Введение

Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.

Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.

На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.

Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.

На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами

В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".

1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

где - масса полезного груза, кг;

-масса экипажа, кг.

-дальность полета

кг.

2. Расчет параметров несущего винта вертолета

2.1 Радиус R, м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:

,

где - взлетная масса вертолета, кг;

g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с²;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,

p=3,14.

Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p=280

м.

Принимаем радиус несущего винта равным R=7.9

Угловая скорость w, с^-1, вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости wR концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили wR=232 м/с.

с^-1.

об/мин.

2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:

, где S_э=2.5

Рассчитывается значение экономической скорости у земли V_з, км/час:

,

где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.

км/час.

Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке V_дин, км/час:

,

где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.

км/час.

2.4 Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета:

,

,

где V_max=250 км/час и V_дин =182.298 км/час - скорости полета;

wR=232 м/с - окружная скорость лопастей.

2.5 Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:

при

при

2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:

,

,

,

.

2.7 Расчет заполнения несущего винта:

Заполнение несущего винта s рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:

;

.

В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается наибольшее значение из s_Vmax и s_Vдин:

Принимаем

Длина хорды b и относительное удлинение l лопастей несущего винта будет равны:

, где z_л -число лопастей несущего винта(z_л=3)

м,

.

2.8 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:

,

где S_ф -площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;

S_го -площадь горизонтального оперения.

S_ф=10 м²;

S_го=1.5 м².

.

3. Расчет мощности двигательной установки вертолета.

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке:

Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:

,

где N_Hст - потребная мощность, Вт;

m₀ - взлетная масса, кг;

g - ускорение свободного падения, м/с²;

p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м²;

D_ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;

h₀ - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h₀=0.75);

- относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :

.

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле:

,

где - окружная скорость концов лопастей;

- относительная эквивалентная вредная пластинка;

I_э - коэффициент индукции, определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:

, при км/ч,

, при км/ч.

3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:

,

где D_дин - относительная плотность воздуха на динамическом потолке,

V_дин - экономическая скорость вертолета на динамическом потолке,

3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете

Удельная мощность , необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:

,

где - экономическая скорость у земли,

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:

,

где - удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка H_ст и рассчитывается по формуле:

,

x₀ - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m₀:

при m₀ < 10 тонн

при 10 25 тонн

при m₀ > 25 тонн

,

,

3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:

,

где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,

- дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета V_max :

;

3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью V_дин равна:

,

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,

и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V_дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:

,

.

;

3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:

,

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,

- степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы,

n=2 - количество двигателей вертолета.

,

,

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки

Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальной значение удельной приведенной мощности:

.

Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:

,

где m₀₁ - взлетная масса вертолета,

g = 9.81 м²/с - ускорение свободного падения.

Вт,

3.6 Выбор двигателей

Принимаем два турбовальных двигателя ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) общей мощность каждого N=1,405∙10⁶ Вт

Двигатель ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) предназначен для установки на вертолеты новых поколений, а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Он создан на базе серийного сертифицированного двигателя ТВ3-117ВМА и производится на ФГУП «Завод имени В.Я. Климова».

4. Расчет массы топлива

Для расчета массы топлива, обеспечивающей заданную дальность полета, необходимо определить крейсерскую скорость V_кр. Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:

а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения:

км/час;

б) рассчитывается коэффициент индукции I_э:

при км/час

при км/час

в) определяется удельная мощность , потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:

,

где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,

- коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета V_кр1, рассчитываемый по формуле:

.

г) Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:

.

д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:

.

При производится уточнение крейсерской скорости первого приближения V_кр1, она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения . Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии .

Удельный расход топлива рассчитывается по формуле:

,

где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,

- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета,

- удельный расход топлива на взлетном режиме.

В случае полета на крейсерском режиме принимается:

;

;

при кВт;

при кВт.

кг/Вт∙час,

Масса топлива затрачиваемого на полет m_т будет равна:

где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости,

- крейсерская скорость,

L - дальность полета.

кг.

5. Определение массы узлов и агрегатов вертолета.

5.1 Масса лопастей несущего винта определяется по формуле:

,

где R - радиус несущего винта,

s - заполнение несущего винта,

кг,

5.2 Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле:

,

где k_вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций,

k_л – коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.

В расчете можно принять:

кг/кН,

,

следовательно, в результате преобразований мы получи:

Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу N_цб (в кН):

,

кН,

кг.

5.3 Масса системы бустерного управления, в которую входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле:

,

где b – хорда лопасти,

k_бу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м³.

кг.

5.4 Масса системы ручного управления:

,

где k_ру - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м.

кг.

5.5 Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле:

,

где k_ред – весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм)^0,8.

Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта w:

,

где x₀ - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m₀:

при m₀ < 10 тонн

при 10 25 тонн

при m₀ > 25 тонн

Н∙м,

Масса главного редуктора:

кг.

5.6 Для определения массы узлов привода рулевого винта рассчитывается его тяга T_рв:

,

где M_нв – крутящий момент на валу несущего винта,

Lрв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов.

Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора d между концами их лопастей:

,

где d - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м,

- радиус рулевого винта, который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:

при т,

при т,

при т.

м,

м,

Н,

Мощность N_рв, расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле:

,

где h₀ – относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.

Вт,

Крутящий момент M_рв, передаваемый рулевым валом, равен:

Н∙м,

где - частота вращения рулевого вала,

с^-1,

Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н∙м, при частоте вращения n_в=3000 об/мин равен:

Н∙м,

Н∙м,

Масса m_в трансмиссионного вала:

,

где k_в – весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм)^0,67.

кг,

Масса m_пр промежуточного редуктора равна:

где k_пр – весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм)^0,8.

кг,

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

,

где k_хр - весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм)^0,8

кг.

5.7 Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T_рв.

Коэффициент тяги C_рв рулевого винта равен:

,

Заполнение лопастей рулевого винта s_рв рассчитывается так же, как для несущего винта:

где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта.

Длина хорды b_рв и относительное удлинение l_рв лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам:

,

,

где z_рв - число лопастей рулевого винта.

Масса лопастей рулевого винта m_лр рассчитывается по эмпирической формуле:

,

кг

Значение центробежной силы N_цбр, действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки,

Масса втулки рулевого винта m_втр рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:

,

где N_цб - центробежная сила, действующая на лопасть,

k_вт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН^1,35

k_z - весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле:

.

кг

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета

Удельная масса двигательной установки вертолета g_дв рассчитывается по эмпирической формуле:

,

где N - мощность двигательной установки.

Масса двигательной установки будет равна:

кг.

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета

Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:

,

где S_ом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по формукле:

м²,

m₀ – взлетная масса первого приближения,

k_ф - коэффициент, равный 1,7.

кг,

Масса топливной системы:

,

где m_т - масса затрачиваемого на полет топлива,

k_тс - весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.

кг,

Масса шасси вертолета равна:

,

где k_ш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси:

- для не убираемого шасси,

- для убираемого шасси.

кг,

Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле:

,

где L_рв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов,

z_л – число лопастей несущего винта,

R – радиус несущего винта,

l_л – относительное удлинение лопастей несущего винта,

k_пр и k_эл - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны:

,

.

кг,

Масса прочего оборудования вертолета:

,

где k_пр - весовой коэффициент, значение которого равно 2.

кг.

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения m₀₂ будет равна сумме:

где m_т - масса топлива,

m_гр - масса полезного груза,

m_эк - масса экипажа.

кг,

6. Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и двухопорными лыжами. Фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоит из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, состоящего их двух летчиков. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор, правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного сбрасывания. В центральной части размещена кабина размерами 6.8 х 2.05 х 1.7м, и центральной сдвижной дверью размерами 0.62 х 1.4м с механизмом аварийного сбрасывания. Грузовая кабина рассчитана на перевозку грузов массой до 2т и снабжена откидными сиденьями для 12 пассажиров, а также узлами для крепления 5 носилок. В пассажирском варианте в кабине размещены 12 кресел, установленных с шагом 0.5м и проходом 0.25м; а в задней части сделан проем под заднюю входную дверь, состоящую из двух створок.

Хвостовая балка клепаной конструкции балочно-стрингерного типа с работающей обшивкой, снабжена узлами для крепления управляемого стабилизатора и хвостовой опоры.

Стабилизатор размером 2.2м и площадью 1.5м² с профилем NACA 0012 однолонжеронной конструкции, с набором нервюр и дюралюминиевой и полотняной обшивкой.

Двухопорные, лыжи, передняя опора самоориентирующаяся, размерами 500 х 185мм, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами размерами 865 х 280мм. Хвостовая опора состоит из двух подкосов, амортизатора и опорной пяты; колея лыж 2м, база лыжи 3.5м.

Несущий винт с шарнирным креплением лопастей, гидравлическими демпферами и маятниковыми гасителями колебаний, установлен с наклоном вперед 4° 30'. Цельнометаллические лопасти состоят из прессованного лонжерона из алюминиевого сплава АВТ-1, упрочненного наклепом стальными шарнирами на вибростенде, хвостового отсека, стального наконечника и законцовки. Лопасти имеют прямоугольную форму в плане с хордой 0.67 м и профилями NACA 230 и геометрической круткой 5%, окружная скорость концов лопастей 200м/с, лопасти снабжены визуальной системой сигнализации о повреждении лонжерона и электротепловым противообледенительным устройством.

Рулевой винт диаметром 1,44м трехлопастный, толкающий, с втулкой карданного типа и цельнометаллическими лопастями прямоугольной формы в плане, с хордой 0.51м и профилем NACA 230M.

Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД со свободной турбиной ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3)Санкт-Петербургского НПО им. В.Я.Климова общей мощности каждого N=1405 Вт, установленных сверху фюзеляжа и закрытых общим капотом с открывающимися створками. Двигатель имеет девятиступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания кольцевого типа и двухступенчатую турбину.Двигатели снабжены пылезащитными устройствами.

Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, валов тормоза, несущего винта. Главный редуктор ВР-8А трехступенчатый, обеспечивает передачу мощности от двигателей, к несущему винту, рулевому винту и вентилятору для охлаждения, маслорадиаторов двигателей и главного редуктора; общая емкость маслосистемы 60кг.

Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой .и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирущая, - только гидроусилителей.

Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, противообледенительная система защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.

Оборудование для полетов по приборам в сложных метеорологических условиях днем и ночью включает два авиагоризонта, два указателя частоты вращения НВ, комбинированную курсовую систему ГМК-1А, автоматический радиокомпас, радиовысотомер РВ-3.

Связное оборудование включает командные УКВ-радиостанции Р-860 и Р-828, связные КВ-радиостан-ции Р-842 и "Карат", самолетное переговорное устройство СПУ-7.

7. Расчет центровки вертолета

Таблица 1. Центровочная ведомость пустого вертолета

Наименование агрегата	Масса агрегата, mi, кг	Координата xi центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата Мхi	Координата yi центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата Мyi
1 Несущий винт
1.1 Лопасти	127	0	0	0	0
1.2 Втулка	122	0	0	0	0
2 Система управления
2.1 Система бустерного управления	43	-0,5	-146	-0,9	-262,8
2.2 Система ручного управления	195	2,7	648	-3,6	-864
3 Трансмиссия
3.1 Главный редуктор	361	0	0	-1	-1005
3.2 Промежуточный редуктор	58	-1,3	-75,4	-9,9	-574,2
3.3 Хвостовой редуктор	21	-11,3	-745,8	0	0
3.4 Трансмиссионный вал	17	-5,3	-291,5	-1,3	-71,5
4 Рулевой винт
4.1 Лопасти	10	-11,3

-768,4

0

0

4.2 Втулка

59

-11,3

-553,7

0

0

5 Двигательная установка

276

1,1

652,3

-1,3

-770,9

6 Топливная система

64

0,5

92,5

-3,2

-592

7 Фюзеляж

7.1 Носовая часть (15 %)

30.6

3,8

604,2

-2,6

-413,4

7.2 Средняя часть (50 %)

102

0

0

-2,6

-1383

7.3 Хвостовая часть (20 %)

40.8

-6,6

-1406

-1,5

-319,5

7.4 Крепление редуктора (4 %)

14.4

0,2

8.4

-1

-42

7.5 Капоты (11 %)

22.4

0,3

35,1

-1,1

-128,7

8 Лыжи

8.1 Главное (82 %)

90.2

-1,1

-212,3

-3,8

-733,4

8.2 Переднее (16 %)

17.6

2,8

103,6

-3,9

-144,3

8.3 Хвостовая опора (2 %)

22

-9,6

-432

-2,4

-108

9 Электрооборудование

286

3,1

1457

-3

-1410

10 Оборудование

10.1 Приборы в кабине (25%)

71.5

4,2

579,6

-2,6

-358,8

10.2 Радиооборудование (27 %)

77.2

4,1

610,9

-3

-447

10.3 Гидрооборудование (20 %)

57.2

-1,4

-155,4

-0,7

-77,7

10.4 Пневмооборудование (6 %)

17.1

-0,7

-23,1

-1,5

-49,5

 

Сумма

2202

-0,003

-20,15

-1,4524

-9755,7

Рассчитываются статические моменты М_схi и М_суi относительно координатных осей:

, .

Координаты центра масс всего вертолета рассчитываются по формулам:

,

Таблица 2. Центровочная ведомость с максимальной нагрузкой

Наименование агрегата	Масса агрегата, mi, кг	Координата xi центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата Мхi	Координата yi центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата Мyi
Вертолет	2202	-0,003	-20,15	-1,4524	-9755,7
Топливные баки 1 и 2	1436	0,5	1029,5	-3,2	-6588,8
Экипаж	160	3,6	576	-2,7	-432
Груз	2000	-0,7	-1250	-2,5	-6250
Сумма	5798	0,0293	335,35	-2,0135 -23026,5 Таблица 3. Центровочная ведомость с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой Наименование агрегата Масса агрегата, mi, кг Координата xi центра масс агрегата, м Статический момент агрегата Мхi Координата yi центра масс агрегата, м Статический момент агрегата Мyi Вертолет 2202 -0,003 -20,15 -1,4524 -9755,7 Топливо 71.8 0,5 51,5 -3,4 -350,2 Экипаж 160 3,6 576 -2,7 -432 Груз 2000 -0,7 -1250 -2,5 -6250   Сумма 4438,8 -0,0678 -642,65 -1,7709 -16787,9 Координаты центра масс пустого вертолета: x0 =-0,003; y0 =-1,4524; Координаты центра масс с максимальной нагрузкой: x0 =0,0293; y0 =-2,0135; Координаты центра масс с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой: x0 =-0,0678; y0 =-1,7709. Заключение В данном курсовом проекте проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка вертолета. В процессе компоновки уточнили центровку вертолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе весовых расчетов агрегатов и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т.д. Целью проектирования является определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований. 1. Реферат на тему The Rise Of Nationalism Essay Research Paper 2. Курсовая на тему Милтон Фридмен основатель монетаризма 3. Реферат Клінічна і біологічна смерть Реанімація 4. Реферат на тему Easter 5. Реферат на тему History Of Art Essay Research Paper 6. Диплом на тему Процессы конституирования политического права взаимосвязь политического права и общества 7. Курсовая на тему Захист робочих та населення внаслідок аварії на хімічно небезпечном 8. Сочинение на тему Литературный герой КАТЕРИНА 9. Реферат Зачем инженеру знания психологии 10. Реферат на тему Експортний потенціал України та її регіонів Bukvasha Правила Контакты