Главная База знаний "Allbest" Производство и технологии Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24

Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24

Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-высокоплана АН-24. Определение аэродинамических характеристик самолета. Подъемная сила и сила сопротивления, их распределение по поверхности. Механизмы возникновения подъемной силы и силы сопротивления.

Рубрика	Производство и технологии
Вид	контрольная работа
Язык	русский
Дата добавления	29.05.2013
Размер файла	1,2 M

посмотреть текст работы

скачать работу можно здесь

полная информация о работе

весь список подобных работ

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru

Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24

(Практическая аэродинамика)

Рис. 1. Схема самолета Ан-24

самолет аэродинамический компоновка

Введение

АЭРОДИНАМИКА - раздел механики сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения воздуха и других газов, а также характеристики тел, движущихся в воздухе. К аэродинамическим характеристикам тел относятся подъемная сила и сила сопротивления и их распределения по поверхности, а также тепловые потоки к поверхности тела, вызванные его движением в воздухе. В аэродинамике рассматриваются такие тела, как самолеты, ракеты, воздушно-космические летательные аппараты и автомобили. В атмосферной аэродинамике изучаются процессы диффузии твердых частиц (например, дыма, смога, пыли) в атмосфере и аэродинамические силы, действующие на здания и другие сооружения. Ниже рассматриваются проблемы, связанные с движением летательных аппаратов, однако те же принципы можно применить к описанию других явлений, изучаемых в общей гидроаэромеханике (cм. ГИДРОАЭРОМЕХАНИКА). Здесь изложены физические законы, управляющие движениями воздуха, и концепции, необходимые для понимания механизмов возникновения подъемной силы и силы сопротивления при различных скоростях полета, включая течения с ударными волнами. На очень больших высотах (свыше 60 км) вследствие очень низкой плотности воздуха возникают некоторые изменения картины обтекания тела

1. Аэродинамическая компоновка

Самолет Ан-24 с двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24 создан под руководством генерального конструктора О.К. Антонова. Максимальный взлетный вес самолета -- 21000 кГ, посадочный вес --21000 кГ.

Самолет предназначен для перевозки пассажиров и грузов на линиях средней протяженности (300--1200 км). Максимальная дальность полета 2000 км с коммерческой нагрузкой 2400 кГ. Дальность полета при максимальной коммерческой загрузке 5000 кГ составляет 700 км, высота полета -- 6км, крейсерская скорость полета -- 450--500 км/ч.

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан с высокорасположенным крылом, на шасси трехстоечной схемы с двумя передними спаренными колесами (рис. 1).

Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета высокоплана имеет следующие достоинства:

1. Подвеска центроплана не занимает полезного объема фюзеляжа. В местах сочленения крыла и фюзеляжа отсутствует диффузорный эффект. Вредное влияние диффузорного эффекта особенно ощутимо у самолетов-низкопланов. На рис. 2 показан 98 0 0 13.переход от крыла к фюзеляжу самолета с низкорасположенным крылом. В переходном сечении 1 -- 1струйки воздушного потока, прилегающего непосредственно к обтекаемой поверхности, сужаются, а по мере приближения к сечению 2 -- 2 расширяются как в диффузоре. Давление в расширяющейся части потока повышается, и воздух пограничного слоя начинает перетекать от сечения 2 -- 2 навстречу основному потоку, идущему от сечения 1 -- 1; происходит набухание и отрыв пограничного слоя, в результате чего увеличивается лобовое сопротивление и уменьшается подъемная сила. У высокоплана переход от крыла к фюзеляжу осуществляется более плавно и вследствие уменьшения диффузорного эффекта интерференция менее вредна, чем у низкоплана (примерно на 25%).

2. Крыло не имеет разрывов в верхней части, что в сочетании с меньшей диффузорностью обеспечивает более высокое аэродинамическое качество высокоплана по сравнению с низкопланом

3. На крыле самолета Ан-24 при выходе на околокритические углы атаки не происходит одностороннего срыва потока с крыла, что благоприятно сказывается на поперечной управляемости и устойчивости самолета. Высокое расположение крыла является основным фактором в повышении степени поперечной устойчивости самолета. Кроме того, расположение крыли выше центра тяжести самолета улучшает продольную устойчивость самолета.

4. Высокое расположение двигателей под крылом исключает засасывание посторонних частиц (гальки, кусочков льда и т. п.) в двигатели и исключает повреждение ими лопаток компрессоров и турбин, а также уменьшает возможность повреждения лопастей воздушных винтов при работе двигателей на земле.

5. В связи с тем что крыло не закрывает нижнюю полусферу, пассажирам обеспечивается хороший обзор с самолета. Создаются также удобства подъезда к самолету транспортных машин и выполнения работ по загрузке и выгрузке грузов.

К недостаткам самолета-высокоплана следует отнести:

1) в связи с высоким расположением гондол и некоторым удлинением ног шасси последнее получилось более тяжелым, а гондолы громоздкими, создающими дополнительное лобовое сопротивление самолета.

2) воздушная подушка, образующаяся при движении самолета вблизи земли на взлете или посадке, проявляет свой эффект в меньшей степени, чем у самолета низкоплана, так как при одинаковых углах атаки крыло низкоплана имеет больший коэффициент подъемной силы (су), чем крыло высокоплана, что важно для взлета и посадки.

Свободнонесущее высокорасположенное крыло состоит из центроплана1прямоугольной формы. Площадь крыла -- 74,98 м2 (на

самолетах с двухщелевым центропланным закрылком-- 72,46 м2). Геометрические очертания крыла (рис. 4) образованы набором двояковыпуклых толстых, ламинизированных профилей со средней линией, имеющей выпуклость (прогиб) вверх. От корневой нервюры до нервюры № 7 профиль ЦАГИ-С5-18 имеет относительную толщину с = 18% и относительную кривизну f =l,75%; у консоли, от нервюры № 12 до № 23, профиль ЦАГИ-СВ-13 имеет с = 13% и f = 2,5%. Между нервюрами № 7 и 12 -- переходные профили. Наличие 6 профилей с различной относительной толщиной и разной относительной кривизной образует так называемую аэродинамическую крутку крыла.

Крыло также имеет геометрическую крутку. Она заключается в том, что от нервюры №7 до № 12 хорды профилейпоставлены по отношению к корневой хорде под постепенно нарастающим углом до +0,5°, а от нервюры № 12 до концевой нервюры с уменьшением этого угла до нуля.

Придание крылу аэродинамической и геометрической крутки улучшает его срывные и несущие характеристики. Максимальная толщина профиля отнесена от носка на 40% длины хорды. Постепенное увеличение толщины профиля по длине хорды создает плавное увеличение разрежения над крылом, пики эпюр разрежений сглаживаются. Пограничный слой сохраняется ламинарным над большей частью профиля, срыв с крыла происходит при большей скорости полета и на больших углах атаки, чем это имеет место у неламинизированного профиля. Ламинизированный профиль имеет значительно меньший коэффициент лобового сопротивления. Ламинизация профиля повышает критическую скорость флаттера.

Срыв потока с крыла на больших углах атаки начинается вначале у корня, а на концах крыла, в области расположения элеронов, срыв наступает значительно позже, благодаря чему сохраняется эффективность элеронов на больших углах атаки.

Выбранный толстый профиль крыла является более несущим, чем тонкий. На одинаковых углах атаки крыло с толстым профилем, имеющее определенную площадь, создает большую подъемную силу, чем крыло с тонким профилем, имеющим такую же площадь. Несущие свойства (сYmax) профиля и его срывные характеристики (бкр) улучшаются с увеличением относительной толщины профиля с до 20%. Наличие кривизны профиля также улучшает его несущие свойства. Увеличение кривизны профилей на консолях крыла в определенной степени компенсирует уменьшение коэффициента сYmax за счет уменьшения толщины профиля.

Крыло имеет большое удлинение, равное 11,7. Большое удлинение способствует уменьшению лобового сопротивления (индуктивного) и увеличению дальности полета самолёта.

Величина удлинения крыла (л) определяется отношением величины квадрата размаха (l2) к площади крыла (S).

Сужение крыла (з=2,92) определяется отношением ДЛИНЫ корневой хорды к длине концевой хорды профиля крыла. Правильно подобранное удлинение крыла и его сужение благоприятно влияют на уменьшение индуктивного сопротивления и обеспечение симметричного срыва потока на больших углах атаки б.

Выбранное сужение крыла повышает эффективность закрылков и одновременно снижает степень поперечной устойчивости при полете на больших углах атаки и частично увеличивает путевую устойчивость самолета Ан-24. Наличие сужения крыла в сочетании с аэродинамической круткой сдвигает зону начала развития местных срывов к оси симметрии, самолета, делает крыло более равно-нагруженным по размаху и позволяет уменьшить вес конструкции крыла.

Стреловидности крыла по центроплану нет, а по средней части и консоли крыла угол стреловидности ч=6,50'. Стреловидность крыла в некоторой степени снижает сопротивления крыла на режиме максимальной скорости. Но в данном случае она необходима для создания расчетного сужения крыла (з = 2,92). Наличие ее улучшает все виды устойчивости самолета. Центроплан и средняя часть крыла не имеют поперечного V.

Консольная часть крыла имеет отрицательное поперечное V, равное --2°.

Отрицательное поперечное V консолей крыла сделано для снижения степени поперечной устойчивости самолета в интересах улучшения его боковой устойчивости. Наличие отрицательного V крыла способствует предотвращению колебательной неустойчивости и в случае внезапного отказа одного двигателя в полете снижает интенсивность кренения самолета в сторону отказавшего двигателя.

Угол, заключенный между средней аэродинамической хордой крыла и продольной осью самолета, называется углом установки крыла ц (рис. 5). У самолета Ан-24 этот угол равен 3°. Такой угол выбран с расчетом, чтобы фюзеляж располагался по потоку при полете на скорости, близкой к максимальной крейсерской, и создавал бы наименьшее лобовое сопротивление. Созданный угол установки уменьшает угол тангажа на взлете и посадке и обеспечивает лучший обзор для пилота.

Элерон имеет несимметричный двояковыпуклый профиль. Ось вращения элерона от носка профиля отнесена назад на расстояние d = 29% хорды профиля, т.е. элерон имеет осевую аэродинамическую компенсацию 29% (рис.6).

2. Исходные данные

Элемент самолета, параметр	Размер-ность	Обозначение	Значение
1	2	3	4
1. Крыло
1.1.Размах/Размах его консолей	м	?/?_к, ?_к= ?-D_ф	29.20/26.3
1.2. Площадь	м²	S	74,98
1.3. Хорда средняя	м	В=S/?	2.813
1.4. Хорда центральная	м	b₀	3.5
1.5. Хорда концевая	м	b_к	1.095
1.6. Сужение в плане	-	з_b= b₀/ b_к	2.92
1.7. Относительная толщина профиля центрального	%	с_{0__}	0.18
1.8. Относительная толщина профиля концевого	%	с_к	0.13
1.9. Средняя относительная толщина профиля	-	с = (с₀* з_b+ с_к)/(з_b+1)	0.16
1.10. Относительная координата максимальной толщины	-	x_c = x_c/b	0.2
1.11. Стреловидность по линии мах-х толщин	град.	ч_с
1.12. Относительная кривизна профиля	%	f	2.5
1.13. Относительная координата кривизны профиля	-	x_f	0.25
1.14. Угол закрутки концевого сечения	град.	ц_к	-1
1.15. Угол атаки нулевой подъёмной силы	град.	б₀	-0,431
1.16. Стреловидность по линии ? хорд	град.	ч_1/4	6.5
1.17. Стреловидность по линии ? хорд	град.	ч_1/2	4
1.18. Стреловидность по передней кромке	град.	ч_п.к.	11
1.19. Удлинение крыла и консолей крыла геометрические	-	л=?²/S и л_к=?_к²/(S-S_ф)	11.7
1.20. Относительная площадь крыла, занятая фюзеляжем	-	S_ф= S_ф/ S	0.135
1.21. Относительная площадь крыла, занятая гондолами двигателя	-	S_г.д.= S_г.д./ S	0.128
1.22. Относительная площадь крыла, занятая гандолами шасси	-	S_г.ш..= S_г.ш./ S	0
1.23. Относительная площадь, не участвующая в обтекании потоком	-	?S_i= S_ф+ S_г.д+ S_г.ш	0.263
1.24. Множитель	-	k_эл	1
1.25. Удлинение эффективное	-	л_эф= л*К_ч/(1+?S_i)	9.263
1.26. Производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки	1/ град		0.083
1.27. Относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулетный	-	х_т=х_с*(1-S_обд)	0.09
1.28. Расстояние от крыла до земли при взлёте и посадке	м	h	3.13
2. Закрылок
2.1. Относительная хорда	-	b_зк= b_зк/ b	0.253
2.2. Размах	м	?_зк	17.167
2.3. Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками	-	S_об.зк.= S_об.зк/ S	0.146
2.4. Угол отклонения при взлёте	град.	д_вз.	15
2.5. Угол отклонения при посадке	град.	д_пос.	38
2.6. Хорда средняя крыла с выпущенными закрылками	м	д_ср.зк.= S_об.зк/?_зк	0.64
2.7. Угол стреловидности по передней кромке закрылка	град.	ч_зк.п	0
3. Предкрылок
3.1.Относительная хорда	-	b_пр.= b_пр./b	-
3.2. Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылком	-	S_об.пр.= S_об.пр/ S	-
4. Горизонтальное оперение (ГО)
4.1. Хорда средняя	м	b_ГО= S_ГО/?_ГО	1.89
4.2. Относительная толщина	%	с_ГО	12
4.3. Размах	м	?_ГО	9.09
4.4. Площадь, относительная площадь	м²/-	S_ГО, S_ГО =S_ГО/ S	17.23\0.229
4.5. Удлинение	-	л_ГО	4.7
4.6. Стреловидность по линии1/4 хорд	град.	ч_ГО	12
4.7. Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжем	-	S_ГО(ф) =S_ГО(ф)/ S	-
5. Вертикальное оперение
5.1. Площадь, относительная площадь	м²/-	S_ВО,S_ВО =S_ВО/ S	13.28\0.177
5.2. Размах	м	?_ВО	4.9
5.3. Хорда средняя	м	b_ВО= S_ВО/?_ВО	2.71
5.4. Относительна толщина	%	с_ВО	12
7. Фюзеляж
7.1. Длина	м	?_ф	23.53
7.2. Площадь миделя	м²	S_ф.м	5.9
7.3. Диаметр миделя	м²	D_ф.м= 2* S_ф.м/р	2.7
7.4. Удлинение	-	л_ф= ?_ф/ D_ф.м	8.6
7.5. Длина носовой части	м	?_н.ф	5.35
7.6. Удлинение носовой части	-	л_н.ф= ?_н.ф/ D_ф.м	1.98
7.7. Отношение S_ф.м. к площади S_крыла	-	S_ф.м	0.08
7.8. Длина кормовой части	м	?_к.ф	9.4
7.9. Удлинение кормовой части	-	л_к.ф= ?_к.ф/ D_ф.м	3.48
7.10. Площадь миделя кормовой части	м²	S_к.ф	-
7.11. Сужение кормовой части	-	з_к.ф= S_к.ф/ S_ф.м	-
1	2	3
7.12. Угол возвышения кормовой части	град.	в_к.ф.	10.13
7.13. Расстояние от оси фюзеляжа до хорды крыла	м	y_к	1.476
8. Гондола двигателя, гондола шасси, подвесной топливный бак и т.п.
8.1. Длина	м	?_г.д.	6.4
8.2. Диаметр миделя	м	D_г.д.	1.37
8.3. Площадь миделя	м²	S_г.д.	1.47
8.4. Относительная площадь миделя	-	S_г.д.= S_г.д./S	0.02
8.5. Вынос передней части гондолы двигателя относительно крыла	м	x_г.д.	2.3
8.6. Удлинение	-	л_г.д.	4.67
8.7. Вынос оси гондолы двигателя относительно хорды крыла	м	y_г.д.	0.369
8.8. Расстояние между двигателями на одной консоли крыла	м	а	-
9. Воздушный винт
Диаметр	м	D_вв	3.9
Площадь диска винта	м²	S_ом	12.246
Относительная обдуваемая винтами площадь крыла	-	_{обд. кр}	0.55
Относительная обдуваемая винтами площадь ГО	-	_{обд. ГО}	0.37
10. Общие данные
10.1. Взлётная масса самолёта	кг	m₀	21000
10.2. Расчётная скорость полёта	км/ч	V	460
10.3. Расчётная высота полёта	км	H	6000
10.4. Тип и количество двигателей	-	n	ТВД/2
10.5. Стартовая тяга (мощность) одного двигателя при V=0, H=0	кВт	N_oi	1901,5
10.6. Среднее за полет аэродинамическое качество	-	К=12,5+0,0331 m_o 0,34	13,5
10.7. Относительная масса топлива	-	m_т= m_т/m_o	0,128

Так как данный самолет винтовой то расчет и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъемной силы не производим.

Число М полета составляет:

Размещено на http://www.allbest.ru

Расчет и построение вспомогательной зависимости Суа(б)

Размещено на http://www.allbest.ru

Множители ki

Размещено на http://www.allbest.ru

Расчет и построение взлетных кривых Суа(б)

Выбираем механизацию крыла: однощелевой закрылок:

Размещено на http://www.allbest.ru

1. Определяем для закрылков при угле отклонения 20 град

Размещено на http://www.allbest.ru

Суммарное приращение без влияния экрана земли

Размещено на http://www.allbest.ru

2. Значение во взлетной конфигурации без учета влияния экрана земли

Размещено на http://www.allbest.ru

Учет влияния экрана земли

Размещено на http://www.allbest.ru

Суммарное приращение с учетом влияния экрана земли

Размещено на http://www.allbest.ru

3. Значение во взлетной конфигурации с учетом влияния экрана земли

Размещено на http://www.allbest.ru

4. Угол атаки нулевой подъемной силы на взлете

Размещено на http://www.allbest.ru

5. Подсчитываем производную, с учетом влияния земли

Размещено на http://www.allbest.ru

6. Построение эпюр поляр для взлета с учетом и без учета влияния экрана земли:

Размещено на http://www.allbest.ru

Расчет и построение посадочных кривых Суа(б)

1. Определяем :

для закрылков при угле отклонения 40 град

Размещено на http://www.allbest.ru

2. Суммарное приращение без влияния экрана земли

Размещено на http://www.allbest.ru

3. Значение в посадочной конфигурации без учета влияния земли

Размещено на http://www.allbest.ru

4. Учет влияния экрана земли

Размещено на http://www.allbest.ru

5. Суммарное приращение с учетом влияния экрана земли

Размещено на http://www.allbest.ru

6. Значение в посадочной конфигурации с учетом влияния земли

Размещено на http://www.allbest.ru

7. Угол атаки нулевой подъемной силы при посадке

Размещено на http://www.allbest.ru

8. Построение эпюр поляр для посадки с учетом и без учета влияния экрана земли:

Размещено на http://www.allbest.ru

Координаты точек для построения зависимости :

Размещено на http://www.allbest.ru

Координаты точек для построения зависимости :

Размещено на http://www.allbest.ru

Координаты точек для построения зависимости :

Размещено на http://www.allbest.ru

Координаты точек для построения зависимости :

Размещено на http://www.allbest.ru

3. Расчет и построение вспомогательной поляры

Размещено на http://www.allbest.ru

Расчет и построение взлетных поляр

Расчет и построение взлетной поляры без учета влияния экрана земли:

Размещено на http://www.allbest.ru

Расчет и построение взлетной поляры с учетом влияния экрана земли:

Размещено на http://www.allbest.ru

Расчет и построение посадочных поляр

Расчет и построение посадочной поляры без учета влияния экрана земли:

Размещено на http://www.allbest.ru

Расчет и построение посадочной поляры с учетом влияния экрана земли:

Размещено на http://www.allbest.ru

Список использованных источников

1) Котельникова Г.Н. Аэродинамика самолета. - М.: Воениздат, 1974. - 287 с.

