Реферат: Спуск и посадка космических аппаратов на планеты без атмосферы - текст реферата. Скачать бесплатно.
Банк рефератов, курсовых и дипломных работ. Много и бесплатно. # | Правила оформления работ | Добавить в избранное
 
 
   
Меню Меню Меню Меню Меню
   
Napishem.com Napishem.com Napishem.com

Реферат

Спуск и посадка космических аппаратов на планеты без атмосферы

Банк рефератов / Астрономия, авиация, космонавтика

Рубрики  Рубрики реферат банка

закрыть
Категория: Реферат
Язык реферата: Русский
Дата добавления:   
 
Скачать
Архив Zip, 24 kb, скачать бесплатно
Заказать
Узнать стоимость написания уникального реферата

Узнайте стоимость написания уникальной работы

Спуск и посадка космических аппаратов на планеты без атмо сферы Изучение Солнечной системы с помощью космических аппаратов вносит бол ьшой вклад в развитие естественных наук. Большое внимание к Солнцу определяется вечно живущим в человеке желани ем понять, как устроен мир, в котором он живет. Но если раньше человек мог т олько наблюдать движение небесных тел и изучать на расстоянии некоторы е (зачастую малопонятные) их свойства, то сейчас научно-техническая рево люция дала возможность достичь ряда небесных тел Солнечной Системы и пр овести наблюдения и даже активные эксперименты с близкого расстояния в их атмосферах и на поверхностях. Эта возможность детального изучения "на месте" изменяет саму методологию изучения небесных тел, которая уже сей час широко использует арсенал средств и подходов, применяемых в комплек се наук о Земле. На стыке планетной астрофизики и геологии идет формиров ание новой ветви научного знания - сравнительной планетологии. Параллел ьно на базе законов электродинамики, атомной физики и физики плазмы идет формирование другого подхода к изучению Солнечной системы - космическо й физики. Все это требует развития методов и средств космических исследо ваний, т.е. разработки, проектирования, изготовления и запуска космическ их аппаратов. Главное требование, предъявляемое к КА, - это его надежность. Основными за дачами спускаемых и посадочных (ПА) аппаратов являются торможение и сбли жение с поверхностью планеты, посадка, работа на поверхности, иногда взл ет с поверхности для доставки возвращаемого аппарата на землю. Для обесп ечения надежного решения всех этих задач при проектировании СА и ПА необ ходимо учитывать условия в окрестностях и на поверхности изучаемого те ла: ускорение свободного падения, наличие или отсутствие атмосферы, а та кже ее свойства, характеристики рельефа и материала поверхности и т.д. Все эти параметры предъявляют определенные требования к конструкции с пускаемого аппарата. Спуск является очень важным этапом космического полета, так как только у спешное его выполнение позволит решить поставленные задачи. При разраб отке СА и ПА принимаются две принципиально различные схемы спуска: с исп ользованием аэродинамического торможения (для планет, имеющих атмосфе ру) ; с использованием тормозного ракетного двигателя (для планет и други х небесных тел, не имеющих атмосферы) . Участок прохождения плотных слоев атмосферы является решающим, так как именно здесь СА испытывают наиболее интенсивные воздействия, определя ющие основные технические решения и основные требования к выбору всей с хемы полета. Отметим наиболее трудоемкие и сложные задачи, решаемые при проектирова нии СА: исследование проблем баллистического и планирующего спусков в а тмосфере; исследование динамики и устойчивости движения при раз личных режимах полета с учетом нелинейности аэродинамических характеристик ; разработка систем торможения с учетом задач научных измерений в опреде ленных слоях атмосферы, особенностей компоновки спускаемого аппарата, его параметров движения и траектории. Что касается спуска на планеты, лишенные атмосферы (классическим пример ом здесь является Луна) , то в этом случае единственной возможностью явля ется использование тормозного двигателя, чаще всего жидкостного (ЖРД) . Э та особенность порождает дополнительные (кроме чисто баллистических) п роблемы, связанные с управлением и стабилизацией СА на так называемых ак тивных участках работы ракетного двигателя. Рассмотрим более подробно некоторые из этих проблем. Корни проблемы устойчивости СА на активном участке лежат в существован ии обратной связи между колебаниями топлива в баках, корпуса СА и колеба ниями исполнительных органов системы стабилизации. Колебания свободной поверхности топлива, воздействуя на корпус СА, вызы вают его поворот относительно центра масс, что воспринимается чувствит ельным элементом системы стабилизации, который, в свою очередь, вырабаты вает командный сигнал для исполнительных органов. Задача заключается в том, чтобы колебания замкнутой системы объект - сис тема стабилизации сделать устойчивыми (если нельзя их исключить вовсе) . Заметим, что острота этой проблемы зависит от совершенства компоновочн ой схемы СА, а также от структуры и параметров автомата стабилизации (АС) . Желательно, конечно, этот комплекс вопросов решить уже на стадии эскизно го проектирования СА. Трудность здесь, однако, в том, что на этом этапе пра ктически нет информации о системе стабилизации объекта, в лучшем случае известна структура автомата стабилизации. Поэтому проводить анализ ус тойчивости СА на данном этапе невозможно. В то же время ясно, что полностью сформированный конструктивный облик СА целиком (или, во всяком случае, в значительной мере) определяет его динами ку реакцию на возмущение в процессе посадки. Следовательно, задача теоре тического анализа заключается в выборе математического аппарата, спос обного выявить эту зависимость на языке, понятном разработчику. Такой ап парат существует, и он опирается на известные термины "управляемость", "на блюдаемость", "стабилизируемость", характеризующие именно свойства СА ка к объекта управления в процессе регулирования. Этот аппарат дает возможность детально изучить зависимость "качества" к онструктивно-компоновочной схемы СА от его проектных параметров и в кон ечном счете дать необходимые рекомендации по доработке компоновки объ екта либо обосновать направление дальнейших доработок. Обычно для стабилизации СА кроме изменения компоновки объекта использ уют также демпферы колебаний топлива, наст ройку системы стабилизации и изменение ее структуры. Итак, применительно к рассматриваемой задаче на этапе эскизного проект ирования инженеру приходится решать целый комплекс задач по качествен ному анализу проблемы устойчивости в условиях относительной неопредел енности в отношении целого ряда параметров. Поскольку рекомендации раз работчика должны быть вполне определенными, то единственный выход рабо тать с математической моделью СА в режиме диалога "инженер - ЭВМ". Рассмотрим другой круг задач проектирования - моделирование процессов ударного взаимодействия посадочного аппарата с поверхностью планеты. Многие достижения отечественной и зарубежной космонавтики были связан ы с применением посадочных аппаратов (ПА) для непосредственного, контакт ного, исследования Луны и планет Солнечной системы. Использование ПА пот ребовало разработки новых теоретических и экспериментальных методов и сследований, так как этап посадки, характеризуемый значительными (по сра внению с другими этапами) действующими нагрузками, аппаратурными перег рузками и возможностью опрокидывания аппарата, является критическим д ля всей экспедиции. Такие характеристики процесса посадки объясняются большой энергией, н акопленной ПА к моменту посадки, и совокупностью многих неблагоприятны х случайных действующих факторов: рельефом и физико-механическими хара ктеристиками места по садки, начальными характеристиками и ориентацие й СА, упру гостью его конструкции и др. Очевидно, что в таких условиях полная оценка надежности всего этапа поса дки возможна лишь при глубоком и всестороннем аналитическом исследова нии характеристик ПА, зависящем от наличия математических моделей проц есса и расчетных (или расчетно-экспериментальных) методов организации р асчетов. С точки зрения численного решения задача посадки, при учете всех сторон процесса, характеризуется большим потребным машинным временем расчета для одной посадочной ситуации (до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10 оп ераций в 1 с) , большим количеством возможных посадочных ситуаций, огранич ениями на шаг интегрирования уравнений движения СА (резкое изменение ве личин действующих усилий может вызват вычислительную неустойчивость а лгоритма) . При параметрическом исследовании характеристик СА, в ряде сл учаев проводимом автоматизированно, возможно появление так называемых "окон неустойчивости", где расчет динамики аппарата нецелесообразен и г де используется диалоговый режим работы ЭВМ для исключения из рассмотр ения ряда посадочных ситуаций. При многих инженерных расчетах, ставящих целью выбор оптимального ПА, а также при качественной оценке его характеристик, наиболее разумно испо льзовать упрощенные математические модели процесса (например, модель п осадки на ровную абсолютно жесткую площадку) . Потребное машинное время при этом невелико (до десятка минут) и может быть еще уменьшено за счет при менения оптимальных методов и шагов интегрирования уравнений движения ПА. При проектировании ПА многократно возникает необходимость оценки влия ния незначительных конструктивных изменений на характеристики процес са или оперативной обработки результатов испытаний в найденных заране е расчетных случаях (критических ситуациях) посадки. При проведении таких расчетных работ, доля которых в общем объеме велика , наиболее выгодно использовать ПЭВМ, обладающие такими (по сравнению с Э ВМ) преимуществами, как доступность и оперативность. Применение ЭВМ в та ких случаях нерентабельно, так как в силу их большого быстродействия, зн ачительная часть дорогостоящего машинного времени расхо дуется уже не на расчет, а на подготовительные операции при вводе-выводе информации ил и изменении начальных условий процесса. Применение ПЭВМ выгодно также п ри отладке сложных программ контактной динамики, предназначенных для с ерийных расчетов на больших ЭВМ. Время отладки таких программ, в силу их о бъема и структуры, зачастую превышает время их на писания, а оперативная и постоянная отладка программ на ЭВМ в диалоговом режиме работы нежелат ельна из-за большого времени их компиляции и неэкономичного режима рабо ты ЭВМ. Так как в настоящее время не происходит значительного усложнения струк туры моделей процесса посадки, то одновременное увеличение быстродейс твия ПЭВМ вызывает широкое внедрение последних в расчетную инженерную практику. ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА. Посадка космических аппаратов на поверхность безатмосферной планеты ( например, Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей п редварительный перевод КА на планетоцентрическую орбиту ожидания (око лолунную орбиту) . Перспективность и преимущество такой схемы посадки определяются следу ющими обстоятельствами: свобода в выборе места посадки; возможность про верки системы управления непосредственно перед спуском; возможность у меньшения массы СА, так как часть массы можно оставить на орбите ожидани я (напри мер, топливо или прочный термозащитный отсек для посадки на Земл ю при возвращении) . После проведения на промежуточной орбите необходимых операций подгото вки к спуску включается тормозной двигатель, и спускаемый аппарат перев одится с орбиты ожидания на переходную орбиту - эллипс траектории спуска с перицентром вблизи предполагаемого места посадки. В определенной точ ке переходной орбиты вновь включается двигатель и начинается участок о сновного торможения, на котором решается задача эффективного гашения г оризонтальной составляющей вектора скорости СА. Управление на этом участке производится по программе, обеспечивающей з аданные значения координат в конце участка при минимальном расходе топ лива; информация при этом поступает с инерциальных датчиков. Заданные конечные значения координат определяют вид номинальной траек тории спуска на последующем участке конечного спуска ("прецизионном" уча стке) ; спуск может осуществляться по вертикальной или наклонной траекто рии. На участке конечного спуска, измерение фазовых координат объекта произ водится радиолокационным дальномером и измерителем скорости (доплеров ским локатором) . К началу этого участка могут накопиться значительные отклонения (от про граммных значений) координат, характеризующих процесс спуска. Причиной этого являются случайные погрешности определения параметров орбиты ож идания, погрешность отработки тормозного импульса, недостоверность св едений о гравитационном поле планеты, закладываемых в расчет траектори и спуска. Кроме того, полет на всех участках подвержен действию случайных возмуще ний - неопределенности величины массы СА, отклонения от номинала тяги то рмозного двигателя и т.д. Все это в сочетании с неточностью априорного зн ания рельефа поверхности в районе посадки, делает необходимым терминал ьное управление мягкой посадкой. В качестве исходной информации исполь зуются результаты измерения высоты и скорости снижения. Система управл ения мягкой посадкой должна обеспечить заданную точность посадки при м инимальных затратах топлива. На завершающем участке спуска - "верньер ном" участке (В, О) происходит обыч но вертикальный полет СА с глубоким дросселированием тяги тормозного д вигателя. Верньерный участок вводится для того, чтобы повысить конечную точность посадки, так как влияние погрешностей определения параметров траектор ии на точность посадки СА снижается при уменьшении величины отрицатель ного ускорения. Кроме того, если тяга непосредственно перед посадкой мал а, то уменьшается возможность выброса породы под действием газовой стру и и уменьшается опрокидывающее воздействие на СА отраженной от поверхн ости планеты реактивной струи. ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ СА. Таким образом, основное назначение системы управления полетом СА - компе нсация возмущений, возникающих в полете или являющихся результатом нет очности выведения СА на орби ту ожидания. СА стартует обычно с орбиты ожи дания, поэтому задачи управления естественно разделить на следующие гр уппы: 1. управление на участке предварительного торможения; 2. управление на пассивном участке; 3. управление на участке основного торможения; 4. управление на "верньерном" участке; Более удобна классификация задач по функциональному назначению. Основной навигационной задачей является измерение навигационных пара метров и определение по ним текущих кинематических параметров движени я (координат и скорости) , характеризующих возмущенную траекторию (орбит у) движения СА. В задачу наведения входит определение потребных управляющих воздейств ий, которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространства с з аданной скоростью и в требуемый момент времени, с учетом текущих кинемат ических параметров движения, определенных с помощью решения навигацио нной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управления. Задачу управления можно проиллюстрировать примером алгоритмом управл ения мягкой посадкой СА на Луну. Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверхности вдоль определенного направления, обычно совпадающе го с направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает информац ию о текущем векторе скорости снижения V, инерциальные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а также вектор кажущегося ускорения V. Результаты измерений поступают на выход управляющего устройства, в кот ором составляются оценки координат, характеризующих процесс спуска (в ч астности, высоты СА над поверхностью Луны) , и формируются на их основе упр авляющие сигналы U, U, U, обеспечивающие терминальное управление мягкой пос адкой (O - связанная система координат СА) . При этом U, U задают ориентацию про дольной оси СА (и, следовательно, тяги двигателя) и используются как устав ки для работы системы стабилизации, а управляющий сигнал U задает текуще е значение тяги тормозного двигателя. В результате обработки сигналов U, U, U, тормозным двигателем и системой ста билизации полет СА корректируется таким образом, чтобы обеспечить выпо лнение заданных терминальных условий мягкой посадки. Конечная точност ь посадки считается удовлетворительной, если величина вертикальной со ставляющей скорости в момент контакта с поверхностью планеты не вызыва ет допустимой деформации конструкции СА, а горизонтальная составляюща я скорости не приводит к опрокидыванию аппарата. Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительн о центра масс формулируется следующим образом: 1. совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с осями (или осью) не которой системы координат, называемой базовой системой отсчета, движен ие которой в пространстве известно (задача ориентации) ; 2. устранение неизбежно возникающих в полете малых угловых отклонений ос ей космического аппарата от соответствующих осей базовой системы отсч ета (задача стабилизации) . Заметим, что весь полет СА разбивается, по существу, на два участка: активн ый (при работе маршевого двигателя) ; пассивный (при действии на СА только сил гравитационного характера) . Решения перечисленных задач (навигации и наведения, ориентации и стабил изации) на активных и пассивных участках имеют свою специфику. Например, процесс управления полетом на пассивных участках характериз уется, как правило, относительной медленностью и большой дискретностью приложения управляющих воздействий. Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участ ке, например, при посадке на Луну. Непрерывно, начиная с момента включения тормозного двигателя, на борту решается навигационная задача: определя ются текущие координаты СА и прогнозируются кинематические параметры движения на момент выключения двигателя. Так же непрерывно вычисляются и реализуются необходимые управляющие в оздействия (момент силы) в продольной и поперечной плоскости наведения. Процесс управления на этом этапе характеризуется большой динамичность ю и, как правило, непрерывностью. В некоторых случаях задача наведения мо жет решаться дискретно, причем интервал квантования по времени определ яется требованиями к динамике и точности наведения. Для решения перечисленных задач система управления по летом СА последо вательно (или параллельно) работает в режимах ориентации, стабилизации, навигации и наведения. Приборы и устройства, обеспечивающие выполнение того или иного режима у правления и составляющие часть всего аппаратурного комплекса системы управления, обычно называют системами навигации, наведения, ориентации и стабилизации. Наиболее часто на практике системы, управляющие движе нием центра масс к осмического корабля, называют системами навигации и наведения, а систем ы, управляющие движением космического корабля относительно центра мас с, - системами ориентации и стабилизации. КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА И УСТОЙЧИВОСТЬ СА. Устойчивость - важнейшее свойство, которым должен обладать СА во время в сех эволюций при посадке на планету. Проблема обеспечения устойчивости, как известно, общая проблема для все х движущихся объектов, в каждом конкретном случае решаемая, однако, по-ра зному. И в данном случае, применительно к СА, она также имеет свою специфик у. Дело в том, что жидкое топливо, питающее ракетный двигатель во время его р аботы, колеблется (в силу наличия случайных возмущений) . Воздействуя на к орпус СА, эти колебания порождают колебания СА в целом. Чувствительные элементы(гироскопы) реагируют на колебания корпуса и вк лючают, в свою очередь соответствующие исполнительные органы (рули) , тем самым формируя замкнутую колебательную систему спускаемый аппарат - ав томат стабилизации (СА - АС) . При определенных условиях, в значительной степени за висящих от " соверш енства" компоновки СА, могут возникнуть нарастающие колебания корпуса С А, приводящие в конечном счете к его разрушению. Характерным здесь является то, что корни неустойчивости лежат именно в о собенностях компоновочной схемы СА, что влечет за собой необходимость с амого тщательного исследования этих особенностей. Использование жидкостного ракетного двигателя для обеспечения мягкой посадки СА порождает, как видно, ряд проблем, связанных с обеспечением ег о устойчивости. Займемся одной из них, а именно - исследованием роли конструктивных пара метров компоновочной схемы СА в формировании динамических свойств СА к ак управляемой системы. Управление СА относительно центра масс в плоскостях тангажа и рыскания осуществляется специальным автоматом стабилизации путем создания упр авляющих моментов при целенаправленном включении управляющих двигате лей. Возможны и другие схемы управления, например, путем перераспределен ия тяг управляющих двигателей или отклонения маршевого двигателя (газо вого руля) . Что касается топливных баков, то они обычно выполняются в виде тонкостен ных оболочек различной геометрической конфигурации (обычно осесимметр ичной) и размещены внутри СА. Какими параметрами желательно характеризовать ту или иную компоновочн ую схему с тем, чтобы формализовать дальнейший анализ? С точки зрения дин амики представляют интерес те, которые в первую очередь характеризуют: ф орму и расположение топливных баков; положение центра масс СА; положение и тип управляющих органов; соотношение плотностей компонентов топлива ; "удлинение" (т.е. отношение высоты к диаметру) СА. Будем предполагать, что траектория посадки СА выбрана (и является оптима льной в том или ином смысле) . Есть также (или формируется в процессе полет а) программа работы маршевого двигателя. Все это однозначно определяет у помянутые выше параметры компоновочной схемы СА в каждый момент времен и активного участка. Этих предположений достаточно для формализации обсуждаемой проблемы - исследования влияния особенностей компоновки СА на его устойчивость. Однако задача стабилизации СА при посадке на планеты, лишенные атмосфер ы, включающая в себя анализ динамики объекта, исследование причины неуст ойчивости и методов ее устранения, не допускает полной формализации и тр ебует привлечения диалоговой технологии исследования. Для построения такой технологии необходимо начать с анализа основных ф акторов, определяющих в конечном счете структуру диалога "человек ЭВМ", а именно: особенностей СА как механической системы; особенностей его мате матичек моделей; своеобразия методов исследования этих моделей. Спускаемый аппарат как механическая система представляет собой тонкос тенную (частично ферменную) конструкцию, снабженную тормозным устройст вом жидкостным ракетным двигателем - и необходимой системой стабилизац ии. Важной особенностью компоновочной схемы СА является наличие в констру кции топливных отсеков (с горючим и окислителем) различной геометрическ ой конфигурации. Стабилизация СА относительно центра масс осуществляется специальным а втоматом стабилизации путем создания управляющих моментов за счет отк лонения управляющих двигателей, маршевого двигателя или газовых рулей. В процессе движения СА жидкость в отсеках колеблется, корпус аппарата ис пытывает упругие деформации, все это порождает колебания объекта в цело м. Чувствительные элементы (гироскопы) и исполнительные элементы (рули) зам ыкают колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабилизации и рождают весь комплекс вопросов, связанный с обеспечением устойчивост и системы в целом. Движение СА мы представляем себе как "возмущенное" движение, наложенное на программную траекторию. Термин "устойчивость" относится именно к этом у возмущенному движению. Уместно заметить, что выбор модели представляет собой хороший пример не формализуемой процедуры: без участия разработчика он в принципе невозм ожен. Какими соображениями руководствуется инженер при выборе моделей? Прежде всего ясно, что не имеет смысла перегружать расчетную модель разл ичными подробностями, делая ее неоправданно сложной. Поэтому представл яются разумными следующие соображения. Для анализа запасов статистической устойчивости объекта можно огранич иться моделью твердого жесткого тела. При выборе же характеристик устройств, ограничивающих подвижность жид кости в отсеках, необходимо уже учитывать волновые движения на свободно й поверхности жидкости как источник возмущающих моментов. Выбор рационального размещения датчиков системы стабилизации объекта приходится делать с учетом упругости. Некоторые методы, используемые при анализе процессов стабилизации, свя заны с анализом динамических свойств объекта в некоторый фиксированны й момент времени. Для получения интегральных характеристик объекта в те чение небольшого интервала времени или на всем исследуемом участке исп ользуются геометрические методы, связанные с построением в пространст ве областей устойчивости, стабилизируемости специальным образом выбра нных параметров (как безразмерных, так и размерных) . Эти методы также позв оляют дать ответ на вопрос, насколько велик запас устойчивости или стаби лизируемости, и помогают выяснить причины возникновения неустойчивост и. Существует еще группа методов обеспечения устойчивости СА, включающая в себя: 1) рациональный выбор структуры и параметров автомата стабилизации ; 2) демпфирование колебаний жидкости в отсеках с помощью установки специа льных устройств; 3) рациональный выбор компоновочной схемы объекта (перекомпоновка) , с одн овременной настройкой параметров АС или с принципиальным изменением е го структуры. Обратимся теперь собственно к термину "технология решения" проблемы. Под этим термином мы будем понимать набор комплексов отдельных подзадач, на которые разбивается обсуждаемая задача, математических методов и соот ветствующих технических средств для их реализации, процедур, регламент ирующих порядок использования этих средств и обеспечивающих решение з адачи в целом. Конечной целью проектных разработок по динамике СА является обеспечен ие его устойчивости на участке посадки. Этой задаче подчинены все другие, в том числе и задача анализа структурн ых свойств СА как объекта регулирования (по управляемости, наблюдаемост и, стабилизируемости) . Так как устойчивость - это то, что в конечном счете интересует разработчи ков (и заказчиков) , то с этой задачи (в плане предварительной оценки) прихо дится начинать в процессе исследования, ею же приходится и завершать все разработки при окончательной доводке параметров системы стабилизации . При этом меняется лишь глубина проработки этого вопроса: на первом этап е используются сравнительно грубые модели как объекта регулирования, т ак и регулятора. На конечном этапе, после того как проведен комплекс иссл едований, проводится детальный анализ устойчивости и качества процесс ов регулирования объекта. Итак, следует руководствоваться следующим принципом: занимаясь анализ ом динамики объекта, начав с оценки устойчивости, время от времени надо в озвращаться к ней, проверяя все идеи и рекомендации, полученные в процес се анализа на замкнутой системе объект регулятор, используя (по обстанов ке) грубые или уточненные модели как объекта, так и регулятора. Этот принцип и лежит в основе комплекса процедур, регламентирующих поря док использования моделей СА, методов анализа этих моделей, обеспечиваю щих решение задачи устойчивости СА в целом. ЛИТЕРАТУРА 1. "Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов" под редакцией члена корреспондента АН СССР В. М. Ковтуненко. М.: Машиностроени е, 1985. 2. Баженов В. И., Осин М. С. Посадка космических аппаратов на планеты. М.: Машино строение, 1978.
1Архитектура и строительство
2Астрономия, авиация, космонавтика
 
3Безопасность жизнедеятельности
4Биология
 
5Военная кафедра, гражданская оборона
 
6География, экономическая география
7Геология и геодезия
8Государственное регулирование и налоги
 
9Естествознание
 
10Журналистика
 
11Законодательство и право
12Адвокатура
13Административное право
14Арбитражное процессуальное право
15Банковское право
16Государство и право
17Гражданское право и процесс
18Жилищное право
19Законодательство зарубежных стран
20Земельное право
21Конституционное право
22Конституционное право зарубежных стран
23Международное право
24Муниципальное право
25Налоговое право
26Римское право
27Семейное право
28Таможенное право
29Трудовое право
30Уголовное право и процесс
31Финансовое право
32Хозяйственное право
33Экологическое право
34Юриспруденция
 
35Иностранные языки
36Информатика, информационные технологии
37Базы данных
38Компьютерные сети
39Программирование
40Искусство и культура
41Краеведение
42Культурология
43Музыка
44История
45Биографии
46Историческая личность
47Литература
 
48Маркетинг и реклама
49Математика
50Медицина и здоровье
51Менеджмент
52Антикризисное управление
53Делопроизводство и документооборот
54Логистика
 
55Педагогика
56Политология
57Правоохранительные органы
58Криминалистика и криминология
59Прочее
60Психология
61Юридическая психология
 
62Радиоэлектроника
63Религия
 
64Сельское хозяйство и землепользование
65Социология
66Страхование
 
67Технологии
68Материаловедение
69Машиностроение
70Металлургия
71Транспорт
72Туризм
 
73Физика
74Физкультура и спорт
75Философия
 
76Химия
 
77Экология, охрана природы
78Экономика и финансы
79Анализ хозяйственной деятельности
80Банковское дело и кредитование
81Биржевое дело
82Бухгалтерский учет и аудит
83История экономических учений
84Международные отношения
85Предпринимательство, бизнес, микроэкономика
86Финансы
87Ценные бумаги и фондовый рынок
88Экономика предприятия
89Экономико-математическое моделирование
90Экономическая теория

 Анекдоты - это почти как рефераты, только короткие и смешные Следующий
Многие люди наивно полагают, что никогда не пробовали собачьего мяса.
Anekdot.ru

Узнайте стоимость курсовой, диплома, реферата на заказ.

Обратите внимание, реферат по астрономии, авиации, космонавтике "Спуск и посадка космических аппаратов на планеты без атмосферы", также как и все другие рефераты, курсовые, дипломные и другие работы вы можете скачать бесплатно.

Смотрите также:


Банк рефератов - РефератБанк.ру
© РефератБанк, 2002 - 2016
Рейтинг@Mail.ru