Летательный аппарат



Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2482021:

Афанасьев Сергей Николаевич (RU)

Летательный аппарат включает фюзеляж, взлетно-посадочные крылья, носовое горизонтальное оперение, хвостовое горизонтальное оперение, хвостовое вертикальное оперение и двигатели. Взлетно-посадочные крылья соединены с фюзеляжем посредством узлов навески, оси которых имеют одну степень свободы и расположены выше средней линии фюзеляжа вдоль его продольной оси симметрии. В убранном положении взлетно-посадочные крылья располагаются ниже узлов навески вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа, а внешняя поверхность взлетно-посадочных крыльев является продолжением внешней поверхности фюзеляжа. В убранном положении взлетно-посадочные крылья покрывают не менее 30% площади поверхности фюзеляжа, расположенной между носовым горизонтальным оперением и хвостовым горизонтальным оперением. Изобретение направлено на повышение безопасности эксплуатации. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано при создании сверхзвуковых и дозвуковых летательных аппаратов (ЛА) различной грузоподъемности и различного назначения.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Известен ЛА, имеющий в своей конструкции четыре взлетно-посадочных крыла (ВПК), которые в крейсерском полете интегрируются в поверхность фюзеляжа ЛА (US 5495999, 05.03.1996). Данная конструкция ВПК в выпущенном положении имеет две степени свободы и позволяет создавать дополнительную подъемную силу ЛА на этапах взлета и посадки.

Особенностью данной конструкции является то, что ВПК поддерживают носовую часть ЛА на низких скоростях полета и обеспечивают функцию стабилизатора при выполнении продольной балансировки, т.е. данные ВПК не являются основными аэродинамическими элементами, а выполняют только вспомогательные функции. Недостатком ВПК данной конструкции является то, что две степени свободы каждого узла навески делают конструкцию узла достаточно сложной и ненадежной. Узел навески такого ВПК подвержен высоким аэродинамическим нагрузкам и поэтому имеет большой размер и вес.

Значительным недостатком ЛА данной конструкции является то, что основные классические стационарные крылья создают большой коэффициент лобового сопротивления (Сх) на высоких скоростях, что неизбежно приводит к высокому расходу топлива в крейсерском полете.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В предложенной конструкции ЛА функцию основных классических стационарных крыльев выполняют ВПК, способные интегрироваться в поверхность фюзеляжа в крейсерском полете, что позволяет максимально снизить Сх конструкции и обеспечить минимальный расход топлива в крейсерской конфигурации. Узел навески каждого ВПК имеет одну степень свободы, что делает конструкцию ВПК более простой и надежной.

Указанный технический результат достигается тем, что ВПК имеют неизменяемый в поперечном сечении профиль, а профиль внешней поверхности ВПК точно повторяет профиль внешней поверхности фюзеляжа, поэтому в интегрированном положении внешняя поверхность ВПК является продолжением внешней поверхности фюзеляжа, что обеспечивает целостность конструкции ЛА в крейсерской конфигурации.

ПЕРЕЧЕНЬ ЧЕРТЕЖЕЙ

На фиг.1 показан фюзеляж ЛА в разрезе с ВПК, находящимися в убранном положении.

На фиг.2 показана вертикальная и боковая проекция ЛА в крейсерской конфигурации.

На фиг.3 показан фюзеляж ЛА в разрезе с ВПК, находящимися в выпущенном положении. Пунктиром обозначены промежуточные положения ВПК при выпуске во взлетно-посадочное положение.

На фиг.4 показана вертикальная проекция ЛА с ВПК, находящимися во взлетно-посадочном положении.

На фиг.5 показана вертикальная проекция и разрез левого ВПК. Стрелками указаны направления обтекающих воздушных потоков с внешней стороны ВПК.

ПРИМЕР ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Сущность изобретения заключается в том, что ЛА включает фюзеляж 1 и соединенные с ним основные элементы конструкции: взлетно-посадочные крылья 2 и 3 (Фиг.1, 2, 3, 4), носовое горизонтальное оперение 4, хвостовое горизонтальное оперение 5, хвостовое вертикальное оперение 6 и двигатели 7 (Фиг.2). Дополнительными элементами конструкции ЛА являются: носовое вертикальное оперение 8, передний подфюзеляжный гребень 9 и задний подфюзеляжный гребень 10 (Фиг.2). Носовое горизонтальное оперение 4 выполняет функцию цельноуправляемого руля высоты. Хвостовое горизонтальное оперение 5 выполняет функцию пилонов двигателей 7. На хвостовом горизонтальном оперении 5 расположены элероны 11, рулевые приводы которых находятся в герметичной части фюзеляжа. Носовое вертикальное оперение 8 снабжено двухсекционными рулевыми поверхностями 12, выполняющими функции руля направления и спойлеров. Хвостовое вертикальное оперение 6 снабжено двухсекционными рулевыми поверхностями 13, выполняющими функции руля направления и спойлеров. В режиме работы рулей направления две секции рулевой поверхности 12 отклоняются в противоположную сторону относительно отклонения двух секций рулевых поверхностей 13, что обеспечивает эффективное управление ЛА по курсу на всех этапах полета. В режиме работы спойлеров две секции каждой двухсекционной рулевой поверхности 12 и 13 отклоняются в противоположные стороны, обеспечивая эффективное снижение поступательной скорости ЛА.

ВПК 2 и 3 соединены с фюзеляжем 1 посредством узлов навески, оси которых имеют одну степень свободы и расположены выше средней линии фюзеляжа вдоль его продольной оси симметрии (Фиг.1, 2, 3). Под средней линией фюзеляжа подразумевается линия, проведенная в горизонтальной плоскости и делящая высоту поперечного сечения фюзеляжа пополам. Оси узлов навески обеспечивают возможность поворота ВПК для перемещения ВПК в выпущенное положение (Фиг.3, 4) на этапах взлета и посадки или в убранное положение (Фиг.1, 2) в крейсерском полете и на стоянке. В убранном положении ВПК располагаются ниже узлов навески вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа, а внешняя поверхность ВПК является продолжением внешней поверхности фюзеляжа (Фиг.1, 2), причем в убранном положении ВПК 2 и 3 покрывают не менее 30% площади поверхности фюзеляжа, расположенной между носовым горизонтальным оперением и хвостовым горизонтальным оперением (Фиг.2). Под продольной осью симметрии фюзеляжа подразумевается продольная ось симметрии фюзеляжа в плане.

Каждое ВПК имеет продольный ряд щелевых отверстий 14 (Фиг.5), расположенный вблизи центральной линии ВПК 3, вдоль движения обтекающего воздушного потока, и предназначенный для улучшения обтекания внешней поверхности ВПК от внутренней и внешней периферии к центральной линии ВПК. Значительной особенностью ВПК данной конструкции является то, что после обтекания внешней поверхности ВПК происходит принудительный срыв воздушного потока в узкой зоне по всей длине ВПК вдоль продольного ряда щелевых отверстий 14. Щелевые отверстия 14 с внешней стороны ВПК оснащены створками 15 (Фиг.5), при этом в закрытом положении створок их внешняя поверхность является продолжением внешней поверхности ВПК. Створки 15 выполнены подпружиненными в сторону их закрытия с возможностью открытия под действием перепада давления воздуха или с возможностью принудительного открытия и закрытия. Закрытие створок 15 осуществляется в направлении узлов навески ВПК.

Каждое ВПК имеет продольный ряд щелевых отверстий 16 (Фиг.5), расположенный вблизи узлов навески, вдоль движения обтекающего воздушного потока, и предназначенный для улучшения обтекания внешней поверхности ВПК. Профиль внутренних стенок щелевых отверстий обеспечивает направление перепускаемого воздушного потока вдоль внешней поверхности ВПК в направлении его центральной линии. Щелевые отверстия 16 с внешней стороны ВПК оснащены створками 17 (Фиг.5), при этом в закрытом положении створок их внешняя поверхность является продолжением внешней поверхности ВПК. Створки 17 выполнены подпружиненными в сторону их закрытия с возможностью открытия под действием перепада давления воздуха или с возможностью принудительного открытия и закрытия. Закрытие створок 17 осуществляется в направлении центральной линии ВПК.

На рабочих углах атаки обтекание внешней поверхности ВПК соответствует линиям 18 (Фиг.5). На угле атаки 30° обтекание внешней поверхности ВПК соответствует линиям 19, при которых преждевременный срыв воздушного потока до центральной линии крыла маловероятен, поэтому угол атаки 30° является нормальным для крыла данной конструкции. Даже при отвесном падении ЛА, при угле атаки 90°, обтекание внешней поверхности ВПК будет соответствовать линиям 20 (Фиг.5), повторяющим внешние линии обтекания купола классического парашюта, т.е. крыло данной конструкции способно создавать подъемную силу на углах атаки в диапазоне от 1° до 90°. Более простая конструкция ВПК может не иметь продольного ряда щелевых отверстий 16. Такая конструкция крыла является более простой с точки зрения аэродинамического обтекания внешней поверхности, но более устойчивой к высоким аэродинамическим нагрузкам.

У ВПК данной конструкции во взлетно-посадочном положении (Фиг.3) отсутствует боковое стекание воздушного потока, характерное для стреловидного крыла. В выпущенном положении ВПК точки приложения подъемной силы расположены значительно выше центра тяжести ЛА (Фиг.3), что позволяет обеспечить хорошую устойчивость ЛА по крену при малом размахе ВПК. В выпущенном положении ВПК 2 и 3 не затеняют двигатели (Фиг.4), что способствует устойчивой работе двигателей на всех этапах полета. ВПК данной конструкции являются аэродинамически чистыми, что улучшает их аэродинамическое качество. В выпущенном положении ВПК 2 и 3 устанавливаются на фюзеляжные упоры, что позволяет снизить нагрузку на механизм выпуска-уборки ВПК в полете. В убранном положении продольные консоли левого и правого ВПК расположены в непосредственной близости (Фиг.1), что позволяет использовать фюзеляжные замки фиксации убранного положения с двойным захватом продольных консолей левого и правого ВПК. Приводы замков убранного положения ВПК находятся в герметичной зоне фюзеляжа и имеют механизмы аварийного принудительного открытия, а набегающий воздушный поток способствует установке ВПК в посадочное положение, что повышает безопасность эксплуатации ЛА.

При длительных стоянках ЛА ВПК 2 и 3 находятся в убранном положении (Фиг.1, 2). При кратковременных стоянках ЛА и при подготовке ЛА к вылету ВПК 2 и 3 находятся в выпущенном положении, обеспечивая подход к входным дверям и грузовым люкам (Фиг.3, 4). На этапе взлета ВПК 2 и 3 находятся в выпущенном положении (Фиг.3 и 4). Наличие рулей направления, расположенных на носовом вертикальном оперении и хвостовом вертикальном оперении и работающих в согласованном режиме, обеспечивает хорошую управляемость ЛА по курсу на взлете при сильном боковом ветре и при низком коэффициенте сцепления на взлетно-посадочной полосе. На ЛА классической схемы с рулем высоты, расположенным в хвостовой части ЛА, перекладка руля высоты на кабрирование создает отрицательное значение подъемной силы, что ведет к снижению суммарной подъемной силы конструкции при переводе ЛА в набор высоты. На ЛА данной конструкции перекладка руля высоты на кабрирование создает положительное значение подъемной силы, что ведет к увеличению суммарной подъемной силы конструкции при переводе ЛА в набор высоты. Данные особенности предлагаемой конструкции ЛА делают ее более безопасной в сравнении с классической схемой ЛА. Во время взлета и посадки ЛА элероны 11 (Фиг.2) находятся в зоне высокого давления воздуха, создаваемой ВПК, поэтому на этапах взлета и посадки, даже на небольшом плече, работа элеронов будет эффективной. После выполнения взлета ВПК убираются по мере роста приборной скорости ЛА. При полной уборке ВПК (Фиг.1, 2) приборная скорость ЛА будет достаточной для выполнения полета на носовом горизонтальном оперении и хвостовом горизонтальном оперении, после чего происходит разгон ЛА до крейсерской скорости. В убранном положении ВПК фиксируются фюзеляжными замками убранного положения. В крейсерской конфигурации ВПК 2 и 3 (Фиг.2) находятся в убранном положении, что позволяет уменьшить Сх конструкции ЛА до минимально возможного значения. В крейсерской конфигурации эффективность элеронов, расположенных на небольшом плече, обеспечивается высоким скоростным напором воздуха. Крейсерская конфигурация ЛА данной конструкции повторяет конфигурацию крылатой ракеты, управляемость и летные характеристики которой не вызывают сомнения. Система спойлеров, состоящая из двух секций носового вертикального оперения и двух секций хвостового вертикального оперения, обеспечивает эффективное торможение при уменьшении приборной скорости полета и при увеличении вертикальной скорости снижения ЛА. При подготовке к выполнению посадки производится уменьшение приборной скорости ЛА до допустимого значения по воздушному напору, после чего ВПК снимаются с фюзеляжных замков убранного положения и выполняется их выпуск в посадочное положение (Фиг.3, 4) по мере снижения приборной скорости ЛА до посадочного значения. При незначительном боковом ветре в момент приземления ЛА, две секции носового вертикального оперения и две секции хвостового вертикального оперения переходят в режим работы спойлеров и раскрываются на максимальные углы, обеспечивая эффективное торможение ЛА, причем две секции носового вертикального оперения прижимают носовую стойку шасси к взлетно-посадочной полосе, обеспечивая хорошую курсовую устойчивость ЛА на пробеге. При значительном боковом ветре в момент приземления ЛА, две секции хвостового вертикального оперения переходят в режим работы спойлеров и раскрываются на максимальные углы, а две секции носового вертикального оперения продолжают работать в режиме руля направления, обеспечивая хорошую курсовую устойчивость ЛА на пробеге при посадке с боковым ветром. Такая конфигурация ЛА на пробеге эффективна и при посадке на взлетно-посадочную полосу с низким коэффициентом сцепления. На стоянке ЛА данной конструкции значительно компактнее классического ЛА. Даже при выпущенном положении ВПК габариты ЛА на стоянке не увеличиваются (Фиг.4). Данная техническая особенность обеспечивает компактность конструкции, что позволяет значительно уменьшить размер стоянки и позволяет применять ЛА данной конструкции в палубной авиации.

При создании новой модели ЛА всегда рассматривается возможность вывода ЛА из штопора. На ЛА данной конструкции, при попадании в штопор в крейсерской конфигурации, стандартные действия пилота могут быть дополнены выпуском ВПК в посадочное положение. Конструкция ЛА во взлетно-посадочном положении ВПК обладает хорошей устойчивостью к скольжению, поэтому при установке ВПК в выпущенное положение произойдет стабилизация ЛА по курсу, что очень важно, т.к. скольжение является одной из причин развития плоского штопора. Точки приложения подъемной силы, которую крыло данной конструкции способно создавать даже на угле атаки 90°, расположены значительно выше центра тяжести ЛА (Фиг.3), поэтому произойдет стабилизация ЛА по крену. Суммарная площадь хвостового горизонтального оперения 5, двигателей 7 и элеронов 11 больше, чем площадь носового горизонтального оперения 4 (Фиг.2), поэтому после стабилизации по курсу и крену при средней центровке ЛА произойдет стабилизация и по тангажу, при этом руль высоты 4, переложенный на пикирование, будет способствовать плавному опусканию носовой части и переводу ЛА на пикирование с последующим увеличением приборной скорости и стабилизацией полетного положения ЛА. Небольшой поперечный размах ВПК, большая длина соединения ВПК с фюзеляжем посредством узлов навески и установка ВПК на фюзеляжные упоры в посадочном положении позволяют выдержать очень высокие аэродинамические нагрузки при выводе ЛА из штопора.

ВЫВОД

Предложенная конструкция ЛА достаточно проста и надежна и является оптимальной для полетов на сверхзвуковых скоростях. Однако рационально создание ЛА данной конструкции, предназначенного для полетов на крейсерском числе М=0,95-0,99. В крейсерской конфигурации ЛА данной конструкции имеет минимально возможный Сх, поэтому расход топлива будет значительно ниже, чем на классических ЛА того же класса. Широкое применение титановых сплавов и композитных материалов в сочетании с уменьшенным количеством находящегося на борту топлива позволяет создать ЛА с хорошими скоростными и экономическими характеристиками. Высокие экологические требования, предъявляемые к авиации по вредным выбросам в атмосферу, делают данную конструкцию ЛА особенно актуальной. Данная конструкция ЛА может быть использована в палубной авиации и при создании пилотируемого космического корабля многоразового использования.

1. Летательный аппарат, включающий фюзеляж и соединенные с ним основные элементы конструкции: взлетно-посадочные крылья, носовое горизонтальное оперение, хвостовое горизонтальное оперение, хвостовое вертикальное оперение и двигатели, причем взлетно-посадочные крылья соединены с фюзеляжем посредством узлов навески, оси которых имеют одну степень свободы и расположены выше средней линии фюзеляжа вдоль его продольной оси симметрии с возможностью поворота взлетно-посадочных крыльев относительно соответственных осей узлов навески для перемещения взлетно-посадочных крыльев в выпущенное положение на этапах взлета и посадки или в убранное положение в крейсерском полете и на стоянке, при этом в убранном положении взлетно-посадочные крылья располагаются ниже узлов навески вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа, а внешняя поверхность взлетно-посадочных крыльев является продолжением внешней поверхности фюзеляжа и в убранном положении взлетно-посадочные крылья покрывают не менее 30% площади поверхности фюзеляжа, расположенной между носовым горизонтальным оперением и хвостовым горизонтальным оперением.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что каждое взлетно-посадочное крыло имеет продольный ряд щелевых отверстий, расположенный вблизи центральной линии взлетно-посадочного крыла, вдоль движения обтекающего воздушного потока.

3. Летательный аппарат по п.2, отличающийся тем, что щелевые отверстия с внешней стороны взлетно-посадочного крыла оснащены створками, при этом в закрытом положении створок их внешняя поверхность является продолжением внешней поверхности взлетно-посадочного крыла, причем створки выполнены подпружиненными в сторону их закрытия с возможностью открытия под действием перепада давления воздуха или с возможностью принудительного открытия и закрытия, а закрытие створок осуществляется в направлении узлов навески взлетно-посадочного крыла.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что каждое взлетно-посадочное крыло имеет продольный ряд щелевых отверстий, расположенный вблизи узлов навески, вдоль движения обтекающего воздушного потока, причем профиль внутренних стенок щелевых отверстий обеспечивает направление перепускаемого воздушного потока вдоль внешней поверхности взлетно-посадочного крыла в направлении его центральной линии.

5. Летательный аппарат по п.4, отличающийся тем, что щелевые отверстия с внешней стороны взлетно-посадочного крыла оснащены створками, при этом в закрытом положении створок их внешняя поверхность является продолжением внешней поверхности взлетно-посадочного крыла, причем створки выполнены подпружиненными в сторону их закрытия с возможностью открытия под действием перепада давления воздуха или с возможностью принудительного открытия и закрытия, а закрытие створок осуществляется в направлении центральной линии взлетно-посадочного крыла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам летательного аппарата, предназначенным для улучшения посадочных свойств. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиамоделизма. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов, в частности касается аэродинамической компоновки беспилотных летательных аппаратов. .

Самолет // 2407673
Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к области авиамоделизма и касается летательных аппаратов с подвижными крыльями. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов, преимущественно самолетов гражданской и транспортной авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Крыло снабжено сетчатой пластиной, расположенной у торцевой части вдоль нижней аэродинамической поверхности. Сетчатая пластина выполнена выдвижной из щелевого отверстия в торцевой части крыла. Сетчатая пластина имеет треугольную форму и размер отверстий, увеличивающийся по мере их удаления от торцевой части. Изобретение направлено на ограничение образования вихревого шнура у торцевой части крыла. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, содержит головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Хвостовая часть разделена продольно на два равных участка, каждый из которых выполнен с возможностью поворота относительно неподвижной головной части на собственной оси. Угол поворота каждого участка ограничен 120°. Угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°. Угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°. Изобретение направлено на уменьшение посадочной скорости и пробега летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к планирующим боеприпасам. Боеприпас содержит корпус в передней части с заостренной аэродинамической поверхностью, в которой расположена боевая часть с взрывчатым веществом и взрывателем, отделение управления, два боковых поворотных крыла с силовым пневмоприводом, маршевый реактивный двигатель с рулями и хвостовым оперением, элемент крепления к пилонам. Корпус выполнен из двух составных частей, передняя из которых является боевой. Ее кормовая часть выполнена в форме усеченного конуса, а задняя составная часть представляет собой планерное устройство, на корпусе которого установлены два поворотных крыла с силовым приводом. Внутри в верхней продольной части размещены отделение управления и продольная силовая стойка, на которой установлена дополнительная аэродинамическая поверхность с возможностью трансформации как в сложенное, так и раскрытое положение. Сочленение обеих составных частей планирующего боеприпаса выполнено с помощью опорно-сцепного механизма, установленного на штангу с возможностью осевого вращения. Штанга закреплена на продольной силовой стойке корпуса планерного устройства. Увеличивается дальность метания боеприпаса. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Концевая часть крыла летательного аппарата содержит каркас, обшивку, торец с гасителем вибрации, выполненным в виде гибкой пластины из эластичного материала. Гибкая пластина выполнена полнотелой, имеет пружинный держатель для крепления к каркасу со стороны торца, армирована кордом, а на ее поверхностях выполнены выемки, повышающие гибкость. Гибкая пластина имеет острый край, а ее толщина уменьшается по мере удаления от торца. Изобретение направлено на уменьшение вибрации крыла летательного аппарата. 6 ил.

Изобретение относится к области авиации. Многоэтажный самолет с верхним расположением крыльев содержит фюзеляж, в котором поэтажно размещены салоны и грузовые отсеки, крылья, расположенные над фюзеляжем и укрепленные на поэтажных крыльевых подпорах. Крылья, укрепленные на поэтажных крыльевых подпорах слева и/или справа над фюзеляжем, выполнены поворотными или раздельно, или вместе вокруг центральной горизонтальной оси фюзеляжа, расположенной по направлению полета. Поэтажные крыльевые подпоры выполнены в виде телескопических устройств и оснащены гидравлическими механизмами. Изобретение направлено на повышение маневренности и экономию топлива. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов. Летательный аппарат, выполненный по аэродинамической схеме «бесхвостка», имеет крыло, состоящее из центроплана и консолей, фюзеляж, два турбореактивных двигателя, размещенных в общей мотогондоле один над другим в плоскости симметрии самолета. Мотогондола расположена с нижней стороны крыла, при этом крыло прикреплено к мотогондоле шарнирно. Ось шарнира крыла перпендикулярна оси симметрии самолета. Фюзеляж прикреплен к крылу посредством вышеуказанной мотогондолы. Крыло выполнено с возможностью поворота относительно оси вышеуказанного шарнира и изменения таким образом угла установки в продольной плоскости относительно мотогондолы и фюзеляжа и изменения его угла стреловидности в зависимости от режима полета самолета. Крыло оборудовано взлетно-посадочной механизацией. Обеспечивается повышение аэродинамического качества летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх