Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя


 


Владельцы патента RU 2524785:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя содержит тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору. Опора выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80…100 градусов, и плоской частью наружным диаметром 0,2…0,3 максимального диаметра опоры. Между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6…0,8 наружного диаметра плоской части опоры. На конической части опоры выполнены 3…8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной 0,03…0,15 максимального диаметра опоры. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя в период выхода на режим. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) реактивных снарядов систем залпового огня.

Герметизирующее - пусковое устройство (ГПУ) - служит для герметизации РДТТ при хранении, обеспечения надежного запуска РДТТ и минимизации разбросов внутрибаллистических характеристик, времени, темпа стрельбы и скорости схода реактивных снарядов с направляющих, что особенно важно при залповой стрельбе.

Известно ГПУ, содержащее корпус и сопловую заглушку (см. книгу Ерохина Б.Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ.: М., Машиностроение, 1991 г., стр.318, рис.12.7).

Задачей данного технического решения явилась разработка ГПУ, размещенного в сопловом блоке РДТТ.

Общими признаками с предлагаемым ГПУ является наличие в нем сопловой заглушки (опоры, посредством которой ГПУ крепится к сопловому блоку).

Однако данная конструкция ГПУ имеет недостаток, заключающийся в том, что при истечении струи продуктов из ГПУ наблюдается перекос ГПУ в сопловом блоке, что приводит к полному или частичному отсутствию истечения продуктов сгорания воспламенителя в осевой канал заряда топлива РДТТ, а следовательно к нестабильному зажжению заряда и к недопустимым разбросам параметров выхода РДТТ на режим, приводящим к разбросу скорости схода и темпу стрельбы.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому результату является ГПУ, содержащее тарель в виде нескольких телескопических втулок, форсажную трубку и опору (см. патент РФ №2229617 от 26.11.02), принятая за прототип.

Как видно из этого технического решения, конструкция ГПУ содержит элементы, обеспечивающие передачу огневого импульса вдоль оси форсажной трубки, закрепленной на опоре, чем достигается истечение струи продуктов сгорания вдоль оси РДТТ, симметричность воздействия струи на воспламенитель, снижение разбросов в течение воспламенительного периода, отсутствие перекоса форсажной трубки, а следовательно, снижение разбросов внутрибаллистических характеристик, скорости схода и темпа стрельбы.

Данная конструкция ГПУ применяется в PC малых калибров, однако при применении ее в конструкциях, имеющих существенно больший калибр, было установлено повышение разброса внутрибаллистических параметров, скоростей схода и темпа стрельбы, что объясняется главным образом несимметричностью деформации и прогиба опоры большого диаметра под действием продуктов сгорания воспламенителя в период начала его зажжения, что вызывает перекос форсажной трубки в период запуска двигателя, асимметрию воздействия газовой струи на воспламенитель и повышение разбросов.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) явилось создание ГПУ, позволяющего снизить величину разбросов внутрибаллистических характеристик в момент запуска, а также схода и темпа стрельбы.

Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в ГПУ тарели, форсажной трубки, опоры, узла крепления опоры на форсажной трубке.

В отличие от прототипа предлагаемое ГПУ содержит тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору, причем опора выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80…100 градусов и плоской частью наружным диаметром (0,2…0,3)D, между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6…0,8 наружного диаметра плоской части опоры, а на конической части опоры выполнены 3…8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной (0,03…0,15)D, где D - максимальный диаметр опоры.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение разброса внутрибаллистических параметров в период выхода двигателя на режим, скорости схода, темпа стрельбы.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном ГПУ, содержащем тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору, особенность заключается том, что ГПУ выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80…100 градусов и плоской частью наружным диаметром (0,2…0,3)D, между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6…0,8 наружного диаметра плоской части опоры, а на конической части опоры выполнены 3…8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной (0,03…0,15)D, где D - максимальный диаметр опоры.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними, позволяют, в частности, за счет:

- выполнения опоры в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80…100 градусов и плоской частью наружным диаметром (0,2…0,3)D, резко повысить стабильность процесса деформации опоры в силу наличия плоского участка опоры (с которого начинаются деформация и прогиб опоры), воспроизводимость деформации которого достаточно высока, а также повысить стабильность процесса воспламенения, поскольку симметричная деформация плоского участка не приводит к смещению оси форсажной трубки и возникновению асимметрии воздействия струи, истекающей из форсажной трубки на воспламенитель. Согласно экспериментальным данным при отклонении угла прилегания опоры к дозвуковой части сопла от интервала 80…100 градусов и наружного диаметра плоской части опоры от (0,2…0,3)D резко возрастают разбросы параметров деформации опоры, возникает перекос форсажной трубки в процессе запуска, а следовательно, возрастают разбросы темпа стрельбы и скоростей схода;

- размещения между опорой и узлом крепления на форсажной трубке цилиндрической втулки с максимальным наружным диаметром 0,6…0,8 наружного диаметра плоской части опоры также повысить воспроизводимость процесса деформирования опоры в силу обеспечения равномерности по площади контакта передачи осевого усилия на опору, возникающего при истечении газовой струи (огневого импульса), под действием которой происходит предварительная деформация опоры. Согласно экспериментам увеличение наружного диаметра втулки свыше 0,8 диаметра плоской части опоры или уменьшения наружного диаметра втулки менее 0,6 указанного диаметра нарушает воспроизводимость процесса деформирования, а следовательно, и стабильность темпа стрельбы;

- выполнения на конической части опоры 3…8 симметрично расположенных пазов с длиной и шириной (0,03…0,15)D, где D - максимальный диаметр опоры,

обеспечить втекание при зажжении воспламенителя продуктов сгорания в полость, ограниченную опорой и тарелью, тем самым снизить перепад давлений на наружной и внутренней поверхностях опоры, а следовательно, снизить ударные нагрузки, деформирующие опору, что также повышает стабильность процесса деформации опоры и воспламенителя, темпа стрельбы и скоростей схода. При увеличении числа пазов свыше 8 и их размеров свыше 0,15D возрастает время деформации опоры и время выхода РДТТ на режим, превышающее допустимое значение, при уменьшении числа пазов менее 3 и их размеров ниже 0,03D возрастает разброс параметров дефомирования опоры, параметров воспламенительного процесса и разбросы скоростей и темпа схода.

Сущность изобретения заключается в том, что в герметизирующее-пусковом устройстве, содержащем тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору, согласно изобретению опора выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80…100 градусов и плоской частью наружным диаметром (0,2…0,3)D, между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6...0,8 наружного диаметра плоской части опоры, а на конической части опоры выполнены 3…8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной (0,03…0,15)D, где D - максимальный диаметр опоры.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен продольный разрез ГПУ.

Предлагаемое ГПУ содержит узел крепления 1, втулку 2, размещенную между опорой 3 и узлом крепления 1 на форсажной трубке 4, закрепленной на тарели 5, причем втулка 2 выполнена с максимальным наружным диаметром D1, равным 0,6…0,8 наружного диаметра D2 плоской части опоры 3, выполненной в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом α, равным 80…100 градусов, и плоской частью наружным диаметром D2, равным 0,2…0,3 максимального диаметра опоры D, а на конической части опоры 3 выполнены 3…8 симметрично расположенных паза 6 с длиной и шириной (0,03…0,15)D.

Предложенное изобретение функционирует следующим образом. После подачи огневого импульса продукты сгорания движутся по форсажной трубке 4 и зажигают воспламенитель РДТТ. При подаче огневого импульса под воздействием возникающего осевого усилия происходит предварительная деформация плоской части опоры 3, причем за счет установки втулки 2 с выбранными размерами обеспечивается равномерность передачи усилия на плоскую часть опоры 3, деформация ее происходит без перекоса форсажной трубки 4. При горении воспламенителя продукты сгорания заполняют полость между опорой 3 и тарелью 5, что исключает ударное воздействие продуктов сгорания на опору 3. Под действием давления продуктов сгорания воспламенителя опора 3 деформируется и под воздействием продуктов сгорания на тарель 5 ГПУ движется в сторону среза сопла. За счет выбранных соотношений размеров плоской и конической частей опоры 3, углов прилегания опоры 3 к дозвуковой части сопла, количества и размеров пазов 6 обеспечивается движение форсажной трубки 4 без перекоса, а следовательно, симметричность воздействия струи пиропатрона на воспламенитель, одновременность зажжения зерен воспламенителя, а следовательно, воспроизводимость процесса зажжения заряда, выхода РДТТ на режим, скорости схода и темпа стрельбы.

Выполнение ГПУ в соответствии с изобретением позволило снизить разброс внутрибаллистических параметров в период выхода двигателя на режим, разбросы скорости схода, темпа стрельбы.

Изобретение может быть использовано при разработке ГПУ, в том числе к реактивным снарядам для систем залпового огня.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов, выполненных в соответствии с изобретением.

Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя, содержащее тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору, отличающееся тем, что опора выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80…100 градусов и плоской частью наружным диаметром (0,2…0,3)D, между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6…0,8 наружного диаметра плоской части опоры, а на конической части опоры выполнены 3…8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной (0,03…0,15)D, где D - максимальный диаметр опоры.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям с регулированием степени расширения сопла в полете. При работе двигателя в режиме первой ступени степень расширения продуктов сгорания компонентов топлива ограничивают диаметром подвижной внутренней цилиндрической оболочки с торцевой поверхностью, предпочтительно, профилированной, являющейся составной частью профиля сопла, которую размещают в неподвижной оболочке сопла, предпочтительно, в средней ее части, таким образом, что торцевая поверхность подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки.

Изобретение относится к области ракетной техники. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостных ракетных двигателей. Задачей предлагаемого изобретения является создание работоспособного на переходных и стационарных режимах работы устройства охлаждения сверхзвуковой части сопла с низким уровнем давления охладителя (Рохл<<Рк), что должно обеспечить возможность создания высокоэкономичных ЖРД с повышенным давлением в камере, с одновременным упрощением изготовления сопел и повышением их надежности.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании ракетных двигателей твердого топлива, их систем управления и стабилизации. Управляющий ракетный двигатель содержит корпус и расположенные с возможностью осевого перемещения газоходы, имеющие сопло на одном конце и упор с торцом на другом.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел ракетных двигателей, время работы которых составляет десять и менее секунд.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопла переменной степени расширения в твердотопливном двигателе. Сопло переменной степени расширения содержит частично утопленную стационарную часть раструба, складываемую часть раструба, а также стабилизатор раскладывания панелей.

При создании сопла двигательной установки создают внешний поток газов из первичных сопел многокамерной двигательной установки с центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутренний поток газов из первичных сопел жидкостных ракетных двигателей, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом.

Изобретение относится к твердотопливным и гибридным ракетным двигателям. Ракетный двигатель содержит корпус и реактивное сопло.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к области ракетных двигателей твердого топлива со стабилизацией тяги в условиях различных начальных температур окружающей среды и разброса параметров топлива. Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит центральное тело и подвижное сопло, установленное в телескопической направляющей. Подвижное сопло жестко соединено с поршнем, расположенным в закрепленном на корпусе цилиндре и разделяющим цилиндр на переднюю и заднюю по ходу движения ракеты рабочие полости. Подвижное сопло и цилиндр соединены механическими пружинами. Рабочие полости соединены с камерой горения двигателя и сообщены с окружающей средой. Канал, соединяющий рабочие полости с камерой сгорания, выполнен в горловине сопла и имеет дроссельные отверстия. С окружающей средой рабочие полости сообщены через дроссели переменного сечения, причем каждый из дросселей переменного сечения передней и задней рабочих полостей выполнен в виде щели на стенке цилиндра и частично перекрыт поршнем. Изобретение позволяет уменьшить массогабаритные показатели соплового блока. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Ракетный двигатель с раздвижным диффузором содержит сопло истечения газов, исходящих из камеры сгорания, причем сопло имеет продольную ось (ZZ') и содержит первую часть, определяющую критическое сечение сопла и первую неподвижную секцию (12) диффузора, по меньшей мере одну вторую выдвижную секцию (16) диффузора, сечение которой больше сечения первой неподвижной секции (12) диффузора, и механизм (18) выдвижения второй выдвижной секции (16) диффузора, расположенный снаружи от первой и второй секций (12, 16) диффузора. Экран (102) тепловой защиты встроен между механизмом (18) выдвижения и первой неподвижной секцией (12) диффузора. Экран (102) тепловой защиты содержит выпуклую стенку (104) на стороне, обращенной к первой неподвижной секции (12) диффузора. Изобретение обеспечивает повышение надежности ракетного двигателя с раздвижным диффузором путем снижения влияния теплового излучения от диффузора во время работы ракетного двигателя. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. В сверхзвуковой части осесимметричного сопла ракетного двигателя установлена вставка, которая имеет длину, выходной диаметр и степень расширения, меньшие, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части сопла. Вставка занимает два установочных положения - примыкает к стенке сверхзвуковой части сопла при полете в плотных слоях атмосферы и размещается вне области аэродинамической интерференции с задней кромкой стенки при полете в разреженной атмосфере. В положении, предназначенном для полета в разреженной атмосфере, передняя кромка вставки примыкает к поверхности, которая ограничивает возмущения, достигающие стенки, и касательная к образующей которой, проходящая через кромку выходного сечения сопла, направлена под углом к касательной к образующей стенки в выходном сечении, где М - местное число Маха около стенки в выходном сечении сопла. Технический результат - увеличение тяги сопла при заданных габаритах. 4 ил.

Изобретение относится к средствам создания тяги и может быть использовано в реактивных двигателях (РД). Двигательное устройство содержит корпус, конусообразную камеру сгорания, выхлопную трубу, два пружинных клапана между выхлопной трубой и камерой сгорания, блок управления с гидравлическими выходами. Изобретение позволяет увеличить надежность работы РД без уменьшения скорости. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла жидкостного ракетного двигателя оживальной формы. Сопло состоит из нескольких автономных трапецеидальных секторов оживальной формы, соединенных в осевом направлении. Формообразование оживального профиля пакета внутренней и наружной стенок каждого сектора выполняют взрывом, на наружной поверхности внутренней стенки каждого сектора фрезерованием выполняют пазы переменной ширины с образованием ребер каналов охлаждения, каждую внутреннюю стенку сектора оживального профиля накрывают отформованной тонкостенной наружной стенкой и соединяют их, после чего проводят гидропневмоиспытания секторов, затем их торцы подвергают механической обработке и секторы сваривают продольными профильными швами в готовое сопло с последующим неразрушающим контролем сварных швов и гидропневмоиспытанием секторов. Изготовить сопло жидкостного ракетного двигателя можно по другому варианту из нескольких плоских трапецеидальных секторов. При этом фрезерование пазов в каждом секторе и их соединение выполняют в плоском виде. Формообразование оживального профиля сопла выполняют штамповкой взрывом или разжимными пуансонами. Соединение наружной и внутренней стенок осуществляют пайкой или лазерной сваркой. Количество секторов определяют шириной листа заготовки и диаметром сопла. Сварку секторов между собой выполняют лазерной или электронно-лучевой сваркой. Изобретение обеспечивает получение прочной и надежной конструкции крупногабаритного сопла оживальной формы независимо от габаритов, изготовление которой не требует уникального оборудования и значительных капитальных вложений. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры. ЖРД включает турбонасосный агрегат (ТНА) 1, газогенератор 2, выхлопной тракт турбины ТНА 3, камеру сгорания 4 с радиационно-охлаждаемым насадком сопла 5 и коллектором 6 на сопле камеры сгорания 4, сообщенным с выхлопным трактом 3, при этом вокруг радиационно-охлаждаемого насадка 5 выполнен кожух 7, коллектор 6 расположен в зоне стыка радиационно-охлаждаемого насадка 7 и регенеративно-охлаждаемой части сопла камеры 4 и сообщен с входом в кольцевую полость, образованную кожухом 7 и стенкой радиационно-охлаждаемого насадка 7, выход которой сообщен с расположенным вокруг радиационно-охлаждаемого насадка 7 кольцевым сверхзвуковым соплом 8. При этом в качестве материала кожуха 7 может быть использована плотная термостойкая ткань. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигателя и увеличение удельного импульса. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной твердотопливной техники и может быть использовано в конструкциях поворотных сопл из композиционных материалов. Корпус раструба поворотного сопла из композиционных материалов содержит оболочку в виде усеченного конуса с двумя присоединительными фланцами у большого и малого оснований, а также силовой шпангоут с закладными деталями для взаимодействия с механизмами поворота сопла. Оболочка в зоне установки шпангоута выполнена с кольцевым поясом с торцовой поверхностью, фиксирующей положение шпангоута в осевом направлении, и объединена со шпангоутом в неразъемную конструкцию с образованием кольцевого пространства между наружной поверхностью пояса и внутренней поверхностью шпангоута. В кольцевое пространство встроены закладные детали, взаимодействующие с механизмами поворота сопла. Боковая поверхность шпангоута со стороны большого основания оболочки выполнена с усиленным кольцевым ребром, образованным перегибом ткани вокруг введенного в его конструкцию жесткого диска из материала, совместимого с материалом шпангоута, и оформлена как фланец для встраивания корпуса в систему составных частей сопла. Изобретение позволяет повысить надежность раструба поворотного сопла, а также снизить его массу и трудоемкость изготовления. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой. В форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах плоский турбулизатор. Продольные оси установочных элементов расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки. Плоский турбулизатор выполнен с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя твердого топлива в период выхода на режим. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками, кинематически связанными с раструбом механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод лепестков из сложенного положения в рабочее. Образующая лепестка в сложенном положении, проведенная через плоскость его симметрии, параллельна образующей раструба, проведенной через эту же плоскость. Другое изобретение группы относится к механизму раздвижки указанного выше сопла ракетного двигателя, содержащему элементы кинематической связи лепестков с раструбом сопла, образующие пантографы, связывающие соседние лепестки друг с другом. Каждый пантограф содержит продольную балку, связанную с каждым из двух соседних лепестков двумя шарнирно закрепленными планками, а каждый лепесток связан с раструбом направляющими элементами. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию сопла и механизма его раздвижки, уменьшить массу конструкции и повысить ее надежность. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к способам повышения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для увеличения тяги ракетных и авиационных двигателей. Способ увеличения тяги сверхзвукового сопла ракетного двигателя включает вдув внешней среды во внутреннюю полость сопла через систему отверстий и взаимодействие его с рабочим телом. Вдув внешней среды во внутреннюю полость сопла осуществляют в режиме перерасширения при давлении ра<рн, а выдув рабочего тела из внутренней полости сопла вовне в донную область в режиме недорасширения при давлении ра>рн через концевую часть сопла, выполненную из высокотемпературного газопроницаемого материала с открытой пористостью. В качестве высокопористого проницаемого ячеистого материала используют углерод-углеродный композиционный материал, либо керамический композиционный материал, либо жаропрочный металлический сплав, либо волокнистый и канально-трубчатый материал. Изобретение позволяет повысить средний по траектории полета удельный импульс ракетного двигателя, а также обеспечить равномерность вдува и выдува рабочего тела и регулирование высотных характеристик ракетного сопла в режиме перерасширения при давлении ра<рн и недорасширения при давлении ра>рн. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх