|
|
Предварительный проект пассажирского самолетаСОДЕРЖАНИЕ Наименование разделов лист 1. Формулировка концепции самолёта 3 2. Выбор и обоснование схемы самолёта 5 3. Выбор типа и параметров двигателя 8 4. Предварительное определение параметров самолёта и его частей 10 5. Определение взлётного веса самолёта 15 6. Определение размеров самолёта и его частей 19 7. Центровка самолёта 23 8. Расчёты к габаритному чертежу 24 9. Краткое техническое описание самолёта 27 10. Экономическая оценка самолёта 29 11. Анализ результатов и выводы 32 12. Литература 33 Формулировка концепции самолёта. Под концепцией самолета подразумевается совокупность основных мероприятий, направленных на увеличение экономичности самолета при обязательном выполнении требований безопасности и регулярности полетов. На основании данных приведенных в задании на курсовой проект и в техническом задании можно сформулировать следующую концепцию самолета (табл. 1). Таблица 1 - Концепция самолета Мероприятия Ранг 1 2 А1 Снижение веса конструкции b1 = 0,5 А2 Повышение аэродинамического качества b2 = 0,20 А3 Повышение эксплуатационной технологичности b3 = 0,15 А4 Повышение уровня комфорта b4 = 0,15 b1 + b2 + b3 + b4 = 1 = 1,0 Согласно заданию на курсовой проект, необходимо спроектировать пассажирский самолет со следующими параметрами: Число пассажиров - 260. Крейсерская скорость - 820 км/ч. Дальность полета - 4200 км. Категория аэродрома - А. Концепция - снижение веса (G?). Самолеты-аналоги выбираем из таблицы 4 [3] с летно-техническими и взлетно-посадочными характеристиками близкими к проектируемому самолету. Таковыми являются Ту-154Б-2, В767-200, А310-20. Основные данные этих самолетов представлены в таблице 2. Таблица 2 - Характеристики самолетов-аналогов Характеристика Обозначение Размерность Тип самолета Проект Ту-154Б-2 В767-200 А310-200 Дальность полета L км 3900 4565 5630 4200 Крейсерская скорость Vкрейс км/ч 900 850 897 820 Высота полета Нкрейс км 11 11,887 11,67 Длина ВПП Lвпп м 2100 1720 1700 Скорость взлета Vотр км/ч 255 258 257 Скорость захода на посадку Vзп км/ч 224 252 248 Экипаж пэк 3 2 2 Пассажировместимость ппас 180 290 265 260 Коммерческая нагрузка Gкн кг 18000 32260 34700 Взлетный вес Gо кг 98000 136100 132000 Вес топлива Gт кг 24000 23600 23500 Вес пустого самолета Gпуст кг 56000 81450 76470 Тип двигателя НК-8-2У JT9D-7R JT9D-7R Количество двигателей пдв 3 2 2 Тяга одного двигателя R01 кг 10500 21000 21770 Степень двухконтурности m 1,02 5,1 5,1 Удельный расход топлива CRO кг/кг?ч 0,59 0,35 0,35 Удельный вес ?дв 0,20 Нагрузка на крыло Ро кг/м2 485 481 603 Тяговооруженность ?0 0,32 0,31 0,33 Относительный вес коммерческой нагрузки 0,18 0,24 0,26 Выбор и обоснование схемы самолёта. В качестве возможных схем проектируемого самолета принимаем 4 различные схемы: ДНФ низкоплан; ДНК высокоплан; ДНК низкоплан; СКД низкоплан. Для выбора схемы самолета, наилучшим образом отражающей его концепцию увеличения экономичности, проведем анализ достоинств и недостатков каждой из 4-х возможных схем. Результаты анализа достоинств и недостатков каждого варианта сводим в таблицы 3-6 по каждому мероприятию, входящему в концепцию самолета. Таблица 3 - Сравнение схем с позиции А1 Схема №1 Схема №2 Схема №3 Схема №4 Сумма Схема №1 X С12=1 С13=0 С14=0 S11=1 Схема №2 С21=0 X С23=0 С24=0 S21=0 Схема №3 С31=1 С32=1 X С34=1 S31=3 Схема №4 С41=1 С42=1 С43=0 X S41=2 Таблица 4 - Сравнение схем с позиции А2 Схема №1 Схема №2 Схема №3 Схема №4 Сумма Схема №1 X С12=0 С13=1 С14=1 S12=2 Схема №2 С21=1 X С23=1 С24=1 S22=3 Схема №3 С31=0 С32=0 X С34=1 S32=1 Схема №4 С41=0 С42=0 С43=0 X S42=0 Таблица 5 - Сравнение схем с позиции А3 Схема №1 Схема №2 Схема №3 Схема №4 Сумма Схема №1 X С12=1 С13=1 С14=1 S13=3 Схема №2 С21=0 X С23=0 С24=0 S23=0 Схема №3 С31=0 С32=1 X С34=1 S33=2 Схема №4 С41=0 С42=1 С43=0 X S43=1 Таблица 6 - Сравнение схем с позиции А4 Схема №1 Схема №2 Схема №3 Схема №4 Сумма Схема №1 X С12=1 С13=1 С14=1 S14=3 Схема №2 С21=0 X С23=0 С24=0 S24=0 Схема №3 С31=0 С32=1 X С34=0 S34=1 Схема №4 С41=0 С42=1 С43=1 X S44=2 Выбор наивыгоднейшей схемы проектируемого самолета осуществляется с помощью матрицы принятия решения (табл. 7). Таблица 7 Варианты схемы самолёта Концепции самолёта Сумма баллов А1 А2 А3 А4 b1 b2 b3 b4 Схема №1 S11=1 S12=2 S13=3 S14=3 Ф1=1,8 n11=0,5 n12=0,4 n13=0,45 n14=0,45 Схема №2 S21=0 S22=3 S23=0 S24=0 Ф2=0,6 n21=0 n22=0,6 n23=0 n24=0 Схема №3 S31=3 S32=1 S33=2 S34=1 Ф3=2,15 n31=1,5 n32=0,2 n33=0,3 n34=0,15 Схема №4 S41=2 S42=0 S43=1 S44=2 Ф4=1,45 n41=1 n42=0 n43=0,15 n44=0,3 Рис.1. Схема проектируемого самолета. Таким образом, наиболее выгодной схемой, соответствующей выбранной концепции самолета будет являться третья - низкоплан ДНК (рис. 1). Выбор типа и параметров двигателя. Выбор двигателя производим при помощи матрицы принятия решения (табл. 9). При выборе двигателя руководствуемся следующими показателями: минимальный удельный расход топлива, минимальный удельный вес двигателя и максимальная лобовая тяга. Ранжирование этих показателей производим в соответствии с выбранной концепцией самолета. Для выбора двигателя из таблицы 8 [3] берем три типа двигателя с различными удельными характеристиками (табл. 8). Таблица 8 Параметр или характеристика Обозначение Величина тип 4 тип 5 тип 6 Степень двухконтурности т 2 2 5 Степень повышения давления 13,8 18 18 Температура перед турбиной 1400 1400 1400 Удельный вес двигателя 0,158 0,188 0,163 Удельный часовой расход топлива 0,578 0,546 0,388 Удельная лобовая тяга 8073 7897 5545 Удлинение двигателя 2,9 2,6 1,7 Таблица 9 Варианты типов двигателей Концепции двигателя Сумма баллов "min" расхода топлива "min" удельного веса "mах" лобовой тяги d1=0,1 d2=0,5 d3=0,4 тип 4 S11=0,3 S12=5 S13=3,6 К1=8,9 a11=3 a12=10 a13=9 тип 5 S21=0,4 S22=0,5 S23=2,8 К2=3,7 a21=4 a22=1 a23=7 тип 6 S31=1 S32=3,5 S33=0,8 К3=5,3 a31=10 a32=7 a33=2 Таким образом, наилучшим с точки зрения концепции самолета, является двигатель типа 4. Относительная тяга двигателя при Vкрейс, Нкрейс определяем по формуле: . . , где а1, а2, b - эмпирические коэффициенты (определяем по табл. 9 []: а1=0,75; а2=0,38; b=2,0). 4. Предварительное определение параметров самолёта и его частей. Взлетный вес самолета в первом приближении определяем по формуле: , где - относительный вес коммерческой нагрузки, определяемый как среднее арифметическое значение по данным самолетов-аналогов (). кг. Удельную нагрузку на крыло определяем по статистической формуле: кг/м2. Основные параметры крыла Форма профиля и относительная толщина крыла зависят от числа Маха крейсерского полета - Мкрейс. Величина крейсерского числа Маха определяем по формуле: . . Относительную толщину крыла принимаем равной =12% в корне и =8% на конце крыла. Угол стреловидности крыла определяется по формуле: . =0,906 ?=25?. Удлинение крыла определяем по формуле: . ?=10,5?0,9062=8,62. Величину поперечного V крыла принимаем равной 5?. Сужение крыла принимаем равным ?=2,5. Основные параметры фюзеляжа К основным параметрам фюзеляжа относятся его диаметр dф, удлинение фюзеляжа ?ф и его частей (носовой ?н и хвостовой ?хв). Диаметр фюзеляжа вычисляем по формуле: dф=п2?В2+ п3?В3+ ппр?Впр+2?60+2?120 где п2 и п3 - число блоков (в поперечном ряду) из двух и трех кресел; ппр - число проходов; 60 - расстояние между подлокотниками внешних в ряду кресел и внутренней стенкой фюзеляжа; 120 - толщина стенки фюзеляжа (конструкция, теплозвукоизоляция, декоративное покрытие); В2 и В3 - ширина блока из двух и трех кресел; Впр - ширина прохода. dф=2?1260+ 1?1520+ 2?540+2?60+2?120=5480 мм. Остальные данные принимаем по рекомендуемым в методических указаниях данных в зависимости от Мкрейс: ?ф=10; ?н=1,8; ?хв=3. Основные параметры оперения На основании рекомендуемых в методических указаниях [2] данных назначаем следующие параметры оперения. Горизонтальное оперение: 0,2; =30?; =4; 3. Вертикальное оперение: 0,15; 30?; 1,5; 3. Механизация крыла проектируемого самолета Тип механизации крыла выбирается в зависимости от максимального значения коэффициента Су: . Потребное приращение Суmax, которое должна обеспечить механизация крыла, равно: , где Сymax - максимальное значение Су без механизации крыла, равное: . . . Теперь, зная значение по табл. 7 [2] выбираем тип механизации крыла - это будет однощелевой закрылок и предкрылок. Тяговооруженность самолета Взлетная тяговооруженность самолета определяется из условия: , где ?0взл - тяговооруженность самолета, определяемая из условия обеспечения взлета самолета с ВПП заданной сбалансированной длины в заданных расчетных условиях, при отказе одного из двигателей; ?0наб - тяговооруженность самолета, определяемая из условия обеспечения нормируемого набора высоты в заданных расчетных условиях, при отказе одного из двигателей; ?0крейс - тяговооруженность самолета, определяемая из условия обеспечения полета самолета на заданных Vкрейс и Нкрейс на крейсерском режиме работы двигателей. Величину ?0взл вычисляем по формуле: , где KV - коэффициент, учитывающий падение тяги двигателей при изменении тяги в процессе разбега (KV=1,08); КR - коэффициент потерь тяги двигателей, установленных на самолет, при взлете (КR=0,97); пдв - число двигателей на самолете (пдв=4); - длина сбалансированной ВПП: м. Суотр - коэффициент подъемной силы при отрыве самолета: . . Величину ?0взл вычисляем по формуле: , где ? - наименьший допускаемый угол набора высоты на третьем этапе воздушной части полной взлетной дистанции, задаваемой НЛГС в зависимости от числа двигателей на самолете, определяем по табл. 8 [2] (tg?=0,03); Квзл - аэродинамическое качество самолета во второй его взлетной конфигурации на третьем этапе воздушной части полной взлетной дистанции. Величина Квзл определяется по формуле: , где Сувзл - коэффициент подъемной силы самолета, равный: ; где Схвзл - коэффициент сопротивления, равный: . . Величину ?0взл вычисляем по формуле: , где КVR - коэффициент потерь тяги двигателей в крейсерском полете самолета (КVR=0,88); Кдр - степень дросселирования двигателей при работе на крейсерском режиме (Кдр=0,75); - относительная тяга двигателя при Vкрейс, Нкрейс. Ккрейс - аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете: , где Ксх - коэффициент, зависящий от схемы самолета (для низкоплана ДНК Ксх=1). . . Таким образом: . 5. Определение взлётного веса самолёта. Взлетный вес самолета определяем по формуле: G0= GK+ GСУ+ GОБ+ GТ+ GКН+ GСЛ, где GK - вес конструкции самолета; GСУ - вес силовой установки; GОБ - вес оборудования и управления; GТ - вес топлива; GКН - вес коммерческой нагрузки; GСЛ - вес служебной нагрузки. Относительный вес топлива Относительный вес топлива равен сумме: , где - относительный вес топлива на взлет, набор высоты, снижение, посадку, на работу двигателей на земле; - относительный вес на горизонтальный полет; - относительный вес аэронавигационного запаса топлива; 0,005 - относительный вес невырабатываемого остатка топлива. Величину определяем по формуле: , где с - эмпирический коэффициент (с=0,005). Величину определяем по формуле: , где , где Lгп - дальность горизонтального участка полета: км; СRкрейс - удельный расход топлива в крейсерском полете: СRкрейс=0,9(СRО+(0,494-0,0145Hкрейс)Мкрейс)= 0,9(0,578+(0,494 - 0,0145?11,5)0,8)= =0,756. Величина определяется по формуле: , где tаз - резервное время полета в часах. . . Относительный вес силовой установки Относительный вес силовой установки: , где - относительный вес двигательной установки; - относительный вес топливной системы (без топлива). Величину определяем по формуле: , где Кду - коэффициент, зависящий от количества двигателей, места их расположения и числа двигателей, имеющих реверсоры тяги, определяем по табл. 9 [2] Кду=0,935. . Величину определяем по формуле: , где Ктс - коэффициент, зависящий от особенностей топливной системы, места расположения двигателей, запасов топлива на самолете, взлетного веса (принимаем Ктс=0,02). . . Относительный вес конструкции самолета Относительный вес конструкции определяем по статистической зависимости: , где Кф - масштабный коэффициент при увеличении диаметра фюзеляжа (Кф=1, т. к. dф?5,5 м). Кмех - коэффициент, учитывающий тип механизации крыла (Кмех=1,02 - однощелевой закрылок и предкрылок); Ксхд - коэффициент, учитывающий особенности схемы самолета и компоновки двигателей ( для низкоплана ДНК Ксхд=1). . Относительный вес систем оборудования и управления Относительный вес систем оборудования и управления определяем по формуле: . Вес служебной нагрузки Вес служебной нагрузки определяем по эмпирической формуле: , где пэк - суммарное количество членов экипажа и бортпроводников (пэк =12). кг. Взлетный вес второго приближения Взлетный вес самолета во втором приближении определяем по формуле: . кг. Так как разница между взлетным весом первого и второго приближения составляет 3,6%, т. е. меньше 5%, то все ранее принятые и расчитанные параметры оставляем без изменения и в качестве расчетной величины взлетного веса принимаем значение G0=140560 кг. 6. Определение размеров самолёта и его частей. Крыло Площадь крыла: м2. Размах крыла: Корневая хорда:. Концевая хорда: . Средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла равна bа=6 м (определяется геометрическим построением - рис. 2). Элероны: площадь элеронов: Sэл=0,06?S=0,06?237,5=14,25. хорды элеронов: bэл=0,25?bк=0,25?3,22=0,805. размах элеронов: lэл=0,3?l=0,3?48,6=14,58. Хорда механизации: bзакр=0,3? bк=0,3?3,22=0,966. bпкр=0,3? bк=0,1?3,22=0,322. Горизонтальное оперение Площадь ГО: . Площадь руля высоты: Sрв=0,03?SГО=0,03?54,7=1,64. Размах ГО: . Корневая хорда ГО: . Концевая хорда ГО: . Рис. 2. Определение средней аэродинамической хорды крыла. Вертикальное оперение Площадь ВО: . Площадь руля направления: Sрв=0,03?SВО=0,03?41=1,23. Высота ВО: . Корневая хорда ВО: . Концевая хорда ВО: . Фюзеляж Длина фюзеляжа в первом приближении: . Потребная из условия размещения пассажиров и грузов длина фюзеляжа вычисляется по формуле: . Ориентировочная длина фюзеляжа из условия обеспечения необходимых плеч оперения определяется по формуле: , где ?=2,85+0,37?10-3?S=2,85+0,37?10-3?273,5=2,95 . Для окончательного выбора выбираем среднее значение: . Двигательная установка Взлетная тяга одного двигателя: кг. Максимальный диаметр: . Длина двигателя: lдв=dдв??дв=1,43?2,9=4,15. Диаметр гондолы двигателя: dг=1,1?dдв=1,1?1,43=1,57. Длина гондолы двигателя: lг=1,25?lдв=1,25?4,15=5,19. 7. Центровка самолёта. Для современных дозвуковых самолетов со стреловидным крылом рекомендуются следующие координаты центра тяжести: 0,26 - 0,3. Здесь: , где ХТ - расстояние от носка САХ до центра тяжести; bа - длина САХ. Таким образом, при0,3 расстояние от носка САХ до центра тяжести будет равно 1,8 м. Положение центра тяжести относительно носка фюзеляжа определяем из выражения: . Величину определяем по графику на рис.2 [2]: при lф=47,8 м =0,47. м. Положение центра тяжести самолета по вертикали определяем ориентировочно. 8. Расчёты к габаритному чертежу. Относительный вес топлива, которое должно быть размещено в фюзеляже: , где - относительный вес топлива, которое должно быть размещено в крыле. , где ? - коэффициент зависящий от сужения крыла: ?=220+15??=220+15?2,5=237,5. Параметры шасси: угол опрокидывания самолета: , где ?вп - наибольшее значение угла атаки самолета при взлете и посадке (принимаем ?вп=12?); ?з - угол заклинения крыла (?з=2?); ? - стояночный угол самолета (??0?). ?. угол выноса главных опор шасси: ?=?+1?=14+1=15?. продольная база шасси: b=0,4?lф=0,4 ? 47,8=19,12. Ширина колеи: В=10 м. Подбор колес к самолету Фактическая стояночная нагрузка на колеса основных стоек шасси не должна превышать максимально допустимых нагрузок: , где пст - количество основных стоек (пст =2); пкол1 - количество колес на одной стойке шасси (пкол1 =4). . Фактические стояночные нагрузки на колеса носовой стойки шасси при взлетном весе самолета и динамическая нагрузка при посадочном весе самолета не должны превышать соответствующих максимально допустимых нагрузок: , . Здесь: , где пкол1 - количество колес на передней опоре (пкол1=2). кг. , где Кдин - коэффициент, учитывающий дополнительную нагрузку на носовое колесо, обусловленную торможением самолета при посадке с ускорением -3 м/с2 (Кдин =2,5). кг. Кроме того, фактические максимальные скорости качения при взлете и посадке самолета не должны превышать соответствующих максимальных допустимых взлетной и посадочной скоростей: , . На основании полученных данных по табл.11 [2] выбираем колеса размером 1500?500В с Рст.тах.взл=24000 кг; Рст.тах.пос=13600 кг; Р0=10 кг/см2; Рдин.тах=17500 кг; Vпос=260 км/ч; Vвзл=320 км/ч. 9. Краткое техническое описание самолёта. Проектируемый пассажирский самолет предназначен для перевозки пассажиров, почты и грузов на воздушных линиях средней протяженности. Самолета имеет 260 пассажирских мест. Крейсерская скорость самолета 820 км/ч. Максимальная коммерческая нагрузка составляет 31200 кг. Максимальная дальность при полной загрузке - 4200 км. Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан низкорасположенным крылом, горизонтальным оперением обычной схемы и однокилевым вертикальным оперением. Фюзеляж-типа полумонокок, В фюзеляже размещены кабина экипажа, пассажирские салоны, гардеробы, туалеты, багажное и грузовое помещения. Крыло-трапециевидной формы в плане большого удлинения, обеспечивает хорошие несущие свойства при незначительном лобовом сопротивлении, а также хорошие поперечную устойчивость и управляемость в широком диапазоне углов атаки. Оперение - свободнонесущее, состоит из стабилизатора, руля высоты, киля, руля направления. Рули имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Шасси - трехопорной схемы. Шасси убирается по полету в отсеки, закрывающиеся створками. На носовой опоре шасси самолета установлено два колеса, на основных - по четыре. Колеса основных опор шасси снабжены тормозами. Уборка н выпуск шасси и управление колесами осуществляются гидравлической системой. Силовая установка состоит из четырех двухконтурных турбореактивных двигателей, установленных на крыле самолета. Управление самолетом состоит из систем управления рулями, элеронами и триммерами руля высоты, в которые включены рулевые машины автопилота. Гидравлическая система состоит из основной и аварийной. Основная система предназначена для уборки и выпуска шасси и закрылков, поворота колес передней опоры шасси; торможения колес основных опор шасси, привода стеклоочистителей останова двигателей. Питание потребителей электроэнергией осуществляется постоянным током 27,5 В, переменным однофазным током 115 В, 400 Гц. и трехфазным током 36 В, 400 Гц. Пилотажно-навигационное оборудование. Самолет оснащен комплексом современного радиосвязного, радионавигационного и пилотажно-навигационного оборудования, имеющего многократное резервирование. Это оборудование обеспечивает выполнение полетов на внутренних и международных авиалиниях круглосуточно в сложных метеорологических условиях. Радиотехническое оборудование позволяет: осуществлять двухстороннюю телефонную и телеграфную связь с землей и с самолетами, находящимися в воздухе, и связь между членами экипажа; определять истинную высоту; выполнять расчет на посадку; производить посадку в сложных метеоусловиях и ночью; осуществлять обзор земной поверхности для целей навигации, определять радиопеленг, угол сноса и путевую скорость самолета; обнаруживать по маршруту грозовые фронты и зоны интенсивной турбулентности в атмосфере. Высотное оборудование обеспечивает создание и поддержание в герметической кабине давления и температуры воздуха, необходимых для пассажиров и экипажа при полетах на больших высотах. Воздух для наддува герметической кабины отбирается от компрессоров двигателей. Теплозвукоизоляция кабин самолета защищает кабины от пониженных температур окружающего воздуха и внешних источников шума. Экономическая оценка самолёта. Себестоимость авиаперевозок для проектируемого самолета: , где А - стоимость одного летного часа, руб/ч; VР - рейсовая скорость полета самолета, км/ч; ? - коэффициент использования коммерческой нагрузки (? =0,58). км/ч. , где ? - расходная ставка по амортизации и текущему ремонту авиадвигателей, руб/ч на 1 кг взлетной тяги; R0 - суммарная тяга всех двигателей на самолете, кг; ? - расходная ставка по амортизации и текущему ремонту самолета с оборудованием (без двигателей), руб/ч на 1 кг веса пустого самолета; Gпуст - вес пустого самолета в кг; Qср - среднечасовой расход топлива, кг/ч; ? - расходная ставка по зарплате летно-подъемного состава и бортпроводников, руб/ч на 1 пассажирское место; Sуд - расходная ставка по аэропортовым расходам руб/ч на 1 кг взлетного веса самолета. Здесь: кг. кг. кг/ч. Расходная ставка для двигателей: . Расходная ставка для самолета с оборудованием: . Расходная ставка по зарплате: . Расходная ставка по аэропортовым расходам: . коп/пасс-км. Себестоимость авиаперевозок для базового самолета В767-200: , км/ч. кг. кг. кг/ч. Расходная ставка для двигателей: . Расходная ставка для самолета с оборудованием: . Расходная ставка по зарплате: . Расходная ставка по аэропортовым расходам: . коп/пасс-км. Анализ результатов и выводы. Как показали расчеты, приведенные выше себестоимость авиаперевозок проектируемого самолета (а=1,39 коп/пасс-км), оказалась выше, чем у базового самолета В767-200 (аб=1,13 км). Такое положение дел обуславливается большим расходом топлива у проектируемого самолета (7136 кг/ч против 5192 кг/ч у базового). Отсюда и больший взлетный вес проектируемого самолета, так как при большем расходе он требует большего запаса топлива. Однако следует отметить, что вес коммерческой нагрузки проектируемого самолета (31200 кг) больше, чем базового (23600 кг). Таким образом, принятая в курсовом проекте концепция самолета при заданных в курсовом проекте параметрах не является целесообразной, так как базовый самолет по экономическим параметрам превосходит спроектированный, который при близких технических данных имеет лучшие показатели по стоимости авиаперевозок. 12. Литература. Гусев Б.К., Докин В.Ф. Основы авиации. М., Транспорт, 1988. - 191 с. Андрюхин В.А., Ципенко В.Г. Методические указания по выполнению курсового проекта по дисциплине "Основы конструирования и производства авиационной техники" Часть I. М., Изд-во МГТУ ГА, 1998. - 56 с. Андрюхин В.А., Ципенко В.Г. Методические указания по выполнению курсового проекта по дисциплине "Основы конструирования и производства авиационной техники" Часть II. М., Изд-во МГТУ ГА, 1998. - 44 с. ____________________ Читайте также Одно из ведущих мест в подготовке кадров для авиационной промышленности занимает Московский Авиационный Институт. МАИ подготовил немало высококлассных специалистов, среди них выпускник 1976 года, кандидат технических наук вячеслав моше кантор - президент Европейского еврейского конгресса (ЕЕК) ____________________ Работа на этой странице представлена для Вашего ознакомления в текстовом (сокращенном) виде. Для того, чтобы получить полностью оформленную работу в формате Word, со всеми сносками, таблицами, рисунками, графиками, приложениями и т.д., достаточно просто её СКАЧАТЬ.  |
|
Банк готовых работ
Форма заказа
Скачать работу
экономические  Copyright © refbank.ru 2005-2024
Все права на представленные на сайте материалы принадлежат refbank.ru. Перепечатка, копирование материалов без разрешения администрации сайта запрещено. |
|