Реферат: Разработка алгоритмов контроля и диагностики системы управления ориентацией космического аппарата

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИУКРАЇНИ

НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

«ХАРКІВСЬКИЙ ПОЛІТЕХНІЧНИЙ ІНСТИТУТ»

Факультет І Кафедра «Системита процеси

управління»

Спеціальність7.080202 «Прикладна математика»

ДИПЛОМНА РОБОТА

На одержаннякваліфікації інженера-математика

Тема роботи:Розробка алгоритмів контролю та діагностикисистеми управління

орієнтацією космічного аппарату

Завідуючийкафедрою ГолоскоковЄ.Г.

Керівникдипломної роботи Кузнецов Ю. О.

Консультанти:

Економічначастина ЧекалiнаЕ.П

Охорона праціта

навколишнього середовища Березуцький В.В.

Цивільна оборона ГуренкоІ.В.

Нормоконтроль НазаровА.С.

Студент-дипломник УхановЄ.В.

Номер академічної групи І-29

Харків 2005

НАЦІОНАЛЬНИЙТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

«ХАРКІВСЬКИЙПОЛІТЕХНІЧНИЙ ІНСТИТУТ»

Факультет І Кафедра «Системи тапроцеси

управління»

Спеціальність7.080202 «Прикладна математика»

ЗАВДАННЯ

На виконання дипломної роботи

Студенту групи І-29 Уханову Євгенію Валерійовичу

Тема роботи:Розробка алгоритмівконтролю тадіагностикисистеми управління

орієнтацієюкосмічного аппарату

Затвердженонаказом по НТУ «ХПІ» від «___»__________ 200__ р. №_______

Термін здачістудентом закінченої роботи «___»__________ 200__ р.

Вихідні дані дороботи: 1) ГОСТ 4401-73Стандартная атмосфераю Параметры. Издательство стандартов, 1973. 2) Киреев Н.Г.Аппроксимация и идентификация в задачах динамики полета и управления – К.: НМКВО, 1992.-196 с. 3) Голоскоков Е.Г., Плаксий Ю.А., Фролов Ю.А. Вопросыприложения методов дифференциальной аппроксимации. – Рук. деп в ВИНИТИ 21.08.81, №4085-81, 19 с.

Розробитидокументи:

1. Текстові а)аналітичний огляд існуючих моделей;б) обробка теоретичного матеріалу з питань апроксимації;в) побудування моделей різного порядку;

г) аналізпобудованих моделей;д)надання рекомендацій щодо використання побудованих моделей.

2. Графічні:плакати – 5 штук.

Консультанти

Розділ

Консультанти

Підпис, дата

Завдання видав

Завдання прийняв

Економічна

частина

Доц… Чекаліна Е.П.

Охорона праці та навколишнього середовища

Доц. Березуцький В.В.

Цивільна оборона

Ас. Гуренко І.В.

КАЛЕНДАРНИЙ ПЛАН

Етап

Найменування

Термін виконання етапів роьоти

Підбір та проробка наукової лутератури

01.11.2004

Аналітичне дослідження проблеми

10.11.2004

Написання оглядової частини випускної роботи

15.11.2004

Побудування математичної моделі

25.11.2004

Написання прикладної програми

10.12.2004

Відлагодження програми

12.12.2004

Проведення чисельного експерименту

15.12.2004

Аналіз результатів

12.01.2005

Написання тексту пояснювальної записки

31.01.2005

Студент-дипломник Уханов Є.В.

Керівник проекту КузнецовЮ.О.

РЕФЕРАТ

Объем записки 169 с,иллюстраций 71, таблиц 18, ссылок 37.Рассматривается задачапостроение ориентации упругого космического аппарата с учетом моментов внешнихсил, возможности отказов командных приборов, таких как гироскопическийизмеритель вектора угловой скорости и исполнительных органов, таких какдвигатели стабилизации большой и малой тяги. Цель работы: разработка алгоритмовконтроля и диагностики системы управления ориентацией космического аппарата.Разработаны алгоритмыпостроения ориентации упругого космического аппарата, алгоритм стабилизацииреактивных двигателей системы управлениякосмического аппарата, алгоритм идентификации отказов двигателей стабилизации.Разработана модель упругого космического аппарата с учетом аэродинамического игравитационного момента. В законе управления введенавозможность гашения шумов, с использованием гистерезиса или паузы по времени,как для двигателей большой тяги, так и для двигателей малой тяги. Длямоделирования отказов одного из двигателей стабилизации разработан и внедрен валгоритм контроля – алгоритм неполной тяги. Разработана математическая модельгироскопического измерителя вектора угловой скорости и алгоритм контроля чувствительных элементовдатчика. На базе разработанныхалгоритмов и принятой модели космического аппарата, разработан программныйкомплекс, с применением среды визуального программирования DELPHI 7 и CAD системы визуального моделирования VisSim 5, позволяющие в полной мере моделировать сложныефизические процессы с учетом всех параметров как для упругой модели, так и дляабсолютно твердого тела.Проведенное моделированиепоказало высокую эффективность разработанных алгоритмов, что позволяет ихприменять на практике.

Список ключевыхслов: СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ, КОСМИЧЕСКИЙАППАРАТ, ЗАКОН УПРАВЛЕНИЯ, АЛГОРИТМ КОНТРОЛЯ.

РЕФЕРАТ

Об’єм записки 169с, ілюстрацій 71, таблиць 18, посилань 37.

Розглядається задача побудовиорієнтації пружного космічного апарату х урахуванням моментів зовнішніх сил,можливості відмови командних приборів, таких я к гироскопічни1й вимірювачвектору кутової швидкості та виконавчих органів, таких як двигуни стабілізаціївеликої та малої потуги.

Мета роботи:розробка алгоритмів діагностики та контролю системиуправління орієнтацією космічного апарату.

Розроблені алгоритми побудовиорієнтації пружного космічного апарату, алгоритм стабілізації реактивнихдвигунів системи управління космічного апарату, алгоритм ідентифікації відмовдвигунів стабілізації. Розроблена модель пружного космічного апарату зурахуванням аеродинамічного та гравітаційного моментів. У законі управліннявведена можливість гасіння шумів, з використанням гістерезиса або паузи почасу, як для двигунів великої потуги, так і для двигунів малої потуги. Длямоделювання відмов одного з двигунів стабілізації розроблено та впроваджено валгоритм контролю – алгоритм неповної потуги. Розроблена математична модельгіроскопічного вимірювача вектора кутової швидкості та алгоритм контролючутливих елементів датчика.

На базі розроблених алгоритмівта прийнятої моделі космічного апарату, розроблено програмний комплекс звикористанням середовища візуального програмування DELPHI7 та CADсистеми візуального моделювання VisSim5, які дозволяють у повному обсязі моделюватискладні фізичні процеси з урахуванням усіх параметрів як для пружної моделі такі для абсолютно твердого тіла.

Проведене модулювання показаловисоку ефективність розроблених алгоритмів, що дозволяє їх використовувати напрактиці.

Список ключових слів:СИСТЕМА УПРАВЛІННЯ, КОСМІЧНИЙ АПАРАТ,ЗАКОН УПРАВЛІННЯ, АЛГОРИТМ КОНТРОЛЮ.

THE ABSTRACT

Volume 169 pages, case histories 71, tables 18, references 37.

The problem constructing of attitude of an elastic space vehicle withallowance for of moments of external forces, possibility of failures of commandinstruments, such as a gyroscopic meter of angular-velocity vector and cuttingheads, such as motor engines of stabilizing large and low-thrust is esteemed.

The purpose of operation: mining of check algorithms and diagnostic ofthe attitude control system of a space vehicle.

The algorithms of constructing by attitude of an elastic space vehicle,algorithm of stabilizing of jet engines of a management system of a spacevehicle, algorithm of identifying of failures of motor engines of stabilizingare designed. The pattern of an elastic space vehicle with allowance for ofaerodynamic and gravitation moment is designed. In a control law are injected apossibility of extinguishing of noises, with usage of a hysteresis or space ontime, both for motor engines of large draught, and for verniers. For simulationof failures of one of motor engines of stabilizing is designed and thealgorithm of incomplete draught is introduced into a check algorithm -. Themathematical model of a gyroscopic meter of angular-velocity vector and checkalgorithm of countermeasure feelers of the sensor is designed.

On the basis of designed algorithms and accepted pattern of a spacevehicle, the programmatic complex, with applying of environment of visualprogramming DELPHI 7 and CAD of a system of visual simulation VisSim 5,permitting to the full is designed to model difficult(complex) physicalprocesses with allowance for of all arguments both for the elastic pattern, andfor absolute solids.

The held simulation has shown high performance of designed algorithms,that allows them to put into practice.

The agenda of keywords: amanagement SYSTEM, SPACE VEHICLE, CONTROL LAW, CHECK ALGORITHM.
ПЕРЕЧЕНЬ УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

АНУ– алгоритм начальной установки;

БИНС– бесплатформенная инерциальная навигационная система;

БСК– базовая система координат;

БСО– бесплатформенная система ориентации;

БЦВМ– бортовая вычислительная машина;

БЦК– бортовой цифровой комплекс;

ВСК– визирная система координат;

ГИВУС– гироскопический измеритель вектора угловой скорости;

ГО– гражданская оборона;

ДБТ– двигатели большой тяги;

ДМТ– двигатели малой тяги;

ДС– двигатели стабилизации;

ДУС– датчик угловой скорости;

ИНС– инерциальная навигационная система;

ИО– исполнительные органы;

ИПП– индивидуальный противохимический пакет;

КА– космический аппарат;

ЛА– летательный аппарат;

ММ– математическая модель;

НИР– научно-исследовательская работа;

НКА– научный космический аппарат;

НТЭ- научно-технический эффект;

ОВ– отравляющие вещества;

ОП– опасная продолжительность;

ОУ– объект управления;

ПЗ– полетное задание;

ПО– признак отказа;

ПЗУ– постоянное запоминающее устройство;

ПСК– приборная система координат;

СБ– солнечные батареи;

СГК– силовой гироскопический комплекс;

ССК– связанная система координат;

СУО– система управления ориентацией;

УВВ– устройство ввода-вывода;

ФОВ– фосфороорганические отравляющие вещества;

ЦВМ– центральная вычислительная машина;

ЧЭ– чувствительный элемент;

ЭВМ– электронная вычислительная машина;

ЭМИ– электромагнитный импульс;

ЭЭ– экономический эффект.

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ………………………………………………………................

1

2

2.1 Бесплатформенные инерциальные навигационные системы……...

2.2 Гироскопический измеритель вектора угловой скорости…………

3

3.1

Математическая модель упругого космического аппарата………...

3.2

Моменты, действующие на космический аппарат………...………..

3.2.1

3.2.1.1

3.2.1.2

3.2.2

3.3

Математическая модель ГИВУС……………………………………..

4

4.1

Синтез наблюдателя Льюинбергера…………………………………

4.2

Алгоритм оценки угловой скорости…………………………………

4.3

Алгоритм обработки и контроля информации ГИВУС…………….

4.4

Алгоритм стабилизации………………………………………………

4.5

Решение задачи идентификации отказов……………………………

4.6

Метод статистически гипотез………………………………………...

4.7

Алгоритм контроля отказов ДС при неполной тяге………………...

5

5.1 Моделирование отказов ГИВУС……………………………………..

5.2 Моделирование отказов ДС…………………………………………..

6

6.1

6.2

6.3 Расчет научно-технического эффекта……………………………...

6.4 Расчет экономического эффекта…………………………………...

6.5 Заключение…………………………………………………………..

7 ГРАЖДАНСКАЯ ОБОРОНА………………...……………………………

8 ОХРАНА ТРУДА И ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ …….……………….…..

8.1Общие вопросы охраны труда…………………………………………

8.2Производственная санитария………………………………………….

8.3Техника безопасности………………………………………………….

8.4Пожарная безопасность………………………………………………...

8.5Охрана окружающей среды……………………………………………

ЗАКЛЮЧЕНИЕ………………….………………………………………….

Список источников информации…………………………………….........

Приложение А………………………………………………………………

Приложение Б………………………………………………………………

Приложение В………………………………………………………………

Приложение Г………………………………………………………………

Приложение Д………………………………………………………………

101

103

104

106

108

109

113

114

123

127

131137139141142

145

147

156

158

161

ВВЕДЕНИЕ

Системы управления, относятся к разряду сложныхсистем с большим количеством элементов, которые подвержены отказам. Одним из основных требований, предъявляемых ксистеме управления, является ее высокая надежность.

Отказ реактивных двигателейстабилизации системы управления ориентацией космического аппарата, можетприводить к не выполнению целевой задачи, а отказ типа «неотключение»двигателя, кроме того, может приводить к большим потерям рабочего тела ираскрутке космического аппарата до недопустимых угловых скоростей.Отказы чувствительныхэлементов гироскопического измерителя вектора угловой скорости, могут приводитьк не выполнению задачи системы управления ориентацией космического аппарата.

Существующие методы контроля работоспособности ДС являются достаточногрубыми, чтобы выявлять отказ типа «неотключение» при наличииостаточной неполной тяги двигателя на фоне действия внешних возмущающихмоментов (гравитационных, аэродинамических и др.). Поэтому разработкаалгоритмов идентификации отказов двигателей стабилизации, особенно отказов снеполной тягой при наличии шумов измерений и действии внешних возмущающихвоздействий, является актуальной задачей.

Таким образом, разработка алгоритмов контроля и диагностики системыуправления ориентацией космического аппарата –является актуальной задачей.

В настоящей работе решается задача построенияалгоритмов контроля и идентификации отказов командных приборов и исполнительныхорганов.

1 ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ

Возьмем для рассмотрения космический аппарат, как абсолютно твердое тело,не содержащих каких-либо движущих масс [1] (см. рис. 1.1).

Рис. 1.1 — МодельКА

Если триэдр жестко связанных с телом осей Oxyz,с началом координат вцентре массКА (связанная система координат — ССК)направить так, чтобы они совпали с главными центральными осями инерции, тоцентробежные моменты инерции обратятся в нуль и система уравнений Эйлера [1,2], описывающая динамику вращения КА вокруг центра масс, примет вид (1.1):

<img src="/cache/referats/19226/image004.gif" v:shapes="_x0000_i1026"> (1.1)

Наряду с динамическими уравнениями рассматриваются кинематическиеуравнения, связывающие угловые скорости w

j с углами поворота триэдра осей Oxyz относительно триэдра осей некоторойбазовой системы координат (БСК), начало которой совпадает с началом координатССК, а оси определенным образом ориентированы в инерциальном пространстве идвижутся поступательно [1, 3, 4]. Пусть углы ориентации (углы Эйлера-Крылова) <img src="/cache/referats/19226/image006.gif" v:shapes="_x0000_i1027"> – полностью определяютугловое положение ССК относительно БСК [1, 4]. Понятие углов ориентации [2]становится однозначным лишь после того, как введена последовательностьповоротов [3, 4, 5, 6] твердого тела вокруг осей Ox, Oy, Oz.Для последовательности поворотов: <img src="/cache/referats/19226/image008.gif" v:shapes="_x0000_i1028">

(1.2)

Системы (1.1) и (1.2) описывают угловое движение твердого телаотносительно БСК. Будем предполагать, что углы Эйлера-Крылова j

j малы [5]. Текущиезначения wj оцениваются в системе по информации измерителяугловой скорости, измеряющего интегралы от проекций вектора абсолютной угловойскорости КА на оси чувствительности прибора.
В качестве модели измерителя используется модель ГИВУС [6]. Алгоритм обработкиданных в бесплатформенной инерциальной навигационной системе строится сиспользованием субоптимального дискретного фильтра Калмана [7].

Теперь усложним задачу, рассматривая космический аппарат как упругоетело, что максимально приближает имитационную модель к реальной [1, 8].

Рассмотрим уравнения осцилляторов для упругой модели (1.3):

<img src="/cache/referats/19226/image012.gif" v:shapes="_x0000_i1030"> (1.3)

где <img src="/cache/referats/19226/image014.gif" v:shapes="_x0000_i1031">

<img src="/cache/referats/19226/image016.gif" v:shapes="_x0000_i1032"> — квадрат собственнойчастоты недемпфированных колебаний для каждой гармоники;

i= 1, 2, 3,4.

Ставится задача разработатьалгоритмы контроля функционирования системы управления космического аппарата,для достижения которой необходимо:

— разработать алгоритм контроляфункционирования двигателей стабилизации, построенный на основе субоптимальногофильтра Калмана, позволяющий по информации бесплатформенной инерциальнойнавигационной системы идентифицировать отказы двигателей стабилизации, в томчисле,отказы с неполной тягой при наличиишумов измерений и действии внешних возмущающих воздействий;

— разработать алгоритмы обработки и контроля информации ГИВУС НКА серии«Спектр», состоящие из алгоритма оценки угловой скорости на основе фильтраЛьюинбергера и алгоритмы контроля чувствительных элементов ГИВУС с учетомуходов.

2СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КА НА БАЗЕ БИНС

Управление космическим аппаратом с помощьюлюбой инерциальной системы, в том числе и бесплатформенной, может рассматриватьсякак взаимодействие двух процессов: решения навигационной задачи и решениязадачи стабилизации [1, 4]. Первая задача заключается в определении требуемойтраектории летательного аппарата и в вычислении фактической траектории, вторая— в управлении аппаратом для поддержания требуемого курса с заданнойточностью [9].

Инерция является наиболее универсальнымфактором, позволяющим создать приборы для регистрации изменения скорости тел впространстве. Такие приборы называются акселерометрами или датчиками ускорений.Акселерометр измеряет проекцию на свою ось чувствительности ускорения той точкикосмического аппарата, где он установлен. Акселерометр реагирует только на силы,прикладываемые через посредство космического аппарата [1, 2]. Если одна из составляющих общей силы,определяющей ускоренное движение аппарата, обусловлена действием тяготения, тосоответствующая ей составляющая ускорения не может быть измеренаакселерометром. Силы же тяготения действуют одинаково как на прибор, так и нааппарат и поэтому при отсутствии других сил с помощью акселерометра не могутбыть обнаружены [1, 3].

Таким образом, при движении космическогоаппарата в поле тяготения измеряемое акселерометром ускорение отличается отдействительного, и поэтому получило название кажущегося ускорения. Измерениекажущегося ускорения позволяет определить истинное положение космического аппаратаотносительно центра тяготения с помощью интегрирования навигационного уравнения[1, 10]:

где R— вектор положения центра массы аппарата относительноцентра тяготения;

ак — вектор кажущегося ускорения центра массыаппарата;

U— вектор-потенциал поля тяготения.

Для управления необходимо знать три ортогональныхсоставляющих вектора ак, т. е. иметь три датчика, установленных вцентре массы космического аппарата, с тремя взаимно перпендикулярными осямичувствительности. Эти оси чувствительности должны быть ориентированы по темосям координат, в которых задан вектор R.Триэдр осей чувствительности акселерометров будем в дальнейшем называть осямиизмерительной системы [1, 10], а оси, в которых задан вектор R— инерциальным координатным базисом, т. е. базисом,относительно которого отсчитывается абсолютное ускорение. Оси инерции (или осиформы) космического аппарата не совпадают с инерциальным базисом, а вращаютсяотносительно него в зависимости от направления вектора скорости центра масскосмического аппарата и угла атаки. Следовательно, для управления с помощьюизмерения кажущихся ускорений или, как его называют, инерциального управлениянеобходимо либо совмещать оси измерительной системы с инерциальным координатнымбазисом независимо от движения аппарата, либо в каждый момент времени знатьвзаимное расположение осей измерительной системы и инерциального базиса. Впоследнем случае составляющие вектора кажущегося ускорения и оси измерительнойсистемы должны быть перепроектированы на оси инерциального координатного базиса[11].

Наиболее выгодным расположением измерительнойсистемы для второго из названных выше вариантов инерциального управленияявляется совмещение ее осей с осями формы аппарата [1, 3, 5, 11].

Таким образом, техническая реализация методаинерциального управления возможна в двух вариантах. Первый — это созданиеустройств, которые не вращаются вместе с аппаратом и, сохраняя свое положениеотносительно инерциального базиса, служат опорой для измерительной системы [1].Второй вариант — создание устройств, которые обеспечивают в течение полетавычисление параметров, определяющих углы между осями измерительной системы иинерциального базиса, а также проектирование измеряемых компонент ускорения наоси этого базиса [1].

Первый вариант привел к появлению приборов, физическимоделирующих инерциальный базис на борту космического аппарата, —гиростабилизированных платформ, второй — к созданию бесплатформенных систем.

По мере развития платформенных систем проявилась ихограниченность в некоторых аспектах использования и в перспективе дальнейшегосовершенствования. Стали заметными такие их недостатки, как чувствительность кбольшим перегрузкам и углам вращения летательного аппарата, что характерно длякосмических полетов [12].

БИС, как и любая инерциальная система управления летательнымаппаратом, состоит из двух подсистем [12, 13, 14], которые, в свою очередь,именуются навигационной системой и системой стабилизации [12]. Задачанавигационной системы — определить начальное положение летательного аппарата ипрограмму полета (курс, высоту, скорость, угол тангажа) [12, 14]. Задачасистемы стабилизации — обеспечить управление рулями и тягой таким образом,чтобы выполнить задаваемую программу полета с требуемой точностью [1, 15].Проводя аналогию с неавтоматической системой управления можно сказать, чтонавигационная система выполняет функции штурмана, а система стабилизации —функции летчика. При автоматизации функций летчика прежде всего оносвобождается от задачи демпфирования колебаний аппарата, возникающих приизменении программы полета и действии внешних возмущений [10].

Задачей теории полностью автоматизированной системыстабилизации — является обоснование выбора законов управления [3, 10, 16], т.е. соотношений, связывающих разность между измеренными текущими и программнымизначениями параметров движения летательного аппарата с командами на органыуправления. Законы управления в современных системах стабилизации летательныхаппаратов, помимо обеспечения точности, устойчивости и определенного характерапереходного процесса в системе, должны оптимизировать определенные критерии. Поэтомуэти законы все чаще становятся не только неголономными, но и нелинейными [1, 3,4, 9, 17].

В платформенных системах физически реализуются углы междуосями инерциального базиса и осями измерительной системы. Эти углынепосредственно и являются параметрами управления. т. е. функциями, служащимиосновой для получения команды на рули после преобразований в соответствии сзаконом управления [9, 12]. В бесплатформенной системе стабилизации связь междуинерциальным и измерительным базисами выражается в процессе вычислений черезпараметры, которые не могут непосредственно служить параметрами управления,поэтому теория бесплатформенных систем стабилизации содержит методы полученияпараметров управления как функций вычисляемых параметров связи [12].

Специфика бесплатформенной системы стабилизациив отношении математического описания объекта стабилизации состоит в том, чтоуравнения движения космического аппарата должны быть записаны через измеряемыедатчиками параметры и через параметры связи. Это упрощает замыкание системуравнений стабилизации [9, 12, 16, 17]. И еще одна особенность теориибесплатформенных систем стабилизации — необходимость разработки методов синтезаалгоритмов, обеспечивающих вычисление параметров связи в реальном времени, атакже анализа системы ошибок, сопровождающих эти вычисления [18, 19, 20].

Широкое развитие и применение гироскопических систем иприборов ориентации и навигации летательных аппаратов [1, 3, 15, 21], судов,подводных лодок и других подвижных объектов обязано свойству их автономности,которое заключается в том, что приборы и системы, основанные на применениигироскопов, в отличие от радиолокационных и оптических систем ориентации инавигации, определяют положение подвижных объектов без каких-либо физическихсвязей с Землей, не защищенных от внешних искусственных воздействий, создающихпомехи в работе этих систем или приводящих к полному нарушению их работоспособности[3, 21].

В бесплатформенных (бескарданных) системах ориентации чувствительнымиэлементами являются гироскопическиедатчики первичной информации, измеряющие углы или угловые скорости поворота КАи линейные ускорения (акселерометры). Эти датчики устанавливаютсянепосредственно на борту КА и работают совместно с цифровой вычислительноймашиной, непрерывно производя расчет углов курса, крена и тангажа или иныхпараметров, определяющих ориентацию КА относительно базовой системы координат[1, 9, 21].

Бесплатформенныесистемы характеризуются жестким закреплением чувствительных элементов(гироскопов, акселерометров) на борту КА [1, 9]. Таким образом, принциппостроения бесплатформенной систе

еще рефераты

Еще работы по космонавтике

Реферат по космонавтике

Анализ устойчивости и поддержание орбитальной структуры космической системы связи

29 Августа 2013

Реферат по космонавтике

Космический мусор – угроза безопасности космических полетов

29 Августа 2013

Реферат по космонавтике

Испытание и обеспечение надёжности ДЛА

29 Августа 2013

Реферат по космонавтике

Конструирование ДЛА РДТТ

29 Августа 2013