Проектирование лонжерона крыла, силовой установки, стойки шасси пассажирского самолета с ТРД (прототип Ту-334) (дипломный проект)

Дипломный проект

Содержание
1. Статистическое проектирование облика самолета 
1.1 Сбор и обработка статистических данных 4
1.2 Тактико-технические требования (ТТТ) 17
1.3 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров 17
1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива 18
1.6 Определение геометрических характеристик самолета 
1.7 Выбор и обоснование разроботка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета 
1.8 Выводы 28
2. Расчет аэродинамических характеристик самолета 29
2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях самолета 29
2.2 Расчет летных характеристик самолета методом тяг  
2.3 Выводы 30
3. Определение геометрических элементов регулярной зоны крыла и условий обеспечения их статической прочности 31
3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок действующих на крыло, построение эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов 31
3.2 Проектировочный расчет силовых элементов регулярной зоны в сечении агрегата 37
3.3 Выводы 42
4. Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегата самолета 43
4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла 43
4.1.1 Анализ конструктивно-технологических особенностей сборных узлов агрегатов заданного типа 
4.1.2 Выделение зоны сборного узла из конструктивно-силовой схемы агрегата. Разработка расчетной схемы и определение нагрузок, действующих на сборный узел. 
4.1.3 Определение геометрических параметров силовых элементов сборного узла из условий обеспечения статической прочности и минимума массы 45
4.1.4 Определение параметров и разработка конструкции соединений силовых элементов сборного узла 50
4.1.6 Выводы 53
4.2 Разработка конструкции амортизатора основоной стойки шасси 54
4.2.1 Выбор схемы размещения и обоснование кинематической и конструктивно-силовой схемы шасси 54
4.2.2 Определение стояночных,эксплуатационных и расчетных нагрузок,действующих н аэлементы конструкции шасси.Построение эпюр усилий во всех элементах шасси 57
4.2.3 Выводы 58
4.3 Разработка компоновочной схемы силовой установки самолета 59
4.3.1 Выбор и обоснование типа силовой установки самолета 59
4.3.2 Разработка и описание основных систем и подсистем силовой установки 59
4.3.3 Топливная система. Расчет топливной системы на высотность 59
4.3.4 Система подвода воздуха.Теоретическая схема воздухозаборника 59
4.3.5 Маслосистема.Описание и расчет маслорадиатора.
4.3.6 Противопожарная система и описание ее работы...
4.3.7 Управление двигателем...
4.3.8.Разработка чертежа компоновочной схемы силовой установки...
4.3.6 Выводы 
5. Разработка технологии изготовления детали самолета 
5.1 Конструктивно-технологический анализ детали, выбор заготовки и схемы штамповки 
5.2 Анализ технологичности конструктивных элементов детал
5.3 Выбор оптимального варианта раскроя материала, представление схемы раскроя полосы и листа 68
5.4 Разработка технологического процесса изготовления заданной детали 
5.5 Разработка технологической схемы штампа, расчёт потребных усилий 
5.6 Расчёт исполнительных размеров рабочих деталей штампа, определение центра давления штампа, конструирование штампа 
5.7 Расчёт деталей штампа на прочность и жёсткость; обоснование выбора пресса для спроектированного штампа, его техническая характеристика 74
5.8 Выводы 
6. Расчет характеристик экономической эффективности 
6.1 Определение цены изделия по затратам на проектирование и изготовление 76
6.2 Вывод 79
7. Раздел безопасности жизнедеятельности 81
7.1 Разработка системы кондиционирования воздуха в салоне 
Список использованой литературы...
Приложение



1.2 Тактико-технические требования (ТТТ)
  Исходя из данных статистики, определим схему самолета, внешние формы и взаиморасположение частей, определяющие жесткостные и массовые характеристики, а также тактические, эксплуатационные и технологические характеристики. Исходя из анализа статистических данных и тактико-технических требований для проектируемого самолета, выбираем схему: свободнонесущий цельнометаллический моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом и стреловидным Т-образнымхвостовым опереним.
 Шасси - трёхопорное с задней стойкой, убираются назад по потоку: главные ноги в гондолы на фюзеляже, передняя нога — в нишу передней части фюзеляжа.
Основные ТТТ занесем в таблицу:
“ТТT проектируемого самолета” Таблица 1.2.1
Относительная толщина профиля с А-12
 0,12
Удлинение крыла λ
  7,83
Сужение крыла ђ
  3,48
Стреловидность Х  24
Диаметр фюзеляжа dф м 3,5
Удлинение фюзеляжа λ
  7.82
Число двигателей Nдв шт. 2
Удельная нагрузка на крыло P0 даН/м2 350










“ТТTпроектируемого самолета” Таблица 1.2.2
L,км Nп Lp,м Hпот,м Vkp,км/ч Hkp,м nэк
4100 85 1215 12000 900 12500 5





На основании средних статистических данных составим таблицу No 1.2.3
г.о.
в.о.
l г.о  l в.о .  c г.о.   c в.о.   в.о.
г.о.
h г.о  h в.о
30 32 4,5 1,5 29 35 12 11 3,5 2,1



1.3 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров
При выборе и анализе аэродинамической компоновки самолёта мы должны учесть его назначение и целевые функции. Схема самолета позволяет нам задать внешние формы и взаиморасположение частей, жесткостные и массовые характеристики, тактико-технические, эксплуатационные и технологические характеристики.
Самолет представляет собой свободнонесущий цельнометаллический моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом и стреловидным Т-образным хвостовым оперением, снабженный тремя турбовентиляторными двигателями НК-8-2 (НК-8-2У) и трехопорным шасси с передней ногой.
Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа: два по его бокам. Боковые двигатели оборудованы реверсивным устройством тяги.
Шасси убираются назад по потоку: главные ноги в гондолы на фюзеляже, передняя нога — в нишу передней части фюзеляжа.
Крыло кессонной конструкции, стреловидной формы в плане. Оно состоит из центроплана и двух отъемных частей крыла (ОЧК), состыкованных по нервюрам. Крыло имеет механизацию: закрылки, предкрылки, интерцепторы. На крыле крепятся главные ноги шасси и гондолы, в которые они убираются в полете, а также установлены элероны и аэродинамические гребни .
Носовая часть крыла снабжена воздушно-тепловым и электротепловым
противообледенительным устройством. Теплый воз дух в носок центроплана подается от компрессоров двигателей самолета.
Силовой частью крыла является кессон, воспринимающий основные нагрузки, действующие на крыло. Носок и хвостовая части крыла воспринимают только местные воздушные нагрузки и передают их на кессон. Поскольку носок и хвостовая часть не является силовыми частями крыла, на участках, не обтекаемых воздушным потоком, — внутри фюзеляжа, внутри гондол шасси — они не ставятся.
Хвостовое оперение стреловидное, Т-образное, состоит из вертикального и горизонтального оперения.
Вертикальное оперение включает киль и руль направления, горизонтальное оперение — стабилизатор и руль высоты .
Впереди киля установлен на фюзеляже форкиль.
Стреловидность вертикального и горизонтального оперения превышает
стреловидность крыла, для того чтобы несущие характеристики хвостового оперения с увеличением числа М не ухудшались быстрее, чем характеристики крыла. Большая стреловидность вертикального оперения целесообразна также и потому, что при этом увеличивается эффективность горизонтального оперения из-за увеличения его плеча.
Профиль вертикального и горизонтального оперения симметричный.
Симметричный профиль позволяет сохранить одинаковый характер аэродинамических нагрузок при отклонении рулей в разные стороны и, кроме того, имеет меньшее сопротивление. Вертикальное оперение по сравнению с горизонтальным оперением имеет увеличенную относительную толщину профиля с целью уменьшения массы киля, нагруженного силами, как от вертикального, так и от горизонтального оперения.
. Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа по его бокам. Двигатели оборудованы реверсивным устройством тяги.

1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета,массы силовой установки,топлива.
Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по формуле, полученной из уравнения относительных масс с использованием статистических данных





1.7 Выбор и обоснование разроботка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета
Выбор конструктивно-силовой схемы крыла
Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется:
1) компоновкой крыла - наличием в обшивке люков для обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием в крыле бака для топлива;
2) компоновкой фюзеляжа – наличием достаточных объемов для центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле объемы в фюзеляже требуются минимальные);
3) требованием жесткости.
Как показывает опыт проектирования самолета, обшивка крыла будет достаточно толстой, с высокими критическими напряжениями, т.е. сможет воспринимать большую часть изгибающего момента (более 50%). Поэтому в массовом отношении выгодно применить кессонное крыло.
Кессонное крыло в весовом отношении выигрывает по сравнению с моноблочным, что связано с меньшей потребной площадью сечений крыла, поскольку слабые лонжероны, в отличие от продольных стенок моноблочного крыла, воспринимают часть изгибающего момента.
Применение кессонного, а не лонжеронного, крыла имеет в данном случае еще один важный аспект: кессонное крыло позволяет использовать свои внутренние объемы для размещения топлива, что крайне важно, когда нежелательно задействовать под топливные баки внутренние объемы фюзеляжа.
Крыло образовано лонжеронами, нервюрами и стрингерами. К нему крепятся закрылки, элероны.
Форма крила в плане – стреловидная.
Продольный силовой набор сосотоит из 2-х лонжеронов, расположенных на 25% и 75% хорд.
Поперечный набор консоли крыла состоит из 16 нервюр, 9 из них силовые. Бортовая нервюра – No1, концевая - No9. К нервюрам No2,3,4,5, крепятся узлы навески механизации задней кромки крыла.
Нервюры расположены по потоку, их шаг составляет 875мм.
Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа
При проектировании фюзеляжа необходимо учитывать следующие требования и рекомендации:
– сосредоточенные силы, приложенные к элементам каркаса, необходимо как можно более плавно распределять по обшивке фюзеляжа;
– большие сосредоточенные силы (от двигателей, оперения, крыла, шасси) необходимо передавать на обшивку элементам каркаса направленными параллельно силе. Силы вдоль фюзеляжа должны передаваться на обшивку через стрингеры и продольные балки, а силы, действующие поперек фюзеляжа, - через усиленные шпангоуты;
– сосредоточенные силы, направленные под острым углом к оси фюзеляжа, следует передавать на обшивку через стрингеры и шпангоуты;
– при конструкции герметизированных отсеков фюзеляжа необходимо правильно назначить границу зоны герметизации (с учетом вырезов под шасси, крыло и т.п.); следует избегать применения плоских поверхностей для восприятия избыточного внутреннего давления. Поперечные сечения герметизированных отсеков должны, как правило, иметь форму круга.
.Продольный набор состоит из стрингеров с шагом 350 мм. Поперечный набор состоит из 71 шпангоутов с шагом 400 мм (шаг переменный)
Усиленными являются шпангоуты No 1,2,3,4,5,6,7,8,9,10,11,12,13.
Шпангоут No1 является передней стенкой герметической части фюзеляжа. No4,5 и 8,9 - крепление дверей, между No4,5 - ниша передней стойки шасси, к шпангоутам No 6,7 крепится центроплан крыла
Для илюминаторов, люков и аварийного выхода на крыло, которые нарушают целостность основных силовых элементов и ослабляют конструкцию, делаем отбортовку и для дверей устанавливаем специальные бимсы. К шпангоутам
No 15,16,17,18,19 крепятся боковые двигатели.
Выбор конструктивно-силовой схемы оперения
Силовые элементы горизонтального и вертикального оперений должны быть увязаны друг с другом силовыми элементами фюзеляжа, расположение которых зависит от компоновки хвостовой части.
Всё оперение состоит из горизонтального оперения (стабилизатора с рулём высоты) и вертикального оперения (киля с рулём направления), закреплённых на хвостовой части фюзеляжа.
Стабилизатор двухлонжеронной конструкции. Он состоит из двух консолей. Каждая консоль включает 2 лонжерона, силовые нервюры (по числу узлов навески рулей высоты) и обычные нервюры, хвостовую часть и кронштейны навески рулей высоты. Силовые нервюры имеют более мощные пояса, и их стенки подкреплены стойками. Поперечный набор состоит из 9 нервюр, из них 5 усиленные No 1,2,3,4,5 к ним крепятся узлы навески руля высоты.
Киль трехлонжеронной конструкции. Он состоит из лонжеронов, бортовой, торцевой, силовых и обычных нервюр, панелей. 4 силовые нервюры. К ним крепятся узлы навески руля направления. Нервюры расположены перпендикулярно переднему лонжерону, шаг нервюр 410 мм.
Выбор конструктивно-силовой схемы шасси
Схема шасси – трёх опорная с передней опорой. Трёх опорное шасси с передней стойкой наиболее удачно решает вопросы безопасности при посадке самолёта. Движение самолёта с шасси такой схемы является достаточно устойчивым как в продольном, так и в путевом отношении.
Конструктивно-силовая схема шасси и схема его уборки должны обеспечивать:
- наименьшую массу шасси (с учетом усиления вырезов под шасси в конструкции планера);
- наименьший объем шасси в убранном положении;
- простоту кинематической схемы механизмов выпуска и уборки шасси.
Схема передней опоры шасси балочная с подкосом. Состоит передняя опора из пневматика, телескопической стойки со встроенным амортизатором, узлов подвески, цилиндра уборки и выпуска шасси. Колесо вынесено назад для уменьшения эффекта шимми. Передняя стойка имеет балочную КСС, которая рациональна при небольшой высоте стоек и при других получаемых при этом преимуществах, например, в простоте кинематики уборки и компоновки опоры в выпущенном и убранном положениях. Убирается передняя опора вверх – назад.
Схема основной опоры шасси балочная с подкосом. Основная опора шасси в себя включает: пневматики, стойки с амортизатором, цилиндр уборки-выпуска, узлы крепления, замки фиксации шасси в убранном и выпущенном положениях. Стойка подкреплена боковым складывающимся подкосом, разгружающим верхнюю часть стойки от изгиба. Основная опора убирается в фюзеляж.
1.8 Выводы
В результате работы над данным разделом был приближенно разработан и спроектирован пассажирский самолет с количеством пассажиров n=85 человек и дальностью полёта L=4100 км. Данные расчёты не следует принимать как окончательные, так как они проводились в нулевом приближении.
Общий вид и конструктивно-силовая схема самолета изображены в Приложении 1 на чертежах (БР.0000-0000-ВО, БР.0000-0000-КСС)



2.Расчет аэродинамических характеристик самолета
2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях самолета

Для расчета летно-технических характеристик (ЛТХ) скоростных ЛА удобно пользоваться полетными полярами, которые представляют собой коэффициент аэродинамической подъемной силы ( ), необходимого для горизонтального прямолинейного установившегося полета ЛА заданной массы при фиксированной высоте, функции коэффициента лобового сопротивления .
 Задаемся значениями высоты полета H, км (0.0 2.0 4.0 5.0 6.0 7.0 8.0 8.5 9.0 9.5 10.0 10.5 11.0 11.5 12.0).
 Числа Маха: 
(0.20 0.25 0.30 0.35 0.40 0.45 0.50 0.55 0.60 0.65 0.70 0.75 0.80 0.85 1.25).
Для каждой скорости M и высоты H, с учетом расчетной массы ЛА, находим необходимое значение по формуле:
(2.1.1)
где g – ускорение свободного падения,
g=9.81 м/с2;
pH – атмосферное давление на высоте H.
Для высоты Н=0 км pH=101325 Па, для Н=6 км рН=47217,6 Па, для Н=11 км рН=22700 Па.
Расчет коэффициентов выполнен в компьютерной программе «Aircraft aerodynamics» разработанной на кафедре 101 (автор Чмовж В.В.). Расчет проводится для высот H=0 км, H=6 км и H=11 км. Результаты расчетов приведены в Приложении 1.
2.2 Расчет летных характеристик самолета методом тяг
Расчет потребных и располагаемых тяг ЛА
 В горизонтальном прямолинейном установившемся полете ЛА на высоте Н с заданным М, необходимая тяга, в первом приближении, равна величине лобового сопротивления.






. Определение геометрических элементов регулярной зоны крыла и условий обеспечения их статической прочности
3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок действующих на крыло, построение эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов
На крыло воздействуют распределенные по поверхности воздушные силы и массовые силы от конструкции крыла и от помещаемого в крыле топлива, сосредоточенные силы от массы агрегатов, расположенных на крыле.
Распределение воздушной нагрузки по длине крыла. В приближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крыла пропорциональна хордам. Следовательно, для расчетов можно пользоваться формулой:
(3.1.1)
- величина эксплуатационной перегрузги;
- вес крыла;
- площадь крыла;
где - хорда крыла.
Распределение веса топлива происходит по линейному закону

Рисунок 3.1.1- Эпюра распределения топлива по размаху крыла
Распределенная нагрузка от топлива определяется по следующим формулам:
, (3.1.2)
(3.1.3)
где - вес топлива (для самолёта ТУ 334 ),
- длина топливного бака. находим как высоту усеченной пирамиды, основанием которой является сечение топливного бака при .
Суммарная погонная нагрузка на крыло находится по формуле:
(3.1.4)
Начало координат поместим в корне крыла, сечения нумеруем от корня в направлении конца крыла, начиная с .
Результаты расчетов заносим в таблицу
Таблица 3.1.1
Распределение циркуляции и погонной нагрузки по размаху крыла
No сеч. 2z/l Гпл 
Г b(z),м qв, кН/м qкр, кН/м qт, кН/м q, кН/м
1 0 1,3435 -0,125 1,2185 6,23 54,59 8,7 25,6 20,29
2 0,1 1,3298 -0,093 1,2369 5,34 55,42 7,5 23,8 24,12
3 0,2 1,2908 -0,066 1,2248 4,89 54,87 6,8 22 26,07
4 0,3 1,2228 -0,038 1,1845 4,44 53,06 6,2 20,2 26,66
5 0,4 1,1484 -0,013 1,1351 4 50,85 5,6 18,4 26,87
6 0,5 1,0570 0,0136 1,0706 3,55 47,96 5 16,5 26,5
7 0,6 0,9571 0,0389 0,996 3,105 44,62 4,3 - 40,32
8 0,7 0,8538 0,0592 0,913 2,66 40,9 3,7 - 37,2
9 0,8 0,7430 0,0719 0,8149 2,21 36,51 3,1 - 33,41
10 0,9 0,6090 0,0746 0,6836 1,765 30,62 2,4 - 28,22
11 0,95 0,4593 0,066 0,5259 1,34 23,56 1,9 - 21,66
12 1 0 0 0 0 0 0 - 0
На (рисунке 3.1.2) показано распределение циркуляции по консоли крыла



Рисунок 3.1.2- Распределение циркуляции по консоли крыла
Строим эпюры функций , и (рисунок 3.1.3)


Рисунок 3.1.3- Эпюра распределенных погонных нагрузок по консоли крыла.
Расчет перерезывающих сил, изгибающих моментов и приведенных моментов
При определении закона распределения поперечных сил и изгибающих моментов по длине крыла вначале находим функции и от воздействия распределенной нагрузки . Для этого табличным способом вычисляем интегралы методом





4.2 Разработка конструкции основной стойки шасси.
4.2.1 Выбор схемы размещения и обоснование кинематической и конструктивно силовой схемы шасси.
База шасси выбираем из условия обеспечения необходимой маневренности самолета на аэродроме, в зависимости от длины фюзеляжа м.
Вынос передней опоры выбираем таким образом, чтобы нагрузка на переднюю опору, при стоянке самолета, составляла 10% от массы самолета. Из этого следует: м; м.
Высоту шасси определим из условия обеспечения минимального зазора 350 мм между поверхностью аэродрома и крылом самолета путем графического построения утрированной схемы накрененного на 4 самолета рисунок 4.2.1.1

Рисунок 4.2.1.1 — Схема определения минимальной колеи шасси
 Высота шасси должна быть не менее 700 мм. Принимаем Нш=750 мм.
Высоту центра масс самолета в первом приближении определим как м. (4.2.1.1)
Колею шасси В, определим из условия обеспечения устойчивости движения самолета по аэродрому. Минимальная колея определяется из условия недопущения опрокидывания самолета относительно линии 1-2, которая соединяет переднюю и основную опоры рисунок 4.2.1.2.

Рисунок 4.2.1.2 — Схема определения минимальной колеи шасси
Опрокидывание (боковое капотирование) невозможно, если момент силы тяжести самолета mg относительно линии С, которая является перпендикуляром из центра масс на линию, соединяющую центры колес основной и передней опор, больше момента создаваемого силой трения FТРпри боковом скольжении самолета высотой центра масс самолета над поверхностью земли:
; , где = 0,85 — коэффициент бокового трения.
 Значения углов снимаем с эскиза общего вида самолета рисунок 4, , .

Рисунок 4.2.1.3 — Эскиз общего вида самолета
— количество основных стоек; ro=2— количество колес в основной стойке;
1) Проектируемый самолет эксплуатируется на грунтовых взлетно-посадочных полосах.
2) Конструктивная схема стойки рисунок 5.
3) Взлетная и посадочная массы самолета: 41500кг, 27100кг.
4) Взлетная и посадочная скорости : м/с, м/с.



Рисунок 4.2.1.4 — Конструктивная схема стойки

Подбор колес
Подбор колес начинаем с выбора пневматика. Выбираем с учетом условий эксплуатации, взлетной и посадочной скоростей полета самолета.
Выбираем пневматики С — среднего давления ( МПа). Колеса с таким давлением создают не высокое давление на грунт и могут эксплуатироваться на неподготовленных взлетно-посадочных грунтовых аэродромах. Данный тип пневматика используется на самолетах с посадочной скоростью 190..280 км/ч.
Определим стояночную нагрузку на колеса носовой и основной стоек, для взлетной и посадочной массы самолета:
 основная стойка:
кН; (4.2.1.2)
кН; (4.2.1.3)
Из сортамента авиационных колес подбираем колеса с нагрузкой на 10% больше посчитанной таблица 4.2.1.1
Таблица 4.2.1.1
 Индекс изделия  , кН  , кН  ,
кПа  , кН
, мм
, кДж
 КТ 84 137 102.9 1370 281.79 148 21.6
Определим коэффициент грузоподъемности колеса: .
Перегрузка самолета при посадке зависит от упругих характеристик шасси. Коэффициент эксплуатационной перегрузки характеризует необходимую величину вертикальной нагрузки действующей на колесо при восприятии стойкой шасси работы. Рассчитаем величину эксплуатационной перегрузки при посадке самолета:

Величина коэффициента эксплуатационной перегрузки при взлете задается Нормами летной годности .
Колеса подобраны правильно, если выполняется условие .
Зная величину эксплуатационной перегрузки, определяем эксплуатационные нагрузки на колесо:
кН; (4.2.1.4)
кН. (4.2.1.5)
4.2.2 Определение сотяночных , эксплуатационных и расчетных нагрузок, действующих на элементы шасси.
Эксплуатационная работа, воспринимаемая амортизационной системой при посадке:
. (4.2.2.1)
Для основных стоек есть масса самолета: кг.
Скорость определим по формуле:
м/с.
Рассчитаем эксплуатационную работу: кДж.
Одна стойка воспринимает кДж. (4.2.2.2)
Вычислим эксплуатационную работу, поглощаемую одним пневматиком при посадке:
кДж.
Для потребной энергоемкости амортизатора получим:
кДж.
Ход амортизатора вычислим так:
мм. (4.2.2.3)
где — коэффициент учитывающий ход штока амортизатора;
— передаточное число, назначено на основе статистических данных.
Рассчитаем размер площади штока: см2,
где — коэффициент предварительной затяжки;
МПа — начальное давление газа в амортизаторе;
— коэффициент, учитывающий силу сжатия амортизатора.
Определим диаметр цилиндра и штока с толщиной уплотнения мм:
мм, мм.
Начальный объем газовой камеры находим из уравнения политропического процесса:
м3,гдеК=1.2 — показатель политропы.