2) Мхитарян А.М. Динамика полета. - М.: Машиностроение, 1978. - 424 с.

3) Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 2005. - 405 с.

4) Богославский Л.Е. Практическая аэродинамика самолета АН-24. - М.: Транспорт, 1972. - 200 с.

5) Расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В.В. Фролов. - Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. - 39 с.

Размещено на Allbest.ru

контрольная работа "Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24" скачать

Подобные документы

Расчет аэродинамических характеристик самолета Ту-214
Получение путем расчета аэродинамических характеристик самолета Ту-214 в диапазоне изменения высот и чисел Маха полета. Вычисление геометрических характеристик самолета. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения. Полетная докритическая поляра.

курсовая работа [1,5 M], добавлен 15.02.2014
Конструкция авиационной техники Боинг-737-200
Техническое описание самолета. Обоснование проектных параметров. Расчет взлетной массы. Компоновка и расчет геометрических параметров основных частей самолета. Коэффициент максимальной подъемной силы. Определение летно-эксплуатационных характеристик.

курсовая работа [891,2 K], добавлен 27.06.2011
Проектирование пассажирского турбовинтового самолета
Статистическое проектирование облика самолета. Назначение, тактико-технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации, определение аэродинамических и технических характеристик. Разработка технологии изготовления детали самолета.

дипломная работа [2,6 M], добавлен 21.11.2011
Конструкция и расчет планера самолета
Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Определение нагрузок, действующих на крыло и выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла.

методичка [500,7 K], добавлен 29.01.2010
Технология сборки самолета
Порядок изготовления планера самолета: изготовление деталей, сборочные работы узлов, агрегатов, проведение стыковочных и монтажных работ на готовом изделии. Конструктивно-технологический анализ конструкции. Разработка технологического процесса сборки.

курсовая работа [168,9 K], добавлен 08.06.2010
Киль легкого самолета
Киль летательного аппарата – часть хвостового оперения самолета. Назначение, требования, и техническое описание киля. Конструктивно–силовая схема киля. Нормирование нагрузок. Проектировочные расчеты. Построение эпюр. Проектировочный расчет на прочность.

курсовая работа [2,7 M], добавлен 23.01.2008
Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154 на основе анализа эксплуатации
Описание и анализ надежности шасси самолета Ту-154. Конструктивные усовершенствования тормозного цилиндра и дисков колес, расчет энергоемкости тормоза. Механизмы технического сервиса и разработка передвижной установки обслуживания шасси самолета.

дипломная работа [1,2 M], добавлен 15.08.2010
Сборка хвостовой балки мотогондолы между шпангоутами 42-45 (правый борт самолета-перехватчика)
Описание и конструктивно-технологические характеристики сборочного узла хвостовой балки мотогондолы самолета. Проектирование сборочной оснастки, технические условия на сборку хвостовой балки. Методы сборки, базирования и обеспечения взаимозаменяемости.

курсовая работа [37,9 K], добавлен 11.01.2011
Проектирование внешней секции закрылка самолета типа Ан-140
Определение нагрузок, действующих на закрылок. Выбор положения опор закрылка, построение эпюр изгибающих моментов и перерезывающих сил. Расчеты поясов и стенки лонжерона, определение толщины обшивки. Компоновка схемы силовой установки самолета.

курсовая работа [1,6 M], добавлен 27.04.2012
Особенности конструкции и технической эксплуатации топливной системы самолета Ил-76
Анализ конструкции топливной системы самолета Ил-76, особенности ее технического обслуживания и эксплуатации в осенне-зимний период. Мероприятия по улучшению работоспособности топливной системы самолета и уменьшению времени производственного процесса.

дипломная работа [2,4 M], добавлен 14.11.2017

Другие документы, подобные "Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24"

весь список подобных работ

скачать работу можно здесь

сколько стоит заказать работу?

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.