Устройство соединения двух вращающихся валов, в частности, в газотурбинном двигателе, и газотурбинный двигатель



Устройство соединения двух вращающихся валов, в частности, в газотурбинном двигателе, и газотурбинный двигатель
Устройство соединения двух вращающихся валов, в частности, в газотурбинном двигателе, и газотурбинный двигатель
Устройство соединения двух вращающихся валов, в частности, в газотурбинном двигателе, и газотурбинный двигатель
Устройство соединения двух вращающихся валов, в частности, в газотурбинном двигателе, и газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2474709:

СНЕКМА (FR)

Устройство соединения двух валов включает ведущий и ведомый валы, причем конец ведущего вала содержит прямолинейные шлицы и заходит в охватывающую часть ведомого вала, содержащего прямолинейные шлицы, соответствующие шлицам ведущего вала. Шлицевая зона ведомого вала содержит вблизи одного из своих осевых концов цилиндрическую часть, обладающую большей гибкостью при кручении, чем гибкость при кручении оставшейся части шлицевой зоны. Цилиндрическая часть, обладающая большей гибкостью при кручении, не содержит шлицов или содержит шлицы, которые подвергают механической обработке с тем, чтобы устранить любой контакт со шлицами ведущего вала при передаче крутящего момента. Длина цилиндрической части, обладающая большей гибкостью при кручении, составляет порядка 15-30% от общей длины части ведомого вала, содержащей шлицы. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, например авиационному турбореактивному или турбовинтовому двигателю, содержащему компрессор, вал которого приводится во вращение валом турбины, причем вал компрессора и вал турбины соединены при помощи указанного выше устройства соединения двух валов. Изобретение позволяет повысить срок службы валов. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Объектом настоящего изобретение является устройство соединения двух вращающихся валов, в частности, в газотурбинном двигателе между валом турбины и валом компрессора газотурбинного двигателя.

В газотурбинном двигателе, таком как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, вал турбины низкого давления вращает вал компрессора низкого давления, при этом оба этих вала соединены во вращении системой прямолинейных шлицов, выполненных, например, на наружной цилиндрической поверхности вала турбины и заходящих в соответствующие прямолинейные шлицы вала компрессора.

Во время работы шлицы обоих валов упруго деформируются кручением, при этом отмечается, что максимальные напряжения возникают на продольных концах шлицов охватываемого вала, который является валом турбины, и эта концентрация напряжений приводит с сокращению срока службы вала.

Задачей настоящего изобретения является, в частности, простое, эффективное и экономичное решение этой проблемы.

Для решения поставленной задачи предлагается устройство соединения двух вращающихся валов, из которых один является ведущим, а другой ведомым, при этом конец ведущего вала содержит прямолинейные шлицы и заходит в охватывающую часть ведомого вала, содержащего прямолинейные шлицы, соответствующие шлицам ведущего вала, отличающееся тем, что шлицевая зона ведомого вала содержит, по меньшей мере, одну цилиндрическую часть, обладающую большей гибкостью при кручении и находящуюся вблизи продольного конца шлицевой зоны.

В предлагаемом соединительном устройстве наибольшая гибкость при кручении части ведомого вала, соседствующей с концом шлицов ведущего вала, позволяет снизить максимальные напряжения, прикладываемые к этому концу во время работы, причем данное снижение может составлять примерно 30% и позволяет существенно увеличить срок службы ведущего вала.

Целесообразно, чтобы цилиндрическая часть или каждая цилиндрическая часть ведомого вала (и/или соответствующая часть ведущего вала), более гибкая при кручении, не содержала шлицов.

Таким образом, ведомый вал (и/или ведущий вал) содержит две шлицевые части, отделенные друг от друга в продольном направлении более гибкой при кручении частью, что позволяет снизить напряжения, действующие на шлицы концевой шлицевой части этого вала, за счет увеличения напряжений, действующих на концы шлицов другой шлицевой части этого вала.

Иначе говоря, если ведущий и ведомый валы содержат две шлицевые части, отделенные друг от друга в продольном направлении, максимальные напряжения распределяются на концы шлицевых частей и являются менее значительными, чем в случае, когда валы содержат только одну шлицевую часть.

Предпочтительно, чтобы шлицевая зона ведомого вала содержала, по меньшей мере, две цилиндрические части, обладающие большей гибкостью при кручении, а указанные две цилиндрические части были бы отделены друг от друга.

Если каждый из валов содержит три шлицевые части, отделенные друг от друга в продольном направлении, максимальные напряжения, действующие на шлицы во время работы, распределяются на концы трех шлицевых частей и являются еще менее значительными.

Предпочтительно, чтобы более гибкую при кручении цилиндрическую часть или каждую цилиндрическую часть ведомого вала и/или соответствующую цилиндрическую часть ведущего вала подвергали механической обработке, для устранения любого контакта между ними при передаче крутящего момента.

Гибкость при кручении ведомого вала можно увеличить в вышеуказанной цилиндрической части или каждой цилиндрической части за счет уменьшения ее толщины и/или ее диаметра, и/или путем механической обработки, например путем сверления.

Длина более гибкой при кручении цилиндрической части или каждой цилиндрической части составляет примерно 15-30% от общей длины части ведомого вала, содержащей шлицы.

Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащий компрессор, вал которого приводится во вращение валом турбины, отличающийся тем, что вал компрессора и вал турбины соединены между собой при помощи описанного выше устройства.

Предпочтительно, чтобы вышеуказанные более гибкие части ведомого и ведущего валов находились вблизи заднего и переднего концов шлицевых зон валов.

Настоящее изобретение, его другие отличительные признаки, детали и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые фигуры чертежей, в числе которых:

Фиг.1 изображает схематичный вид в осевом разрезе устройства соединения из предшествующего уровня техники между валом турбины и валом компрессора газотурбинного двигателя.

Фиг.2 - схематичный вид в осевом разрезе устройства соединения в соответствии с настоящим изобретением между валом турбины и валом компрессора газотурбинного двигателя.

Фиг.3 - схематичный увеличенный вид в осевом разрезе вала компрессора, показанного на фиг.2.

Фиг.4 - схематичный вид, аналогичный фиг.3, варианта осуществления настоящего изобретения.

На фиг.1 схематично показаны вал 10 турбины низкого давления и вал 12 компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, при этом вал 10 турбины вращает вал 12 компрессора вокруг продольной оси 14 газотурбинного двигателя при помощи устройства шлицевого соединения из предшествующего уровня техники.

Передний конец 16 вала 10 турбины образует охватываемую цилиндрическую часть, которая заходит в охватывающий цилиндрический канал 18 вала 12 компрессора и которая на наружной цилиндрической поверхности содержит множество прямолинейных шлицов 20 по существу прямоугольного или трапециевидного сечения, которые равномерно распределены вокруг оси 14 и взаимодействуют с соответствующими прямолинейными шлицами 22 внутренней цилиндрической поверхности канала 18 вала 12.

Вал 10 турбины приводится во вращение вокруг оси 14 за счет энергии, создаваемой горячими газами, выходящими из камеры сгорания газотурбинного двигателя и приводящими в движение колеса турбины низкого давления, закрепленными на заднем конце вала 10 турбины. В свою очередь, через шлицы 20, 22 этот вал 10 передает крутящий момент на вал 12 компрессора, на переднем конце которого установлен вентилятор газотурбинного двигателя.

Во время передачи крутящего момента шлицы 20, 22 валов 10, 12 упруго деформируются кручением вокруг оси 14, что создает большие напряжения на продольных концах шлицов 20 вала 10 турбины, в частности, на их задних продольных концах и что приводит к сокращению срока службы этого вала 10.

Изобретение позволяет решить эту проблему за счет калибровки гибкости при кручении, по меньшей мере, одной части шлицевой зоны вала 12 компрессора, при этом указанная часть находится вблизи заднего конца шлицевой зоны вала 10.

В примере, показанном на фиг.2 и 3, шлицевые зоны обоих валов имеют по существу одинаковую длину, и шлицевая зона вала 12 компрессора содержит цилиндрическую часть 26, не содержащую шлицов, которая расположена вблизи заднего конца шлицевой зоны вала 12 и которая обладает большей гибкостью при кручении, чем остальная часть этой шлицевой зоны. Таким образом, часть заднего конца шлицевой зоны вала 12 меньше сопротивляется усилиям кручения, создаваемым шлицевой зоной вала 10, что позволяет снизить напряжения, возникающие в задней концевой части шлицов вала 10, и увеличивает, таким образом, срок службы этого вала.

Цилиндрическая часть 26 вала 12 (ограниченная пунктирными линиями) расположена между двумя независимыми шлицевыми частями, передней шлицевой частью 28 и задней шлицевой частью 30.

Часть 32 вала турбины, находящаяся на одном уровне в радиальном направлении с частью 26 вала 12, тоже не содержит шлицов 22 и расположена между двумя независимыми шлицевыми частями, передней шлицевой частью 34 и задней шлицевой частью 36.

Гибкость при кручении части 26 вала 12 способствует распределению напряжений во время работы на передний и задний продольные концы двух шлицевых частей 34 и 36 вала 10. Таким образом, максимальные напряжения, действующие на шлицы, являются менее значительными, чем в случае, когда валы содержат только одну шлицевую часть.

Гибкость при кручении части 26 вала 12 калибруют путем изменения ее толщины е, ее наружного радиуса R и/или ее осевого размера L. Чем меньше толщина е или радиус R этой части 26, тем больше ее гибкость при кручении. Гибкость при кручении вала можно также увеличить путем механической обработки цилиндрической части 26 вала 12.

В примере, показанном на фиг.3, часть 26 вала 12 содержит два кольцевых ряда радиальных отверстий 40, равномерно выполненных вокруг оси 14 газотурбинного двигателя. На фиг.4 показан вариант осуществления настоящего изобретения, в котором часть 26 вала 12 содержит только один кольцевой ряд радиальных отверстий 40', причем эти отверстия 40' имеют диаметр, превышающий диаметр отверстий 40, показанных на фиг.2. Число, расположение и размеры этих отверстий 40, 40' определяют таким образом, чтобы точно калибровать гибкость этой части 26.

В данном случае цилиндрическая часть 26 вала имеет длину порядка 30 мм, а передняя и задняя шлицевые части имеют длину соответственно, порядка 100 мм и 10 мм.

Согласно еще одному варианту, не показанному на чертежах, часть 26 большей гибкости вала 12 и соответствующая цилиндрическая часть 32 вала 10 содержат шлицы, при этом, по меньшей мере, некоторые из этих шлицов подвергнуты механической обработке таким образом, чтобы устранить между ними любой контакт при передаче крутящего момента. Этот крутящий момент передается только через шлицы 20, 22, выполненные по обе стороны от цилиндрических частей 26 и 32. Шлицы 20, 22 валов могут иметь квадратное, прямоугольное или трапециевидное сечение.

Шлицевая зона вала 12 компрессора может содержать две и даже более двух цилиндрических частей 26 большей гибкости, причем эти части отделены друг от друга и могут быть выполнены вблизи переднего и заднего конца шлицевой зоны вала 12.

1. Устройство соединения двух вращающихся валов (10, 12), один из которых является ведущим, а другой ведомым, при этом конец ведущего вала (10) содержит прямолинейные шлицы (20) и заходит в охватывающую часть ведомого вала (12), содержащего прямолинейные шлицы (22), соответствующие шлицам ведущего вала, отличающееся тем, что шлицевая зона ведомого вала (12) содержит вблизи одного из своих осевых концов, по меньшей мере, одну цилиндрическую часть (26), обладающую большей гибкостью при кручении, чем гибкость при кручении оставшейся части шлицевой зоны, при этом упомянутая цилиндрическая часть не содержит шлицов или содержит шлицы, которые подвергают механической обработке с тем, чтобы устранить любой контакт со шлицами ведущего вала при передаче крутящего момента, причем длина упомянутой цилиндрической части составляет порядка 15-30% от общей длины части ведомого вала (12), содержащей шлицы.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что шлицевая зона ведомого вала (12) содержит, по меньшей мере, две цилиндрические части (26), обладающие большей гибкостью при кручении, при этом указанные две цилиндрические части отделены друг от друга.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в своей или своих цилиндрических частях (32), соответствующих более гибким цилиндрическим частям ведомого вала, ведущий вал (10) не содержит шлицов.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что гибкость при кручении ведомого вала (12) увеличивают в упомянутой цилиндрической части или каждой цилиндрической части за счет уменьшения ее толщины (е) и/или ее радиуса (R).

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что гибкость при кручении ведомого вала (12) увеличивают в упомянутой цилиндрической части или каждой цилиндрической части за счет механической обработки, например путем сверления.

6. Газотурбинный двигатель, например авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащий компрессор, вал (12) которого приводится во вращение валом (10) турбины, отличающийся тем, что вал компрессора и вал турбины соединены при помощи устройства по п.1.

7. Газотурбинный двигатель по п.6, отличающийся тем, что более гибкие цилиндрические части ведомого и ведущего валов находятся вблизи задних концов шлицевых зон валов.

8. Газотурбинный двигатель по п.6, отличающийся тем, что более гибкие цилиндрические части ведомого и ведущего валов находятся вблизи передних концов шлицевых зон валов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к общей области газотурбинных двигателей, турбина низкого давления которых содержит вал турбины, соединенный с цапфой вала компрессора. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с двухрядным винтовентилятором авиационного применения. .

Изобретение относится к способу сцепления приводного вала машины для превращения кинетической энергии в механическую с валом отбора мощности. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного и наземного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. .

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя (ГТД). .

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам легких и беспилотных летательных аппаратов, а именно к конструкции газогенераторов газотурбинных двигателей (ГТД)

Турбоблок // 2518919
Турбоблок газоперекачивающего агрегата (ГПА) или газотурбинной электростанции (ГТЭС) содержит газотурбинный двигатель (ГТД), кожух газотурбинного двигателя, компрессор (нагнетатель) с лабиринтными уплотнениями вала, трансмиссию, кожух трансмиссии с фланцами, расположенный между кожухом газотурбинного двигателя и компрессором. Кожух трансмиссии снабжен внутренней стенкой, образующей совместно с его наружной стенкой воздуховод, соединяющий полость кожуха газотурбинного двигателя с зоной перед лабиринтными уплотнениями компрессора через отверстия, выполненные во фланце кожуха трансмиссии, и отверстия, выполненные во внутренней стенке кожуха трансмиссии, соединенные с ним через радиальный канал, образованный скрепленными с внутренней стенкой кожуха перегородками. Использование предлагаемого изобретения позволяет повысить давление в зоне разрежения перед уплотнениями компрессора, что, в свою очередь, будет препятствовать проникновению масла и его паров из компрессора в полость кожуха ГТД и предотвратит возникновение аварийных ситуаций. 5 ил.

Механизм содержит пару воздушных винтов противоположного вращения, турбину привода, соединенный с ней вал, неподвижный кожух, служащий опорой турбине посредством вала и двух подшипников, а также трансмиссию и втулку. Трансмиссия содержит планетарную зубчатую передачу, включающую центральное планетарное зубчатое колесо, приводимое в движение турбиной, планетарное водило, оснащенное зубчатыми колесами-сателлитами, входящими в зацепление с планетарным зубчатым колесом, и внешний венец, входящий в зацепление с зубчатыми колесами-сателлитами. Планетарное водило приводит в движение один из воздушных винтов, а внешний венец - другой воздушный винт. Втулка соединена с турбиной и с планетарным зубчатым колесом для его привода и окружена валом, причем между втулкой и валом имеется зазор. Втулка выполнена более гибкой при изгибе, чем вал, так что она изгибается, когда к планетарному зубчатому колесу в радиальном направлении прикладываются неуравновешенные силы. Расстояние между одним из подшипников и планетарным зубчатым колесом меньше, чем расстояние между двумя подшипниками. Изобретение позволяет снизить механические напряжения в зубчатой передаче, а также повысить ее надежность. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является сохранение соосности роторов компрессора и турбины при их отсоединении во время нештатной ситуации. Указанный технический результат достигается тем, что между валом ротора компрессора низкого давления и валом турбины низкого давления установлен промежуточный вал, соединенный с ними в окружном направлении шлицевыми соединениями, а в осевом направлении стяжным болтом и стяжной трубой соответственно, причем стяжная труба зафиксирована в окружном направлении посредством шлицов контровочной трубой, фиксирующей в окружном направлении стяжной болт посредством шлицевого соединения и связанной с ротором компрессора низкого давления дополнительным шлицевым соединением, при этом между стяжным болтом и контровочной трубой, соосно последней, установлена пружина, кроме того, в статорной части выполнена полость, ограниченная втулкой и поршневым элементом, выполненным с возможностью осевого смещения, сообщенная с нагнетающей магистралью гидравлической системы, например масляной, посредством канала с перепускным клапаном, причем поршневой элемент зафиксирован в окружном направлении относительно втулки шлицами, при этом между втулкой и поршневым элементом, соосно последнему установлена пружина, кроме того, близлежащие торцевые поверхности контровочной трубы и поршневого элемента выполнены коническими с образованием зазора между ними. Перепускной клапан связан с компьютером цифровой системы управления с полной ответственностью. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения. Узел зубчатой передачи связывает вал и вентилятор, установленный с возможностью вращения вокруг оси. Гибкая опора связывает узел зубчатой передачи с опорой центрального узла и содержит вторые элементы шлицевого соединения, сопрягаемые с первыми элементами шлицевого соединения для передачи крутящего момента от одних элементов шлицевого соединения к другим. При разборке передней конструкции газотурбинного двигателя обеспечивают доступ к обращенным вперед крепежным элементам, крепящим опору центрального узла к гибкой опоре, несущей узел зубчатой передачи, и удаляют эти крепежные элементы. Затем рассоединяют первые и вторые элементы шлицевого соединения, выполненные соответственно на опоре центрального узла и на гибкой опоре. Группа изобретений позволяет упростить демонтаж узла зубчатой передачи газотурбинного двигателя. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к редукторам газотурбинных двигателей и может найти применение, например, в малоразмерных авиационных турбовинтовых двигателях. Планетарно-дифференциальный редуктор включает входной вал-шестерню, имеющий внешнее зубчатое зацепление с блоком сателлитов, внутренний выходной вал и наружный выходной вал с телом вращения, содержащим зубчатый венец внутреннего зацепления. Внутренний выходной вал концентрично установлен в наружный выходной вал. Входной вал-шестерня снабжен опорами, причем хотя бы одна опора входного вала-шестерни концентрично установлена во внутреннем выходном валу. Входной вал-шестерня сопряжен косозубым внешним зубчатым зацеплением с малым зубчатым венцом блока сателлитов, связанным с внутренним выходным валом, который содержит опору, установленную концентрично относительно опоры наружного выходного вала. Большой зубчатый венец блока сателлитов соединен внутренним прямозубым зубчатым зацеплением с зубчатым венцом тела вращения. Отношение диаметра начальной окружности зубчатого венца внутреннего зацепления наружного выходного вала к диаметру начальной окружности входного вала-шестерни составляет l,5-2. Изобретение позволяет снизить габаритные размеры редуктора и уровень потерь в зубчатом зацеплении, а также разгрузить опоры входного и выходных валов. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Дифференциальный редуктор турбовинтового двигателя включает входной вал-шестерню, внутренний и внешний выходные валы-шестерни, четыре шестерни с большим зубчатым венцом, а также по две шестерни с малым зубчатым венцом для внешнего и внутреннего выходных валов-шестерен соответственно. Входной вал-шестерня сопряжен внешним зубчатым зацеплением с шестернями с большим зубчатым венцом. Внутренний выходной вал-шестерня сопряжен внешним зубчатым зацеплением с шестерней с малым зубчатым венцом. Внешний выходной вал-шестерня установлен концентрично относительно внутреннего выходного вала-шестерни. Шестерни с большим зубчатым венцом расположены симметрично вокруг входного вала-шестерни и сопряжены с входным валом-шестерней косозубой передачей. Шестерни с малым зубчатым венцом для внешнего выходного вала-шестерни расположены симметрично друг относительно друга, причем каждая из них установлена концентрично при помощи шлицевого соединения на соответствующую шестерню с большим зубчатым венцом и сопряжена внешним косозубым зацеплением с внешним выходным валом-шестерней. Шестерни с малым зубчатым венцом для внутреннего выходного вала-шестерни расположены симметрично друг относительно друга, причем каждая из них установлена концентрично при помощи шлицевого соединения на соответствующую шестерню с большим зубчатым венцом и при этом сопряжена внешним косозубым зацеплением через промежуточную шестерню с внутренним выходным валом-шестерней. Изобретение позволяет уменьшить габаритомассовые характеристики редуктора, а также повысить точностьи его изготовления. 3 ил.

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, соединенный с валом компрессора болтовым соединением, и втулку, расположенную с внутренней стороны ступицы диска. Втулка состоит из подвижной и неподвижной частей. Хвостовик неподвижной части выполнен с кольцевым ребром и кольцевой канавкой. Подвижная часть расположена со стороны болтового соединения и выполненной с возможностью осевого сдвига. Передний хвостовик подвижной части втулки выполнен с уплотнительными кольцами и зафиксирован в радиальном направлении компрессорной втулкой. Задний хвостовик подвижной части втулки выполнен с осевыми пазами и радиальными выступами. Задний хвостовик подвижной части втулки зафиксирован в радиальном направлении кольцевым ребром неподвижной части втулки. В окружном направлении задний хвостовик подвижной части втулки зафиксирован радиальными ребрами хвостовика неподвижной части втулки, входящими в осевые пазы хвостовика подвижной части втулки. В осевом направлении задний хвостовик подвижной части втулки зафиксирован радиальными выступами, входящими во внутреннюю кольцевую канавку хвостовика неподвижной части втулки. Изобретение позволяет повысить надежность и технологичность конструкции ротора турбомашины. 5 ил.

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя содержит расположенные в промежуточном валу цапфу компрессора, вал турбины, стяжное устройство, контровочную трубу, а также регулировочную втулку и упорную гайку. Вал турбины установлен в промежуточном валу и соединен с ним в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а стяжное устройство соединено в окружном направлении с контровочной трубой посредством шлицевого соединения. Цапфа компрессора установлена в валу турбины и соединена с ним в осевом направлении посредством упомянутого стяжного устройства, а в окружном направлении посредством шлицевого соединения. Регулировочная втулка установлена на валу турбины посредством резьбового соединения и контактирует с промежуточным валом по торцевым поверхностям, а в окружном направлении регулировочная втулка соединена с цапфой компрессора посредством шлицевого соединения. Упорная гайка установлена в промежуточном валу посредством резьбового соединения и соединена в окружном направлении с цапфой компрессора посредством шлицевого соединения. Торцевые поверхности упорной гайки и цапфы компрессора контактируют с торцевой поверхностью регулировочной втулки. Изобретение позволяет повысить долговечность узла соединения роторов компрессора и турбины, снизить его массу и габариты, а также упростить сборку. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх