На бирже курсовых и дипломных проектов можно найти образцы готовых работ или получить помощь в написании уникальных курсовых работ, дипломов, лабораторных работ, контрольных работ, диссертаций, рефератов. Так же вы мажете самостоятельно повысить уникальность своей работы для прохождения проверки на плагиат всего за несколько минут.

ЛИЧНЫЙ КАБИНЕТ 

 

Здравствуйте гость!

 

Логин:

Пароль:

 

Запомнить

 

 

Забыли пароль? Регистрация

Повышение уникальности

Предлагаем нашим посетителям воспользоваться бесплатным программным обеспечением «StudentHelp», которое позволит вам всего за несколько минут, выполнить повышение уникальности любого файла в формате MS Word. После такого повышения уникальности, ваша работа легко пройдете проверку в системах антиплагиат вуз, antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru. Программа «StudentHelp» работает по уникальной технологии и при повышении уникальности не вставляет в текст скрытых символов, и даже если препод скопирует текст в блокнот – не увидит ни каких отличий от текста в Word файле.

Результат поиска


Наименование:


Диплом Системи керування орєнтацєю супутника

Информация:

Тип работы: Диплом. Добавлен: 5.6.2013. Сдан: 2012. Страниц: 125. Уникальность по antiplagiat.ru: < 30%

Описание (план):


Вступ

Стрімкий розвиток космонавтики, успіхи у вивченні і дослідженні навколоземного і міжпланетного космічного простору у величезній мірі розширили наші уявлення про Сонце та Місяць, про Марс, Венеру та інші планети. Дуже результативним виявилося вивчення верхніх шарів атмосфери, іоносфери, магнітосфери. Разом з тим виявилася вельми висока ефективність використання навколоземного космосу та космічної техніки в інтересах багатьох наук про Землю.
Використання штучних супутників Землі для звязку і телебачення, оперативного та довгострокового прогнозування погоди і гідрометеорологічної обстановки, для навігації на морських шляхах і авіаційних трасах, для високоточної геодезії, вивчення природних ресурсів Землі та контролю довкілля стає все більш звичним.
У найближчій і в більш віддаленій перспективі різнобічне використання космосу і космічної техніки, в різних галузях господарства значно зросте. Для нашої епохи характерний величезне зростання інформації у всіх сферах діяльності людини. Крім прогресуючого розвитку традиційних засобів передачі інформації-телефонії, телеграфії, радіомовлення, виникла потреба у створенні нових її видів - телебачення, обміну даними в автоматичних системах управління і ЕОМ, передачі матриць для друкування газет.
Традиційні засоби звязку щодо їх видів, обсягу, дальності, оперативності та надійності передачі інформації будуть безперервно вдосконалюватися. Однак подальший розвиток їх зустрічає чималі труднощі як технічного, так і економічного характеру. Уже тепер ясно, що вимоги, що предявляються до пропускної спроможності, якості, надійності каналів далекого звязку, не можуть бути повністю задоволені наземними засобами дротового і радіозвязку.
Спорудження далеких наземних і підводних кабельних ліній займає багато часу. Вони складні й дорого коштують не тільки в будівництві, але і в експлуатації, і щодо подальшого розвитку. Звичайні кабельні лінії мають до того ж порівняно малу пропускну здатність. Кращі перспективи мають широкосмугові концентричні кабелі, проте і вони мають ряд недоліків, що обмежують їх застосування.
Значно більшою пропускною здатністю, дальністю дії, можливістю перебудови для різних видів звязку розпорядженні радіо. Але й радіолінії володіють певними недоліками, що утрудняють у багатьох випадках їх застосування.
Зверх довжино хвильові системи радіозвязку через обмеженість діапазону застосовуються зазвичай лише для потреб транспорту, авіанавігації і для спеціальних видів звязку.
Довгохвильові радіолінії через обмежену пропускну здатність і порівняно малого діапазону дії використовуються головним чином для місцевої радіозвязку і радіомовлення.
Короткохвильові радіолінії володіють достатньою дальністю дії і широко застосовуються в багатьох видах звязку різного призначення.
Нові шляхи подолання властивих дальнього радіозвязку недоліків відкрили запуски штучних супутників Землі.
Практика підтвердила, що використання ШСЗ для звязку, особливо для далекої міжнародної та міжконтинентальної, для телебачення і телекерування, при передачі великих обсягів інформації, дозволяє усунути багато труднощі. Ось чому супутникові системи звязку в короткий термін отримали небувало швидке, широке і різнобічне застосування.
1. 1 Системотехнічне проектування

Розробка структурної схеми СКОС на основі двигунів маховиків і електромагнітів

Для орієнтації та стабілізації штучних супутників Землі широко використовуються гравітаційні і гравітаційно-магнітні системи. Деякі з цих систем у вигляді гантелі, складаються з основного тіла і висунутої з нього штанги з допоміжним тілом на кінці. У результаті взаємодії такого супутника з гравітаційним полем Землі до нього буде прикладатися гравітаційний відновлювальний момент, який прагне поєднати поздовжню вісь апарату (вісь найменшого моменту інерції) з радіусом-вектором, спрямованим до центру Землі. Однак у гантелеподібного апарату гравітаційний момент навколо місцевої вертикалі відсутня, і тому він буде обертатися навколо своєї поздовжньої осі. У деяких проектах, щоб позбутися від цього обертання, пропонується використовувати вертістатний варіант виконання системи гравітаційної стабілізації.
Отже, у гантелеподібного апарату за рахунок гравітаційного відновлюваного моменту забезпечується стабілізація по крену і тангажу (за курсом стабілізація відсутня). Відомо, що у обертового супутника, якщо він закручений щодо осі найбільшого моменту інерції і якщо вісь обертання перпендикулярна площині орбіти, за рахунок гіроскопічного ефекту є стабілізація по курсу і крену, але відсутня стабілізація по тангажу. Отже, спосіб стабілізації обертанням і гравітаційний спосіб стабілізації мають властиві їм окремо недостати, які можна усунути, якщо створити комбіновану систему, що обєднує ці два способи стабілізації.
Ми використовуємо одну з можливих схем такий комбінованої системи пасивної триосьової стабілізації штучного супутника з використанням одночасно трьох принципів: гіроскопічного, обумовленого наявністю обертового маховика на кінці штанги, принципу стабілізації з допомогою відновлюють гравітаційно-градієнтних моментів та за допомогою магнітних моментів. У робочому положенні система зображена на рис. 1.1.



Рис. 1.1 Комбінована система трьохосної стабілізації

Система являє собою супутник у вигляді гантелі, що складається з двох тіл: основного тіла 1 (в я кому містяться 3 електромагніти по осям крену, рискання та танкгажу) і допоміжного - обертового маховика 2, які зєднані жорсткою звязком у вигляді штанги 3. Маховик, розташований на кінці штанги, обертається в опорах 4. В якості опор можуть бути обрані спеціальні підшипники, які успішно працюють в космосі. Можливі й інші варіанти конструктивного виконання системи
З метою збільшення гравітаційного відновлюючого моменту штангу слід виконувати якомога більшої довжини. Однак при цьому виникають складнощі, повязані з технологією виготовлення довгої тонкою штанги і з явищем термічного вигину штанги від нерівномірного теплового нагрівання сонячними променями. Всі ці фактори істотно зменшують і без того низьку точність орієнтації супутника за допомогою гравітаційних систем. Тому прагнуть обмежити довжину штанги, збільшивши на кінці масу допоміжного тіла. Для того щоб підвищити ефект від допоміжного тіла, разом з маховиком рекомендується встановлювати магнітний заспокоювач з 3 електромагнітів, стабілізуючий енергію апарату. Таким чином, допоміжне тіло включає в себе маховик, а супутник містить 3 електромагніти.

Рис. 1.2 Попереднє заспокоєння, орієнтація і розведення
Основного і допоміжного тіла

