Способ уплотнения газового тракта турбины и способ изготовления уплотнительного элемента



Способ уплотнения газового тракта турбины и способ изготовления уплотнительного элемента
Способ уплотнения газового тракта турбины и способ изготовления уплотнительного элемента
Способ уплотнения газового тракта турбины и способ изготовления уплотнительного элемента

 


Владельцы патента RU 2508451:

Общество с ограниченной ответственностью "Турбоэнергокомплекс" (RU)

При уплотнении газового тракта турбины между статором и лопатками ротора формируют на внутренней поверхности статора кольцевые пазы в плоскостях вращения лопаток. Изготавливают уплотнительные элементы в виде комбинированных вставок, состоящих из металлической подложки, защитного диффузионного слоя, нанесенного на ее поверхность, контактирующую с поверхностью кольцевого паза, и уплотнительного металлокерамического материала, нанесенного на ее поверхность, обращенную к лопаткам. Затем размещают уплотнительные элементы в кольцевых пазах статора. При изготовлении уплотнительного элемента формируют металлическую подложку, создают на ее поверхности, контактирующей с поверхностью кольцевого паза статора, защитный диффузионный слой путем нанесения на эту поверхность подложки защитной пасты, состоящей из связующей компоненты - 63 мас.% и наполнителя - остальное. Проводят термообработку металлической подложки с нанесенной защитной пастой в вакуумной печи и наносят на поверхность подложки, обращенную к лопаткам ротора, уплотнительный металлокерамический материал путем плазменного напыления. Группа изобретений позволяет снизить деформацию уплотнительных элементов, обеспечить их простую замену и высокую износостойкость уплотнения. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

 

Группа изобретений относится к области машиностроения и может быть использована для создания уплотнений газовых трактов таких агрегатов, как турбины, компрессоры, ГТД.

Известен способ уплотнения турбомашины между ее корпусом и лопатками, заключающийся в формировании уплотнения в виде покрытия, наносимого газотермическим напылением порошкового материала непосредственно на кольцевой элемент корпуса в зону уплотнения (US 4291089, B22F 1/02, F01D 11/12, 1981 г.). Недостатком известного способа является невозможность одновременного обеспечения высокой прирабатываемости и износостойкости, что снижает надежность и ресурс работы.

Известно использование в качестве уплотнения турбин плетеных металлических волокон или сотов (US 5080934, F01D 11/08, 1991 г.). Здесь недостатком является невысокая эрозионная стойкость и быстрый износ.

Известно также использование для уплотнения газового тракта турбин между статором и лопатками ротора сотовых вставок из гофрированных металлических лент, которые при взаимодействии с лопатками создают лабиринтные уплотнения (RU 2150627, F16J 15/447, 2000 г.). Недостатком этого технического решения является возможность разрушения фиксирующего элемента вставок, выпадение вставок в проточную часть турбины и создание аварийных ситуаций.

Задачей предлагаемых изобретений является повышение надежности и ресурса работы уплотнений в газовом тракте турбины, а следовательно, и всей турбины в целом, а также повышение ремонтопригодности турбины.

Решение указанной задачи достигается тем, что производят формирование на внутренней поверхности статора турбины кольцевых пазов, расположенных в плоскостях вращения лопаток ротора турбины и имеющих в поперечном сечении трапецеидальную форму, суживающуюся в сторону внутренней поверхности статора. Изготавливают уплотнительные элементы в виде комбинированных вставок, состоящих из металлической подложки, материал которой имеет коэффициент теплового расширения равный 0,97…1,03 коэффициента теплового расширения материала статора, защитного диффузионного слоя, нанесенного на поверхность подложки, контактирующую с поверхностью кольцевого паза, и уплотнительного металлокерамического материала, нанесенного на поверхность подложки, обращенную к лопаткам. Уплотнительные элементы размещают в кольцевых пазах статора, причем каждый уплотнительный элемент изготавливают длиной не менее 0,1 от общей длины кольцевого паза с поперечным сечением в форме, аналогичной форме кольцевого паза, и поверхностью, обращенной к лопаткам ротора, и противоположной поверхностью, выполненными эквидистантно кольцевой поверхности паза.

Уплотнительные элементы изготавливают следующим образом. Формируют металлическую подложку и создают на ее поверхности, контактирующей с поверхностью кольцевого паза, защитный диффузионный слой путем нанесения на эту поверхность подложки защитной пасты, состоящей из связующей компоненты - 63 мас.% и наполнителя - остальное, причем связующая компонента состоит из, мас.%:

- амилацетат - 69,

- диэтилоксалат - 28,4,

- коллоксилин - остальное,

а наполнитель состоит из, мас.%:

- алюминиевый порошок АСД-4 - 87,

- порошок молотого кремния - остальное, и проведения термообработки металлической подложки с нанесенной защитной пастой в вакуумной печи по следующему режиму:

- температура нагрева - 950+20 C°,

- время выдержки - 1 час,

- разрежение в печи - (1…4)10-4 мм рт.ст.

После чего осуществляют плазменное напыление на подложку уплотнительного металлокерамического материала.

Указанное выполнение уплотнения газового тракта и уплотнительных элементов позволяет получить технический результат, заключающийся в практически полном исключении деформации уплотнительных элементов и их выпадении из пазов статора в условиях длительной работы при высоких температурах, а также в обеспечении высокой прирабатываемости и износостойкости уплотнения, что уменьшает перетекание рабочего газа между ступенями агрегата. Вместе с тем обеспечивается возможность достаточно простой замены изношенных уплотнительных элементов. Получаемый технический результат позволяет решить поставленную задачу - повышение надежности и ресурса работы уплотнений в газовом тракте турбины и всей турбины в целом.

Изобретение поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 показан общий вид газового тракта турбины,

на фиг. 2 показано сечение А-А на фиг. 1,

на фиг. 3 показан уплотнительный элемент.

Пример осуществления способов.

На внутренней поверхности статора 1 (турбины, компрессора и т.п.) выполняются кольцевые пазы 2 в необходимом количестве (в зависимости от количества ступеней агрегата). Пазы 2 располагаются в плоскостях вращения лопаток 3 ротора 4 и имеют в поперечном сечении трапецеидальную форму, суживающуюся в сторону внутренней поверхности статора. В этих пазах размещают уплотнительные элементы 5, изготовляемые в виде комбинированных вставок, состоящих из металлической подложки 6, защитного диффузионного слоя, нанесенного на поверхность подложки 6, контактирующую с поверхностью кольцевого паза 2 и уплотнительного металлокерамического материала 7, нанесенного на поверхность подложки 6, обращенную к лопаткам 3. Материал, из которого изготавливается подложка 6, имеет коэффициент теплового расширения, равный 0,97…1,03 коэффициента теплового расширения материала статора 1. Указанный диапазон значений коэффициента теплового расширения обусловлен тем, что при его значении менее 0,97 в процессе работы турбины могут возникать вибрационные напряжения, которые приводят к разрушению и выкрашиванию уплотнительного металлокерамического материала, а при его значении более 1,03 возможно диффузионное сращивание вставок с материалом статора (например, из-за не совсем качественного нанесения защитного слоя), что значительно повышает трудоемкость извлечения вставок из пазов статора при очередном ремонте. Каждый уплотнительный элемент 5 изготавливают длиной не менее 0,1 от общей длины кольцевого паза 2 с поперечным сечением в форме, аналогичной форме кольцевых пазов 2, и поверхностью 8, обращенной к лопаткам 3 ротора, а также противоположной поверхностью 9, выполненными эквидистантно кольцевой поверхности пазов 2. Ограничение по длине элементов 5 (не менее 0,1 длины паза 2) определено по результатам стендовых испытаний. Так, при уменьшении указанной длины соответствующее увеличение количества вставок приводит к такому увеличению количества стыков в пазах статора турбины, что это приводит к заметному снижению КПД турбины.

