения. [c.125]

Такого рода задачи встают, например, при проектировании конфузоров и диффузоров аэродинамических труб, вентиляционных и других каналов, ограниченных по своим размерам объемом отведенных помещений. Аналогичный метод может быть с успехом применен также при расчете по возможности малых по длине патрубков, соединяющих две цилиндрические трубы разных диаметров, и в других вопросах. [c.287]

В связи с необходимостью работы в перенапряженных режимах для ряда обогревательных устройств введены жесткие ограничения по режимам использования, которые следует соблюдать при эксплуатации. Так, например, обогрев ПВД разрешается включать за 3—5 мин до взлета и выключать не позже чем через 3 мин после посадки, т. е. длительно применять только при наличии аэродинамического обдува. [c.360]

При проектировании труб с высокими скоростями газов необходимо учитывать возможность появления в стволе избыточных по отношению к атмосферному статических давлений, что приводит в конечном счете к разрушению конструкции. При больших скоростях газов увеличиваются также потери с выходной скоростью, что ведет к увеличению потребного напора дымососа и в некоторых случаях может вызвать ограничения по нагрузке оборудования. Поэтому после определения оптимальной скорости газов необходимо провести аэродинамический расчет трубы. Если окажется, что оптимальная технико-экономическая скорость превышает критическую, определенную из условия отсутствия в газоотводящем стволе избыточного статического давления, то в качестве рекомендуемой следует принять скорость, выбранную по условиям аэродинамических режимов работы дымовой трубы и внешних газоходов, или предусмотреть другие мероприятия, позволяющие осуществить надежную работу газоотводящих труб (выбрать трубу с противодавлением в вентилируемом зазоре или предусмотреть установку диффузора на трубе и т. д.). [c.108]

По аэродинамическому расчету С. П. Королева, работа реактивного двигателя в течение 80 — 100 с должна была увеличить максимальную скорость полета самолета Пе-2 с РД-1 на 108 км/ч на высоте 7000 м, а при включении на взлете сократить длину разбега на 70 м. Вертикальная скорость самолета при отрыве от земли с работающим двигателем РД-1 могла возрасти на 30%, соответственно увеличивался возможный угол набора высоты, что было важно при взлете с небольшого полевого аэродрома, ограниченного препятствиями. [c.412]

Метод попадающих траекторий при управлении дальностью полета возвращающегося космического корабля целесообразно применять по следующим причинам. При решении задачи попадания в заданную точку фазового пространства нет необходимости компенсировать влияние возмущений в каждой точке траектории, выбранной на основании обработки измерений на самом начальном участке спуска в атмосфере. Имеется целое семейство траекторий, движение по которым позволяет выполнить поставленные условия. Поэтому рационально рассматривать задачу парирования не текущих отклонений параметров движения от номинальных, а конечного отклонения регулируемого параметра. В нашем случае — зто обеспечение минимума рассеивания точек посадки при выполнении поставленных ограничений по перегрузкам и аэродинамическому нагреву. Тре. бование же вести полет по одной траектории должно приводить к чрезмерной нагрузке на СУС, нерациональному расходу рабочего тела. [c.403]

Необходимость введения ограничений по условиям прочности вызвана тем, что при изменении условий полета и режимов работы двигателя значительно изменяются аэродинамические, механические, температурные и вибрационные нагрузки на элементы силовой установки, что приводит в отдельных неблагоприятных случаях к чрезмерному увеличению напряжений в некоторых деталях и узлах и к снижению запасов прочности. [c.99]

Соотношение (2.5.27) соответствует аэродинамической теории тонкого тела, согласно которой влияние вихря распространяется на всю площадь оперения, что практически имеет место при дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях. По мере увеличения числа М (М<==. > 1) зона влияния вихря, ограниченная конусом Маха (с вершиной А в месте схода вихря, рис. 2.5.4) сужается, что, естественно, приводит к снижению угла скоса. Это снижение можно учесть коэффициентом где — часть пло- [c.204]

При сжигании мазута на трубах образуются плотные отложения, отличающиеся от сыпучих отложений, которые возникают при сжигании твердого топлива тем, что они нарастают без ограничения и могут быстро достигнуть такой толщины, что недопустимо повысится температура отходящих газов и аэродинамическое сопротивление газового тракта. Удалить эти отложения обдувкой обычно не представляется возможным. Для их удаления с конвективных поверхностей нагрева, расположенных в вертикальных шахтах, прибегают к дробеочистке. Чугунную дробь размером 4—6 мм подают в верхнюю часть шахты, где она особым распределительным устройством равномерно разбрасывается по сечению газохода. Падая на конвективные поверхности, дробь сбивает с труб осевшие на них отложения. [c.310]

Проведенные на этой установке опыты позволили впервые получить данные о работе контактной камеры экономайзера при высокой температуре исходной воды. Эти данные были впоследствии использованы при проектировании промышленных установок па Бердичевской электростанции. Следует отметить, что обе описанные выше опытные установки предназначались в первую очередь для определения степени нагрева воды и охлаждения газов в зависимости от геометрической характеристики насадки и режимных параметров. Теплообмен и аэродинамическое сопротивление изучались попутно, поэтому точность полученных результатов по теплообмену сравнительно невелика. К тому же опыты проводились в ограниченном диапазоне начальной температуры газов и только в слое беспорядочно лежащих колец малых размеров. [c.51]

В случае, если при расчете экономайзера нет жестких ограничений в отношении аэродинамического сопротивления, последовательность иная. Сначала определяется оптимальная скорость газов в контактной камере, а по ней и по числу Rer — удельное тепловыделение с помощью табл. VI-1, затем расчетное количество теплоты Qp, после чего — объем контактной камеры, а по объему и сечению — высота насадочного слоя. [c.174]

Перед тем как провести кривую по точкам, следует по возможности уточнить ее вид. На рис. 2-5 представлены точки, характеризующие зависимость аэродинамического сопротивления участка от расхода среды. Формальное проведение кривой на равном удалении от точек и ограничение выбранных пределов оси ординат крайними значениями сопротивлений дают выпуклость кривой вверх (рис. 2-5,6). Между тем известно, что со- [c.25]

Нарушена физическая картина движения, так как с аэродинамической точки зрения в ограниченном пространстве не может быть свободной струи в общепринятом смысле этого слова. Имеется проточная часть и циркуляционные зоны, где потоки движутся по замкнутым контурам. [c.78]

С повышением температуры, улучшением аэродинамической формы газохода, уменьшением, стоимости электроэнергии и увеличением стоимости материалов, применяемых для изготовления газохода. При этом учитывают ограничение скорости по условиям износа и заноса летучей золой элементов газовоздушного тракта. [c.191]

Следует особо подчеркнуть тот факт, что уравнение Эйлера позволяет определять газодинамические силы, действующие на расположенные в газовом потоке тела, только по известным параметрам газа на контрольной поверхности, т. е. без проникновения в сущность процессов, происходящих внутри объема газа, выделенного контрольной поверхностью. Форму обтекаемых тел, наличие подвода (отвода) тепла или механической энергии и другие особенности процесса внутри выделенного объема газа, ограниченного контрольной поверхностью, в этом случае знать не требуется. Но нужно иметь в виду, что в вычисленной по уравнению Эйлера суммарной аэродинамической силе действие всех этих факторов автоматически учитывается через их влияние на распределение параметров газового потока по контрольной поверхности. [c.31]

При создании авиационного газотурбинного двигателя наиболее серьезные проблемы возникают в его газогенераторной части, которая работает при высоких температурах и давлениях рабочего тела. Газогенератор является важнейшим и наиболее напряженным узлом двигателя. Его данные в основном определяют характеристики и срок службы ГТД. Вследствие этого одним из наиболее важных этапов при новом подходе к созданию двигателей являются разработки по программам перспективных газогенераторов и демонстрационных двигателей, позволяющие в условиях приближенности предварительных аэродинамических характеристик перспективных летательных аппаратов, производственных и финансовых ограничений обеспечить высокую степень технического совершенства проектируемых ГТД. [c.80]

Ограничение числа М. акс доп из условий устойчивости самолета связано с тем, что в зависимости от аэродинамической компоновки при околозвуковых скоростях пли больших сверхзвуковых скоростях могут возникнуть такие явления, как сильная неустойчивость по скорости, большие усилия на ручке (штурвале) управления, [c.161]

Рассмотрим изолированное движение лопасти в плоскости вращения с учетом упругих деформаций и обычных ограничений у комля. Силы в плоскости вращения, вызванные маховым движением, учитывать пока не будем (хотя они значительны) в целях выяснения собственных частот и форм колебаний лопасти в плоскости вращения. Действующие в сечении р лопасти силы и их плечи относительно сечения г будут следующими 1) сила инерции тх р) на плече (р — г), 2) центробежная сила шЙ р на плече (г/р)х(р) — х г), 3) аэродинамическая сила F на плече (р —г). Следовательно, момент в сечении г в плоскости вращения, вызванный инерционными и аэродинамическими силами, которые действуют в сечениях, внешних по отношению к сечению г, равен [c.367]

Правые части которых зависят от режима полета и движения лопасти. Влияние срыва при таком анализе учитывается путем ограничения величины циркуляции ее значениями при срывном угле атаки. Прогибы лопасти в плоскости взмаха представлялись в виде линейных комбинаций форм собственных колебаний, так что возбуждение колебаний по одной степени свободы определялось соответствующим интегралом от нагрузки по радиусу. При этом гармоники нагрузок определяли гармоники махового движения. Для совместного вычисления циркуляции и махового движения использовался метод последовательных приближений, а именно при решении уравнений для циркуляции движение лопастей определялось по приближенным формулам. (Заметим, что коэффициенты при Г/ приходится определять только один раз, так как для заданной формы пелены вихрей они не зависят от махового движения.) Зат-ем с использованием полученных значений Г/ вычислялись индуктивные скорости, после чего определялись коэффициенты Глауэрта уп разложения ул(л ), по которым находились подъемная сила и момент сечения. После этого по рассчитанным таким образом аэродинамическим силам строилось маховое движение лопасти и описанная выше процедура вновь повторялась до достижения сходимости. [c.668]

Основным критерием возникновения срыва на лопасти служат значения углов атаки или коэффициентов подъемной силы (рассматриваемые непосредственно либо представленные посредством эквивалентных параметров). Влияние срыва на винте заметно проявляется в тех случаях, когда на значительной части диска винта углы атаки сечений лопастей превысят критические углы для профилей. Расчет границ летных режимов винта на основании такого критерия является сложной задачей. Углы атаки изменяются по диску винта неравномерно, и их трудно рассчитать с удовлетворительной точностью, особенно для экстремальных режимов полета. Кроме того, на вращающейся лопасти срыв представляет собой более сложное аэродинамическое явление, чем на профиле крыла. Поэтому используемые для него критерии имеют эмпирическую основу. Срыв может диагностироваться на основе значений обобщенных характеристик работы винта, например параметров Ст/а и i. Если срыв охватывает лишь ограниченную часть диска винта, то предпочтительны более частные критерии. Установлен ряд таких критериев, в которых используется значение угла атаки сечения лопасти в некоторых критических точках диска винта. Однако лучше производить детальный расчет аэродинамических нагрузок лопастей при заданных условиях полета, используя описанную в гл. 14 схему определения сил при срыв-ном обтекании сечений. Но даже столь полный анализ, учитывающий упругие свойства лопастей, пока не дает адекватного представления о срыве, поскольку наши знания в этой области аэродинамики лопасти еше недостаточно полны. [c.796]

Эффективность применения КМ в силовых элементах лопастей определяется рядом преимуществ этих материалов по сравнению с металлами. В частности, аэродинамические и аэроупругие параметры лопастей композитов могут выбираться без учета ограничений, вызываемых технологическими процессами получения катаных, [c.36]

Ограничение перегрузки по прочности конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличиваются перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. [c.30]

Началу ремонтных работ предшествует анализ и выяштение дефектов, подлежащих устранению. Последствия сильного золового заноса и наличия присосов проявлялись в повышении аэродинамического сопротивления и ограничения по мощности тягодутьевых машин. Загрязнение воздухоподогревателя приводит [c.104]

Литература по вопросам выполнения газог/оздушных трактов весьма ограниченна. По отдельным вопросам проблемы имеются лишь некоторые нормативные материалы и справочники, Аэродинамический расчет котельных установок [Л. 2-7], Справочник по гидравлическим сопротивлениям Л. 2-8]. [c.7]

Ограничение прочности по конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличивается перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. Перегрузка Пг/разр> при которой происходит разрушение конструкции самолета, называется разрушающей перегрузкой. Эксплуатировать самолет до разрушающей перегрузки нельзя, поэтому вводится ограничение по максимальной эксплуатационной перегрузке /гамаке- Эти две перегрузки связаны между собой сх)отношением [c.60]

Основными параметрами несущего винта, подлежащими выбору на стадии предварительного проектирования, являются нагрузка на ометаемую поверхность, концевая скорость и коэффициент заполнения. Для заданной полетной массы нагрузка на ометаемую поверхность определяет радиус несущего винта. Нагрузка является также основным фактором, от которого зависит потребная мощность, в частности индуктивная мощность на режиме висения. Нагрузка влияет на скорость скоса потока и скорость снижения на режиме авторотации. Концевая скорость выбирается с учетом явлений срыва и сжимаемости. Высокая концевая скорость приводит к увеличению числа Маха на наступающей лопасти, а следовательно, к увеличению профильных потерь мощности, нагрузки на лопасть, вибраций и шума. Низкая концевая скорость ведет к увеличению угла атаки на отстающей лопасти, при котором начинается недопустимый рост профильных потерь мощности, нагрузок в проводке управления к вибраций вследствие срыва. Таким образом, существует ограниченный диапазон приемлемых концевых скоростей, который сужается по мере увеличения скорости полета вертолета (см. разд. 7.4). Если радиус винта задан, то концевая скорость определяет угловую скорость вращения винта. Высокая угловая скорость обеспечивает хорошие характеристики авторотацни и низкий крутящий момент (и, следовательно, малую массу трансмиссии). Коэффициент заполнения и соответственно площадь лопасти определяются ограничениями нагрузки на ометаемую поверхность из-за срыва. Пределы, ограничивающие эксплуатационное значение коэффициента подъемной силы, а следовательно, и Ст/а, требуют некоторого минимального значения (QR) A для заданной полетной массы. Масса несущего винта и профильные потери возрастают с увеличением хорды лопасти, поэтому выбирается наименьшая площадь лопасти, удовлетворяющая ограничениям по срыву. Такие параметры, как крутка лопасти, ее форма в плане, число и профиль лопастей, выбираются из соображений оптимизации аэродинамических характеристик винта. Окончательный выбор является компромиссным для различных рассматриваемых эксплуатационных режимов вертолета. В процессе предварительного проектирования исполь- [c.302]

КА с выполнением поставленного ограничения по перегрузке. Движению КА вблизи верхней границы коридора соответствует случай более раннего первого переключения К . Это необходимо для обеспечения захвата КА атмосферой. Момент второго переключения выбирают из условия выдерживания на траекторнн ограничения по перегрузке. Прн входе КА вблизи границы захвата интервал полета с отрицательным значением является наибольшим и соответственно наименьшим при движении КА вблизи нижней границы коридора входа. Приведенный анализ показывает для КА скользящего спуска, имеющих даже малое значение аэродинамического качества 0,3, коридор входа (реализуемый на атмосферном участке спуска) становится соизмеримым с навигационным. [c.445]

Предупреждающим признаком достижения углов атаки, близких к адош часто является начало аэродинамической тряски, возникающей при появлении зон срыва потока на крыле. Однако на многих современных самолетах тряска возникает на сравнительно небольших углах атаки задолго до достижения адоп. Ограничение по началу тряски в этих случаях привело бы к существенному недоиспользованию маневренных возможностей самолета, поэтому на таких самолетах допустимый угол атаки ограничивают созданием искусственных предупреждающих признаков или возникновением покачиваний самолета с крыла на крыло. [c.211]

Малая стреловидность применяется в том случае, когда полет выполняется на умеренных скоростях и требуется большое аэродинамическое качество. Та-кие маневры, как петля Нестерова, переворот, пикирование с большими углами наклона траектории, обычно не допускаются, та к как их трудно выполнить без выхода за пределы ограничений по перегрузке и скорости полета. В случае включения форсажа прн малой стреловидности крыла следует внимательно контролировать окорость полета, та>к как разгон на малых и средних высотах весьма окоротечный. [c.395]

Во второй части книги рассматривается численный метод расчета и оптимального профилирования плоских диффузоров и диффузоров прямоугольного поперечного сечения при движении в них турбулентной несжимаемой жидкости. В рамках описываемою подхода оптимизацию можно осуществлять по любому критерию и с любыми здчаниы-ми ограничениями. Разработанная методика может быть легко перенесена и на дру1ис гидро- и аэродинамические каналы. [c.2]

Значения акр и Суатах существенно зависят от геометрических характеристик крыла и числа Re. Место возникновения отрыва и дальнейшее его развитие определяются формой крыла в плане. Для сечений аэродинамически плоского крыла бесконечного размаха с неизменным профилем коэс ициент подъемной силы ограничен значением сватах, которое для заданного профиля зависит от числа Re = ooft/v. В любом сечении по размаху крыла коэффициент подъемной силы не может превысить указанного выше максимального значения. [c.678]

Воздействие климатических условий также накладывает некоторые ограничения на материалы. В условиях холодной зимы наледи могут привести к полному разрушению водоуловителя, тогда наиболее приемлемым является доступный и дешевый материал, а сама конструкция водоуловителя должна быть максимально проста в изготовлении и монтаже. В сухом климате, где вероятность обмерзания мала, можно использовать более дорогой материал, лишь бы он был долговечен, надежен в работе, обладал удовлетворительными показателями по водо-улавливанию и аэродинамическому сопротивлению. Таким образом, задача создания водоулавливающих устройств все еш,е остается актуальной. Ее решение связано, главным образом, с исследованиями новых материалов и совершенствованием методики эксперимента. [c.129]

В обобщенном виде система балансовых уравнений может быть представлена в виде вектор-функции Ф (Z, Z ) = О, устанавливающей соотношение между термодинамическими и расходными параметрами связей, обеспечивающее получение заданной стационарной нагрузки установки с определенными конструктивнокомпоновочными характеристиками. В геометрической интерпретации [87 1 вектор-функция Ф (Z, =- О задает нелинейную поверхность стационарных состояний установки в многомерном пространстве, координатами которого являются значения нагрузки установки как по электрической энергии, так и по холоду, а также величины подмножеств Z и Для расчета приведенных затрат, учета ограничений, отражающих требования технологичности изготовления, длительной надежной эксплуатации установки и т. д., и в дополнение к системе балансовых уравнений в математическую модель вводятся соотношения для вычисления различных технологических и материальных характеристик отдельных агрегатов. Эти соотношения получаются в результате совместного решения задач теплового, гидравлического, аэродинамического и прочностного расчета агрегатов и представляют собой в большинстве случаев неявные функции параметров совокупностей Z и Z . Опыт математического моделирования показал, что для теплоэнергетических агрегатов число этих характеристик невелико. Это характеристики изменения давления, энтальпии и средней скорости каждого теплоносителя, наибольшей температуры стенки, ее абсолютной или относительной толщины, а также расходов материалов. В обобщенном виде система характеристик описывается вектор-функцией (Z, Z ) = 0. [c.40]

Все рассматриваемые элементы химической приставки, за исключением компрессора-турбодетандера, относятся к классу теплообменных аппаратов. По принятой методике капиталовложения в эти элементы определяются на основе теплового, гидравлического, аэродинамического, прочностного и стоимостного расчетов. Марку металла для всех элементов выбираем исходя из температурных условий работы узла, за исключением тех элементов, которые из-за коррозионных или других ограничений должны быть изготовлены из строго определенного материала. В узлах, выполняюш их функцию очистки газа (скруббер, абсорбер, пенный аппарат), марка металла определялась следуюш им образом. Корпуса таких элементов двухслойны, марка металла внутреннего слоя задается из условий коррозионной устойчивости, внешнего слоя выбирается на основе прочностного расчета. Капиталовложения в отгонную колонну отнесены на счет цеха производства серной кислоты. [c.145]

В эксплуатационных условиях внешнее загрязнение поверхностей нагрева неизбежно сопровождается увеличением аэродинамического сопротивления установки, что приводит к еобходимости снижения расхода топлива, так как запас тяговых устройств по давлению и подаче обычно ограничен. Поэтому требуется систематическая очистка поверхностей нагрева от внешних отложений [28]. [c.33]

Несмотря на значительные усилия по уменьшению шума рулевого винта, на многих вертолетах именно он является источником наиболее сильного и неприятного шума, уступающего только хлопкам лопастей. Ограничения, связываюш,ие конструктора при создании малошумящего рулевого винта (обычно ограничение концевой скорости), приводят к небольшому ухудшению его аэродинамических характеристик, которое допустимо, поскольку рулевой винт потребляет лишь малую часть обш,ей мош,ности. В основном источники образования шума у рулевого винта те же, что и у несуш,его, но его основная частота значительно выше (от 40 до 120 Гц). Вследствие этого по субъективным оценкам для рулевого винта наиболее суш,е-ствен шум враш,ения лопастей. Двигатель и трансмиссия вертолета являются источниками высокочастотного шума, суш,ествен-ного лишь внутри вертолета и в ближнем поле звукового излучения. Поскольку высокочастотный шум быстро затухает с увеличением расстояния, шум дальнего поля в основном определяется винтами вертолета. [c.824]

Если амплитуды гармоник нагрузки с увеличением п быстро убывают, то требуемое число их уменьшается.) Таким образом, при больших концевых числах Маха и большом числе лопастей для расчета шума вращения необходимо учитывать очень большое число гармоник нагрузки, значительно большее, чем обычно определяется расчетными или экспериментальными методами в аэродинамических исследованиях винта. В работе делается вывод, что недостатком предыдущих исследований является лренебрежение очень высокими гармониками нагрузки однако при практических расчетах данные о столь высоких гармониках обычно отсутствуют как из-за ограничений на практически приемлемое количество вычислительных операций, так и из-за недостаточной точности методов. Авторы предложили упрощенный метод, который основан на следующих предположениях на лорду каждого сечения действует импульсная нагрузка (это предположение идет в запас надежности) используется эквивалентный радиус (т. е. нагрузка сосредоточивается в одном сечении, так как расчеты показали, что шум слабо зависит от распределения нагрузки по радиусу) из анализа результатов измерений нагрузок на лопасти сделан вывод, что амплитуды высших гармоник нагрузок изменяются с ростом их номера п по закону Рп = РоП , где Fq — средняя нагрузка. Для всех внешних сечений лопасти и режимов работы винта от висения до полета вперед на режиме = 0,2 наилучшее согласие с экспериментом было достигнуто при k = 2, причем в расчетах использовалось 10 гармоник нагрузки. По некоторым признакам, для полета в неспокойной атмосфере следует принимать /г — I. Предположение, что длина корреляции изменения гармоник нагрузки по радиусу пропорциональна приближенно [c.852]

Особую ценность имеют результаты летных испытаний, отражающие совокупное влияние различных фаБсторов (уноса, шероховатости поверхности и т. д.) на переход пограничного слоя и не подверженные воздействию негативных факторов, присущих аэродинамическим трубам. Обработка летных данных [44, 51] по формуле (6.18) показала, что для определения начала перехода в данном случае также может быть использована эта зависимость, однако величина Ai должна быть увеличена Ai = 1600/М . Диапазоны изменения основных параметров, входящих в формулу (6.18), имеют следующие ограничения М о = 4 -20 = 2ч-4 = 0,154-0,9 h 4,0. [c.130]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...