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 Физико-географическое описание Башкирии 2. Реферат Инвестиционная привлекательность предприятия 3. Реферат Когнитивные процессы в психологии 4. Контрольная работа по Менеджменту 7 5. Курсовая на тему Лицензирвование и сертификация в туризме 6. Реферат Вторая Мировая и Великая Отечественная Война победа - её цена и уроки 7. Реферат на тему The Reagan Tax Cuts And Foreign Policy 8. Доклад Обязательства вследствие неосновательного обогащения 9. Статья на тему Оптимальная целевая структура капитала 10. Реферат PR в органах государственной власти Bukvasha Правила Контакты