Уплотнительные элементы 5 изготавливаются следующим образом. По заданным параметрам формируют металлическую подложку 6 (толщиной порядка 3 мм). В связи с тем, что данные уплотнительные элементы длительно (до 30000 часов) работают в условиях высоких температур (650…700 C°), то для исключения диффузионного сращивания вставок с материалом статора в пазах 2 и возможности осуществления их последующего демонтажа для ремонта и восстановления изношенного уплотнительного материала 7 производят формирование на поверхности подложки 6, контактирующей с поверхностью кольцевого паза 2, защитного диффузионного слоя, путем нанесения на упомянутую поверхность пасты 10, которая приготавливается следующим образом. Берут составные части связующей компоненты (мас.%):

- амилацетат - 69;

- диэтилоксалат - 28,4;

- коллоксилин - остальное,

которые тщательно перемешивают до полного растворения коллоксилина, при этом вязкость полученного раствора должна быть в пределах 7-9 с по вискозиметру ВЗ-1.

Затем берут наполнитель, состоящий из (мас.%):

- алюминиевого порошка АСД-4 - 87;

- порошка молотого кремния - остальное

и тщательно перемешивают в течение 30…90 мин со связующей компонентой в пропорциях:

связующая компонента - 63 мас.%,

наполнитель - остальное.

Для получения на поверхности подложки 6 защитного диффузионного слоя толщиной 2…4 мкм подложку с нанесенной пастой подвергают термообработке в вакуумной печи по следующему режиму:

- температура нагрева - 950+20 C°,

- время выдержки - 1 час,

- разрежение в печи - (1…4)10-4 мм рт.ст.

Указанный режим термообработки, включая величину разрежения, обусловлен получением качественной адгезии наносимого защитного диффузионного слоя.

После этого, на подложку 6 (со стороны лопаток ротора) методом плазменного напыления наносят уплотнительный металлокерамический материал 7 (например, АНБ для компрессоров или УВС-2 для турбин, толщиной порядка 4 мм).

Применение данных изобретений позволяет существенно повысить надежность и ресурс работы как уплотнений в газовом тракте агрегатов, так и всего агрегата в целом, а также повысить ремонтопригодность турбины.

1. Способ уплотнения газового тракта турбины между статором и лопатками ротора, включающий формирование на внутренней поверхности статора турбины кольцевых пазов, расположенных в плоскостях вращения лопаток ротора турбины и имеющих в поперечном сечении трапецеидальную форму, суживающуюся в сторону внутренней поверхности статора, изготовление уплотнительных элементов в виде комбинированных вставок, состоящих из металлической подложки, материал которой имеет коэффициент теплового расширения, равный 0,97…1,03 коэффициента теплового расширения материала статора, защитного диффузионного слоя, нанесенного на ее поверхность, контактирующую с поверхностью кольцевого паза, и уплотнительного металлокерамического материала, нанесенного на ее поверхность, обращенную к лопаткам, и размещение упомянутых уплотнительных элементов в кольцевых пазах статора, при этом каждый уплотнительный элемент изготавливают длиной не менее 0,1 от общей длины кольцевого паза с поперечным сечением в форме, аналогичной форме кольцевого паза, и с поверхностью, обращенной к лопаткам ротора, и противоположной поверхностью, выполненными эквидистантно кольцевой поверхности пазов.