На рис. 1.2 показаний один з можливих варіантів процесу попереднього заспокоєння, орієнтації та розведення допоміжного і основного тіла. При виведенні супутника на орбіту штанга знаходиться в складеному стані (рис. 1.2, а). Основне і допоміжне тіла розташовані разом як єдине ціле, всі вузли зчленувань і обертання зложені.
Після виведення на орбіту і відділення обєкта від ракети-носія вмикається магнітна система попереднього заспокоєння, яка знижує початкові кутові швидкості, отримані в процесі відділення, до необхідних величин і орієнтує обєкт по відношенню до планети (рис. 1.2, б ) таким чином, щоб допоміжне тіло знаходилося вгорі, а основне.
Слідом за цим маховик розкручується до необхідної швидкості і при працюючих електромагнітах відводиться від основного тіла вздовж місцевої вертикалі за допомогою штанги на певну відстань. Потім починають всі опори обертання, і з цього моменту система знаходиться на орбіті в робочому положенні (рис. 1.2, в).
У процесі руху супутника по орбіті поздовжня вісь системи, проходячи через центри тяжкості основного і допоміжного тіл, під впливом гравітаційних моментів відстежує місцеву вертикаль, тим самим стабілізуючи супутник по кутах крену і тангажа. З міркувань стійкості руху системи маховик, що обертається з досить великою швидкістю, має найбільший момент інерції відносно осі обертання, яка перпендикулярна площині орбіти. Незважаючи на дію збуджуючих моментів, вісь обертання маховика протягом усього часу руху системи буде досить точно спрямована перпендикулярно площині орбіти, задаючи тим самим супутнику потрібному напрямку по курейсу і крену. Отже, дана система відрізняється від раніше відомих систем гравітаційної стабілізації тим, що з метою забезпечення ефективної стабілізації супутника по курсу і крену а також для програмних поворотів, допоміжне тіло на кінці штанги містить електромагніти та маховик який обертається.
Таким чином наша схема буде виглядати я к показано на рис 1.3

Рис. 1. 3 Структурна схема СКОС

Склад СКОС:
- підсистема визначення та управління орієнтацією;
- вимірювач кутової швидкості по осі крену;
- вимірювач кутової швидкості по осі рискання;
- вимірювач кутової швидкості по осі тангажу;
- магнітометр;
- сонячний датчик;
- двигун маховик по осі тангажу;
- електромагніт по осі крену;
- електромагніт по осі рискання;
- електромагніт по осі тангажу.

Підсистема визначення та управління орієнтацією містить в собі задану програму, яка містить в собі данні про положення супутнику з датчиків і про їх корегування за допомогою керуючих органів в разі відхилення від траєкторії.
За допомогою вимірювача кутової швидкості буде вимірюватись швидкість переміщення супутника у просторі по трьом осям
Сонячний датчик визначає положення супутника відносно сонця для більш точного визначення координат супутника, та для повороту сонячних батарей на більш кращий кут, для максимальної ефективності заряду акумуляторів.
Для визначення кутів повороту супутника у просторі використовується магнітометр, він у заданий момент часу вимірює магнітне поле у трьох координатах та відсилає ці данні у підсистему визначення та управління орієнтацією.
Двигун маховик по осі тангажу постійно розкручений та виконує функцію стабілізації супутника
Електромагніти виконують функції магнітної стабілізації супутника у просторі при відділенні супутника від ракета-носія та в подальшому існуванні супутника, виконують програмні повороти супутника для змінення траєкторії польоту та при зйомці.

1.2 Магнітна система стабілізації супутника

У результаті взаємодії магнітних полів планети і апарату виникає зовнішній момент, який використовується для управління кутовим станом супутника. Можуть бути застосовані як активні, так і пасивні системи управління. В активних системах виконавчими елементами є електромагніти, а в пасивних - постійні магніти.
Пасивна стабілізація КА по вектору напруженості магнітного поля планети виявляється вельми бажаною для проведення цілого ряду наукових експериментів. При пасивному способі управління постійний магніт жорстко кріпиться до корпусу супутника по осі симетрії. Штучний супутник з пасивною магнітною стабілізацією завжди орієнтується уздовж силових ліній магнітного поля так, що його магнітний диполь узгоджується з місцевим напрямком магнітних силових ліній планети.
Зі збільшенням відстані від поверхні Землі її магнітне поле сильно слабшає рис. 1.4 (пропорційно кубу відстані від центру Землі).


Рис. 1.4 Орієнтація супутника по магнітним силовим лініям

У першому наближенні воно може бути досить точно апроксимовано магнітним полем диполя, вісь якого проходить через центр Землі і відхилена від її осі обертання до площини земного екватора на невеликій постійний кут. При отриманні якісних оцінок можна допустити, що вісь диполя і вісь обертання Землі практично збігаються,припущення є досить точним для розгляду пасивної магнітної системи стабілізації супутника.
Силові лінії такого диполя мають еліптичну форму, якщо вісь Землі лежить в площині орбіти , то супутник, відстежуючи напрям силових ліній магнітного поля, здійснює за один виток два повних обороту навколо своєї осі.

Рис. 1.5 Петля гістерезіса магнітних стрижнів

Момент, що виникає за рахунок взаємодії магнітного поля Землі і магнітного стержня мающего магнітний дипольний момент , визначається рівнянням:

де - напруженість магнітного поля Землі.
Модуль вектора моменту дорівнює:

де - кут між віссю магнітного стержня і вектором магнітного поля Землі. Магнітний дипольний момент феромагнітного стержня дорівнює добутку індукції В і обсягу стрижня:

Якщо стержень є постійним магнітом, то його індукція приблизно дорівнює постійній величині В0 і виникає від взаємодії постійного магніту й магнітного поля Землі момент дорівнює:

Цей момент використовується в якості відновлюючого для пасивної стабілізації положення супутника. Постійний магніт прагне поєднати свою вісь з місцевим напрямком напруженості магнітного поля Землі.
При відстеження віссю симетрії супутника вектора напруженості магнітного поля Землі кутова швидкість руху не залишається постійною. Тому, якщо потрібно орієнтувати супутник точно уздовж силових ліній і мати задовільні перехідні процеси, то у випадку нерівномірності руху вектора напруженості магнітного поля Землі необхідно пасивну магнітну систему стабілізації розраховувати з урахуванням не тільки моментів, що виникають через відхилення від силових ліній, але і моментів, які залежать від похідних відхилення, тобто демпфуючих моментів. Останній факт набуває дуже важливе значення, так як супутники практично не мають природного демпфування. Демпфування може бути отримано шляхом використання гісторезисних втрат енергії в спеціальних феромагнітних стержнях.
У пасивних магнітних системах стабілізації демпфірування кутових коливань супутника здійснюється головним чином за рахунок використання гістерезисного перемагнічування в стержнях із спеціальних магнітних матеріалів з високою магнітною проникністю. Їх дія заснована на тому, що коливання супутника зменшуються в результаті втрат енергії на гістерезис. Втрати енергії пропорційні площі, розташованої всередині замкнутої гістерезисна кривої намагнічування

Так як гістерезисна характеристика неоднозначна, то важко записати аналітичний вираз для точної тимчасової залежності демпфованих коливань. Наявність гістерезисного демпфування в поєднанні з демпфуванням, обумовленим вихровими струмами, було підтверджено випробуваннями на ряді штучних супутниках Землі.
Гістерезисні втрати енергії максимальні, якщо намагнічує сила приймає як позитивні, так і негативні найбільші значення. Тому демпфірування коливань буде найбільш ефективним, якщо стрижень з високою магнітною проникністю орієнтований перпендикулярно до силових лініях, що означає також його перпендикулярність до осі постійного магніту.
Енергія гістерезисних втрат залежить від величини максимуму напруженості поля, матеріалу, геометричних розмірів стрижнів, розташування їх відносно один одного, магнітної проникності стрижнів і, нарешті, від магнітних полів, що створюються різною апаратурою всередині супутника. Стрижні повинні бути розташовані таким чином, щоб виникали високі гістерезисні втрати, максимально можливі при русі в геомагнітному полі. З іншого боку, вони повинні створювати мінімум магнітних збурень всередині супутника. У ряді робіт дані результат теоретичних та експериментальних досліджень, що дозволяють отримувати конструкції, що відповідають перерахованим вище вимогам, наводяться аналітичні залежності, за допомогою яких можна розрахувати основні параметри стрижнів з необхідною магнітної проникливістю.
Як приклад розглянемо пасивну магнітну систему стабілізації, яка була встановлена на супутниках ФРН. Магнітна система керування положенням супутника складається з двох сильних постійних магнітів і магнітопроникаємих решіток з демпфуючих стрижнів, розташованих в екваторіальній площині супутника, перпендікулярної осі постійних магнітів.

Рис. 1.6 Система магнітної стабілізації супутника ФРН

У польоті постійні магніти 1 орієнтуються уздовж силових ліній геомагнітного поля, а магнітопроникаємі стрижні 2 демпфірують коливання супутника за рахунок гістерезисних втрат.
Незаперечною перевагою пасивних магнітних систем є їх конструктивна простота і висока надійність через відсутність будь-яких рухомих частин. До їх негативних якостей слід віднести невисоку точність, великий час входу в робочий режим і велику масу постійних магнітів і магнітопроникаємих стрижнів.


1.3 Аналіз систем управління орієнтацією на базі безплатформної інерційної навігаційної системи (БІНС)

Управління космічним апаратом за допомогою будь якої інерційної системи, у тому числі і безплатформній, може розглядатись як взаємодія двох процесів: рішення навігаційної задачі і розвязання задачі стабілізації. Перше завдання поля лягає у визначенні необхідної траєкторії літального апарату і в обчисленні фактичної траєкторії, друга - в управлінні апаратом для підтримки необхідного курсу з заданою точністю.
Інерція є найбільш універсальним фактором, дозволяє створити прилади для реєстрації зміни швидкості тіл у просторі. Такі прилади називаються акселерометрами або датчиками прискорень. Акселерометр вимірює проекцію на свою вісь чутливості прискорення тієї точки космічного апараті, де він встановлений. Акселерометр реагує тільки на сили, які прикладаються за посередництвом космічного апарату. Якщо одна зі складових загальної сили, визначальною прискорений рух апарату, обумовлена дією тяжіння, то відповідна їй складова прискорення не може бути виміряна акселерометром. Сили ж тяжіння діють однаково як на прилад, так і на апарат і тому при відсутності інших сил з допомогою акселерометра не можуть бути виявлені.
Таким чином, при русі космічного апарату в поле тяжіння вимірюваний акселерометром прискорення відрізняється від дійсного, і тому отримало назву уявного прискорення. Вимірювання уявного прискорення дозволяє визначити справжній стан космічного апарату щодо центру тяжіння з допомогою інтегрування навігаційного рівняння
Для управління необхідно знати три ортогональних складових вектора, т. е. мати три датчика, встановлених в центрі маси космічного апарату, з трьома взаємно перпендикулярними осями чутливості. Ці осі чутливості повинні бути орієнтовані на ті осях координат, в яких заданий вектор. Отже, для управління за допомогою вимірювання здаються прискорень або, як його називають, інерційного управління необхідно або поєднувати осі вимірювальної системи з інерційним координатним базисом незалежно від руху апарату, або в кожний момент часу знати взаємне розташування осей вимірювальної системи і інерційного базису. В останньому випадку складові вектора уявного прискорення і осі вимірювальної системи повинні бути перепроектовані на осі інерційного координатного базису.
Найбільш вигідним розташуванням вимірювальної системи для другого з названих вище варіантів інерційного управління є суміщення її осей з осями форми апарату.
Таким чином, технічна реалізація методу інерційного управління можлива у двох варіантах. Перший - це створення пристроїв, які не обертаються разом з апаратом і, зберігаючи своє положення щодо інерційного базису, служать опорою для вимірювальної системи.
Другий варіант - створення пристроїв, які забезпечують протягом польоту обчислення параметрів, що визначають кути між осями вимірювальної системи і інерційного базису, а також проектування вимірює компонент прискорення на осі цього базису.
Перший варіант призвів до появи приладів, фізично моделюючих інерційних базис на борту космічного апарату, - гіростабілізований платформ, другий - до створення безплатформних систем.
У міру розвитку платформних систем проявилася їх обмеженість в деяких аспектах використання і в перспективі подальшого вдосконалення. Стали помітними такі їх недоліки, як чутливість до великих перевантажень і кутках обертання літального апарату, що характерно для космічних польотів.
БІС, як і будь-яка інерційна система управління літальним апаратом, складається з двох підсистем, які, в свою чергу, іменуються навігаційною системою і системою стабілізації . Завдання навігаційної системи - визначити початкове положення літального апарату і програму польоту (курс, висоту, швидкість, кут тангажу). Завдання системи стабілізації - забезпечити управління рулями і тягою таким чином, щоб виконати задану програму польоту з необхідною точністю. Проводячи аналогію з не автоматичною системою управління можна сказати, що навігаційна система виконує функції штурмана, а система стабілізації - функції льотчика. При автоматизації функцій льотчика насамперед він звільняється від завдання демпфірування коливань апарату, що виникають при зміні програми польоту і дії зовнішніх збурень.
Завданням теорії повністю автономну систему стабілізації - є обґрунтування вибору законів управління, тобто співвідношень, що повязують різність між виміряними поточними та програмними значеннями параметрів руху літального апарату з командами на органи управління.
Закони управління в сучасних системах стабілізації літальних апаратів, крім забезпечення точності, стійкості та певного характеру перехідного процесу в системі, повинні оптимізувати певні критерії. В платформних системах фізично реалізуються кути між осями інерційного базису і осями вимірювальної системи. Ці кути безпосередньо і є параметрами управління. т. е. функціями, службовцями основою для отримання команди на рулі після перетворень у відповідності до закону управління. В безплатформній системі стабілізації звязок між інерційним і вимірювальним базисами виражається в процесі обчислень через параметри, які не можуть безпосередньо служити параметрами управління, тому теорія безплатформних систем стабілізації містить методи отримання параметрів управління як функцій обчислюваних параметрів звязку.
Специфіка безплатформної системи стабілізації щодо математичного опису обєкєкта стабілізації полягає в тому, що рівняння руху космічного апарату повинні бути записані через вимірювані датчиком параметра і через параметри звязку. Це спрощує систему рівнянь стабілізації, ще одна особливість теорії безплатформних систем стабілізації - необхідність розробки методів синтезу алгоритмів, які забезпечують обчислення параметрів звязку в реальному часі, а також аналізу системи помилок, що супроводжують ці обчислення.
Широкий розвиток і застосування гіроскопічних систем та приладів орієнтації і навігації літальних апаратів, судів, підводних човнів та інших рухомих обєктів зобовязане властивості їх автономності, яке полягає в тому, що прилади і системи, засновані на застосуванні гіроскопів , на відміну від радіолокаційних і оптичних систем орієнтації і навігації, визначають положення рухливих обєктів без будь-яких фізичних звязків із Землею, не захищених від зовнішніх штучних впливів, що створюють перешкоди в роботі цих систем або призводять до повного порушення їх працездатності.
В безплатформних системах орієнтації чутливими елементами є гіроскопічні датчики первинної інформації, що вимірюють кути чи кутові швидкості повороту КА і лінійні прискорення (акселерометри). Ці датчики встановлюються безпосередньо на борту КА і працюють спільно з цифровою обчислювальною машиною, безупинно виробляючи розрахунок кутів курсу, крену і тангажа чи інших параметрів, що визначають орієнтацію КА щодо базової системи координат.
Безплатформні системи характеризуються жорстким закріпленням чутливих елементів (гіроскопів, акселерометрів) на борту КА. Таким чином, принцип побудови безплатформної системи орієнтації (БСО) полягає в аналітичному побудові розрахункової системи координат на основі інформації первинних датчиків. Математичні розрахунки проводяться при цьому в процесі руху на бортовий ЦВМ і спеціальних обчислювачах. Наявність блоку гіроскопів в типовою схемою БСО повязане з вирішенням завдання орієнтації.
Можливість побудови реальних конструкцій і схем БСО обумовлена сучасним рівнем розвитку цифрової обчислювальної техніки. БСО притаманні такі відмітні ознаки:
- відсутність помилок, повязаних з похибками стабілізації власне платформи;
- відсутність ефекту складання рамок і, як наслідок, відсутність обмежень на кутові маневри КА;
- спрощення механічної частини, зменшення габаритів, маси і енергоємності системи за рахунок відсутності карданова підвісу;
- потенційне підвищення надійності за рахунок резервування.
Проте в таких схемах більшою мірою позначаються похибки, повязані з чутливими елементами, оскільки вони працюють в більш жорстких умовах порівняно з такими ж елементами в платформних системах.
Коефіцієнти моделей помилок визначаються конструктивними або геометричними характеристиками чутливих елементів, зокрема, датчиків. Величина похибок датчиків первинної інформації залежить від самого характеру лінійного і кутового руху КА, а при фіксованому характері руху КА модель помилок для безплатформної системи містить або вимагає врахування більшого числа членів в порівнянні з моделлю помилок датчика платформної системи. У той же час наявність обчислювача вносить додаткові похибки, повязані з обчисленнями. Особливістю розвязуваної задачі є накопичення в результаті інтегрування помилок вихідних........




Перейти к полному тексту работы


Скачать работу с онлайн повышением уникальности до 90% по antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru


Смотреть похожие работы


* Примечание. Уникальность работы указана на дату публикации, текущее значение может отличаться от указанного.