2. Способ изготовления уплотнительного элемента газового тракта турбины в виде комбинированной вставки, включающий формирование металлической подложки, создание на ее поверхности, контактирующей с поверхностью кольцевого паза статора, защитного диффузионного слоя путем нанесения на эту поверхность подложки защитной пасты, состоящей из связующей компоненты - 63 мас.% и наполнителя - остальное, причем связующая компонента состоит из, мас.%:
- амилацетат - 69,
- диэтилоксалат - 28,4,
- коллоксилин - остальное,
а наполнитель состоит из, мас.%:
- алюминиевый порошок АСД-4 - 87,
- порошок молотого кремния - остальное,
и проведения термообработки металлической подложки с нанесенной защитной пастой в вакуумной печи по следующему режиму:
- температура нагрева - 950+20 C°,
- время выдержки - 1 час,
- разрежение в печи - (1…4)10-4 мм рт.ст.,
и нанесение на поверхность подложки, обращенную к лопаткам ротора, уплотнительного металлокерамического материала путем плазменного напыления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к изготовлению прирабатываемых уплотнений турбомашин. Может использоваться в машиностроении, в частности в качестве уплотнений зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Конструкция уплотнения предназначена для уплотнения пространства между вращающимся элементом и неподвижным элементом, содержащая корпус деформируемого пластинчатого уплотнения, установленный с возможностью регулировки на неподвижном элементе, при этом корпус поддерживает деформируемое пластинчатое уплотнение и систему пружин, расположенную между корпусом деформируемого пластинчатого уплотнения и неподвижным элементом для смещения корпуса деформируемого пластинчатого уплотнения в направлении от поверхности вращающегося элемента.

Изобретение относится к уплотнениям паровых турбин. Лабиринтное надбандажное уплотнение для паровой турбины содержит уплотнительные кольцевые гребешки ротора турбины, сегменты уплотнения, включающие в себя уплотняющие блоки, прикрепленные к корпусам уплотняющих блоков, имеющие в поперечном сечении V-образную форму, с размерами, позволяющими вставлять корпусы уплотняющих блоков в V-образный паз статора турбины с минимальным зазором и расположенных между уплотняющих статорных гребней, выполненных заодно с корпусами уплотняющих блоков, кольцевые пазы статора турбины, имеющие V-образную в продольном сечении турбины форму и горизонтальный продольный разъем.

Надбандажное прирабатываемое уплотнение для паровой турбины содержит уплотнительные кольцевые гребешки ротора турбины, сегменты уплотнения и кольцевые пазы статора турбины.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Осевая турбомашина (1) включает рабочую лопаточную решетку, которая образована рабочими лопатками (3), у каждой из которых имеется передняя кромка (8) и расположенная в радиальном направлении снаружи свободная вершина (15) лопатки.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.
Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Изобретение относится к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций. .

Лабиринтное надбандажное уплотнение для паровой турбины содержит уплотнительный кольцевой гребешок и уплотняющие блоки. Гребешок выполнен или установлен на бандаже лопаток ступени ротора турбины. Уплотняющие блоки установлены с уплотняющим радиальным зазором относительно кольцевого гребешка бандажа лопаток ступени ротора и закреплены пайкой в держателях уплотняющих блоков. Держатели выполнены в обойме статора турбины, каждый из которых выполнен с кольцевым сектором Т-образного в продольном сечении турбины хвостовика. Хвостовик установлен в кольцевом пазу обоймы статора турбины, имеющем Т-образную в продольном сечении турбины форму. Уплотняющие блоки выполнены из адгезионно соединенных между собой в монолитный материал частиц прирабатываемого порошкового материала в виде призмы, с трапецеидальным или прямоугольным поперечным сечением с боковыми опорными выступами, контактирующими с боковыми стенками держателей уплотняющих блоков. Уплотняющий блок имеет с каждой стороны по крайней мере но одному симметрично расположенному боковому опорному выступу. В качестве прирабатываемого порошкового материала используют материал состава в вес.%: Cr - от 12,0 до 14,0%, Мо - от 1,0 до 3,0%, Fe - остальное, с размерами частиц порошка от 10 мкм до 160 мкм в механической смеси с порошковым, с размерами частиц порошка менее 1 мкм, гексагональным нитридом бора - BN в количестве в вес.%: от 5,0 до 6,5% от общего объема смеси и стеарат цинка - Zn(C18H35O2)2 с размерами частиц порошка от 1 до 75 мкм в вес.%: от 0,9 до 1,1% от общего объема материала уплотнения, причем уплотняющий блок выполнен холодным прессованием с последующим спеканием в вакууме или в защитной среде при температуре от 1050 до 1150°С, а в качестве защитной среды использована газовая смесь состава в об.%: аргон от 6 до 50%, аммиак - остальное. Изобретение позволяет повысить прочность и износостойкость уплотнения. 2 ил.

Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины, преимущественно газовой. Устройство содержит неподвижный обод, установленный в наружных корпусах и охватывающий ротор с расположенными на нем по кругу лопатками. Неподвижный обод выполнен в виде закрепленного между фланцами пакета параллельных кольцевых пластин. На концах пластин выполнены гребешки и желобки, которые образуют на внутренней стороне обода систему выступов и впадин в продольном сечении, а также дополнительную систему выступов и впадин в поперечном сечении. Изобретение повышает эффективность уплотнения, за счет повышения аэродинамического сопротивления утечкам между концевой частью лопатки и ободом, устранения паразитных потерь по осевым продольным зазорам, а также стабилизации зазора на переходных режимах. Уплотнение эффективно в сочетании с небандажированными рабочими лопатками. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Орган блокировки для устройства крепления секторов кольца на корпусе турбомашины летательного аппарата содержит две зажимные продольные ветви, проходящие в направлении назад и соединенные на своих задних концах поперечной соединительной ветвью, их передние концы предназначены для прижатия между ними, по меньшей мере, одного сектора кольца к одному элементу корпуса. Также содержит средства, позволяющие его захват, выполненные выступающими назад от упомянутой поперечной соединительной ветви. Эти средства содержат расширение, выступающее в продольном направлении назад от упомянутой поперечной соединительной ветви, и одно углубление, выполненное в упомянутом расширении. Углубление образует упорную поверхность, направленную в сторону упомянутой поперечной соединительной ветви. Также изобретением является устройство крепления секторов кольца на корпусе турбомашины летательного аппарата, содержащее элементы корпуса, образованные с первыми задними окружными бортиками, на которые наложены вторые задние окружные бортики секторов кольца. Это устройство также содержит множество органов блокировки, описанных выше. Также объектами изобретения являются турбина и турбомашина, содержащие такой орган блокировки и/или устройство крепления, описанные выше. Изобретения позволяют облегчить извлечение захвата. 4 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к уплотнительной технике. Уплотнительный узел (146) содержит первый гибкий уплотнительный компонент (136), расположенный в проходящей радиально внутрь зоне неподвижной части и находящийся во фрикционном контакте с поверхностью (142) вращающейся части. Уплотнительный узел (146) также содержит, по меньшей мере, один жесткий уплотнительный элемент (162), выполненный за одно целое с несущим элементом (154) первого гибкого уплотнительного компонента, расположенным на определенном расстоянии по оси от первого гибкого уплотнительного компонента. Технический результат заключается в обеспечении возможности упрощения монтажа и замены уплотнительных устройств без какой-либо обработки или модификации сопла. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбина низкого давления, в которой с внутренней стороны корпуса установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой, расположенной со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины. Разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины. Передний и задний по газовому потоку хвостовики кольца выполнены двухслойными, а центральная часть кольца с сотовой вставкой выполнена однослойной. Передний же хвостовик кольца выполнен с направленным к оси турбины ребром. Ребро установлено в пазу промежуточного кольца, размещенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса. Изобретение позволяет повысить надежность турбины. 4 ил.

Сборка обоймы турбины содержит опорную конструкцию обоймы и множество секторов обоймы, каждый из которых содержит единый элемент из композитного материала с керамической матрицей. Каждый сектор обоймы имеет первую часть, образующую кольцевое основание с внутренней поверхностью, определяющей внутреннюю поверхность обоймы турбины, и наружной поверхностью, от которой проходят две образующие лапки части. Лапки имеют концы, зацепляющиеся в корпусах в опорной конструкции обоймы. Секторы обоймы имеют π-образное сечение, а концы лапок удерживаются без радиального зазора опорной конструкцией обоймы. Изобретение позволяет снизить протечки газообразной рабочей среды через обойму турбины. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к энергетике. Турбина содержит первую внутреннюю стенку, вторую внутреннюю стенку, внутреннюю обшивку и защитный элемент. Первая внутренняя стенка и вторая внутренняя стенка устанавливаются на внутреннюю обшивку. Первая внутренняя стенка и вторая внутренняя стенка расположены с тем, чтобы внутренний объем, через который может течь рабочая текучая среда турбины, отделялся от внешнего объема, через который может течь охлаждающая текучая среда. Первая внутренняя стенка, вторая внутренняя стенка и внутренняя обшивка расположены относительно друг друга с тем, чтобы полость формировалась во внешнем объеме. Защитный элемент расположен внутри полости с тем, чтобы защитный элемент разделял полость на внутреннюю область и внешнюю область, которая сформирована в радиально внешнем положении в сравнении с внутренней областью. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение частей турбины. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к энергетике. В системе уплотнения зазора между двумя соседними, испытывающими тепловую и/или механическую нагрузку конструктивными элементами тепловой машины, в частности турбомашины или газовой турбины, включающей в себя уплотнение, которое установлено в проходящей поперек зазора, пересекающей зазор выемке, уплотнение по меньшей мере частично состоит из сплава с эффектом запоминания формы таким образом, что при превышении заданной предельной температуры его уплотнительные свойства изменяются. Изобретение позволяет повысить эффективность и простоту изготовления системы уплотнения. 12 з.п. ф-лы, 7 ил.

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных на внутренних кольцевых элементах. Статор коаксиально охватывает ротор снаружи с формированием между ними тракта течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены напротив друг друга соответственно. Ряд направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток, расположенный ниже по ходу течения потока, образуют ступень турбины. Рабочие лопатки снабжены на их концах внешними платформами рабочих лопаток. Внешние платформы рабочих лопаток содержат на их внешней поверхности ряд зубцов, проходящих параллельно друг другу в окружном направлении и размещенных один за другим в направлении течения потока газа. Зубцы подразделяются на первые и вторые зубцы. Вторые зубцы расположены ниже по потоку от первых зубцов. Первые зубцы расположены напротив проходящего вниз по потоку выступа соседних направляющих лопаток ступени турбины, а вторые зубцы находятся напротив соответствующих теплозащитных экранов статора. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Осевой компрессор (10) газотурбинного двигателя содержит корпус (12), который имеет внутреннюю стенку, образующую аэродинамическую базовую поверхность для канала для прохода газа, и в котором смонтировано рабочее колесо (14), имеющее радиальные лопатки (18). Кольцевое углубление образовано на внутренней стенке корпуса. Форма углубления в направлении от зоны, расположенной выше по потоку, к зоне, расположенной ниже по потоку, определяется тремя поверхностями, соответственно расположенной выше по потоку поверхностью, срединной поверхностью и расположенной ниже по потоку поверхностью, при этом указанные поверхности являются, по существу, коническими. Расположенная выше по потоку поверхность проходит в направлении вверх по потоку от передних кромок лопаток. Срединная поверхность, по существу, параллельна указанной аэродинамической базовой поверхности. Расположенная ниже по потоку поверхность проходит в направлении вниз по потоку, по меньшей мере, до задних кромок лопаток. Зона соединения между срединной и расположенной ниже по потоку поверхностями расположена на расстоянии от передних кромок лопаток (18), находящемся в диапазоне от 30% до 80% и предпочтительно в диапазоне от 50% до 65% от длины лопаток (18) в аксиальном направлении. Достигается уменьшение завихрений и повышение эффективности компрессора. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх