Способ старта ракет с подводной лодки, надводных кораблей и наземных носителей из незатопленной пусковой установки и пусковая установка для его реализации


 


Владельцы патента RU 2536961:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к проектированию ракет, стартующих с подводных лодок, надводных кораблей и наземных носителей. На ракете, имеющей верхний пояс герметизации относительно пусковой установки, установлен нижний пояс герметизации. В кольцевой зазор между корпусами ракеты и пусковой установки в боковом направлении и между поясами герметизации производится предстартовый наддув до уровня гидростатического давления на глубине старта системой наддува, размещаемой в подракетном пространстве и соединенной с кольцевым зазором трубопроводами. Система наддува выполнена в виде баллонов высокого давления и оснащена клапаном отсечки после предстартового наддува и клапаном полного опорожнения после выхода ракеты из пускового устройства. Достигается возможность старта с подводной лодки не только из-под воды, но и с надводного положения, а также с надводного корабля. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Данное техническое решение относится к области ракетной техники и может быть использовано в пусковых установках (ПУ) подводных лодок (ПЛ), надводных кораблей и наземных носителей для ракет с "сухим стартом" (из незатопляемой перед стартом ПУ).

При "сухом" старте с глубины нескольких десятков метров крышка пусковой установки или транспортно-пускового стакана (ТПС) с находящейся в них ракетой должна открываться, а сам ТПС водой не затопляется, т.е. ТПС с открытой крышкой перед стартом обязательно герметизируется. Эта герметизация осуществляется, например, прочной мембраной (ракета "Трайдент", ракетный комплекс Д-11(Апальков Ю.В., Мант Д.И., Мант С.Д. «Отечественные баллистические ракеты морского базирования и их носители», С.-П., 2006 г., «ГалеяПринт») или расширенной головной частью самой ракеты (ракетный комплекс "Яхонт").

Такая организация "сухого" старта обеспечивает сохранность ракеты при многократных подготовках к пуску и последующей отменой пуска, не допуская коррозионного воздействия морской воды на корпус ракеты.

Для выбрасывания ракеты из ТПС "сухим" способом применяются, например, газогенераторы (ГГ) или пороховые аккумуляторы давления (ПАД). Эти пироустройства при работе создают повышенное давление в подракетном объеме и выталкивают ракету из ТПС [1].

Как только ракета начинает свое поступательное движение, герметизация в передней части ракеты нарушается (мембрана у "Трайдента" просто разрушается, а расширенная носовая часть ракеты "Яхонт" выходит из ТПС). Открывается кольцевой зазор между ракетой и ТПС, куда начинает втекать вода в случае пониженного в ТПС давления по сравнению с гидростатическим давлением воды на глубине старта. Такое втекание воды вызывает сжатие газа в кольцевом зазоре, что может привести к резкому повышению давления на боковую поверхность ракеты и развитию аварийной ситуации, например смятию корпуса ракеты.

Для предотвращения такого развития события можно, например, упрочнять корпус ракеты. Но это нежелательно из-за увеличения массы ракеты и понижения ее летных и боевых характеристик.

Можно также во избежание втекания воды обеспечивать в кольцевом зазоре между ракетой и ТПС повышенное давление пороховых газов (как в комплексе Д-11) или парогаза (например, для ракеты "Трайдент").

Однако воздействие пороховых газов на боковую поверхность ракеты имеет негативные стороны. Например, высокая температура пороховых газов явно нежелательна из-за возможного перегрева корпуса ракеты. В старте ракеты "Трайдент" температура парогаза в кольцевом зазоре специально понижается за счет пропускания пороховых газов ГГ через воду. Такое техническое решение влечет за собой размещение на ПЛ громоздкой конструкции парогазогенератора, снижение энергетических возможностей задействуемого для старта пороха, размещение парогазогенератора и большого количества пороха в жилых отсеках ПЛ в ущерб безопасности носителя, введение в конструкцию ПУ протяженных трубопроводов для подачи парогаза в ПУ и пр.

Принимая "сухой" старт "Трайдента" за ближайший аналог, авторы предлагают другое техническое решение для "сухого" старта.

Предлагаемое техническое решение состоит во введении в конструкцию пусковой установки нижнего пояса герметизации (обтюратора), устанавливаемого в корме ракеты и изолирующего кольцевой зазор между ракетой и ТПС от заданного объема в процессе старта, а также во введении в конструкцию пусковой установки устройства для наддува кольцевого зазора и подракетного пространства перед стартом. Это устройство для наддува размещается в подракетном объеме пускового стакана, соединено трубопроводами с кольцевым зазором для его наддува и выполнено, например, в виде малогабаритных баллонов высокого давления, например в 300 атм, наполненных нейтральным газом, например азотом.

На фиг.1 представлена ПУ, в которой:

1 - корпус пусковой установки,

2 - крышка ПУ,

3 - пусковой стакан в ПУ,

4 - ракета в ТПС,

5 - верхний пояс герметизации ракеты относительно ТПС,

6 - нижний пояс герметизации ракеты относительно ТПС (например, обтюратор),

7 - система наддува (баллоны) кольцевого зазора между поясами герметизации,

8 - трубопроводы для перепуска газа из системы наддува в кольцевой зазор,

9 - кольцевой зазор между ракетой и пусковым устройством,

10 - стартовое устройство, например ПАДы,

11 - подракетное пространство.

Устройство работает следующим образом.

По началу предстартовой подготовки открывается крышка пусковой установки 2, вода затопляет подкрышечное пространство до верхнего пояса герметизации 5, далее с помощью системы наддува 7 и ее трубопроводов 8 наддувается кольцевой зазор 9 и пространство под нижним поясом герметизации 11 до давления, равного гидростатическому на глубине старта или несколько превышающего его, затем подается сигнал на включение двигательной установки 10 (например, ГГ, или ПАДа, или двигателя). После выхода или разрыва верхнего пояса герметизации 5 из пускового стакана 3 сжатый воздух из кольцевого зазора 9 под действием движущегося вверх нижнего пояса герметизации 6 вытесняется из кольцевого зазора 9 в воду, препятствуя заполнению кольцевого зазора 9 водой и явлению гидроудара в нем.

Наддув кольцевого зазора 9 прерывается отсечкой устройства наддува по достижении заданного значения давления в кольцевом зазоре. После выхода ракеты из пускового стакана устройство наддува снова включается и полностью опорожняется, что позволяет за счет низкой температуры газа из системы наддува понизить давление в пусковом стакане при заполнении его водой после старта. В случае использования в системе наддува в качестве рабочего тела инертного газа, например азота, можно избежать явления вторичного догорания пороховых газов в ТПС при старте и тем самым понизить уровень давления на ракету.

Данная схема "сухого" старта характеризуется следующими особенностями:

- стартовые малогабаритные ГГ выбрасывают пороховые газы высокой температуры в задонный объем, резко увеличивая энергетику старта по сравнению со стартом на парогазе и уменьшая потребное для старта количество пороха в ГГ;

- высокотемпературные пороховые газы действуют только на дно ракеты, не поступая в кольцевой зазор из-за наличия обтюратора и не воздействуя на боковую поверхность ракеты;

- наддув кольцевого зазора проводится всего за несколько секунд до старта (до уровня гидростатического давления на глубине старта во избежание втекания воды в кольцевой зазор при старте);

- при выходе ракеты из ТПС в воду газы из кольцевого зазора имеют температуру окружающей среды и не вызывают бурных процессов теплообмена, как в случае истечения в воду высокотемпературных пороховых газов из кольцевого зазора;

- после старта производится полное опорожнение баллонов системы наддува, при этом давление в баллонах становится равным окружающему давлению, чем улучшается безопасность эксплуатации пусковой установки;

- устройство для наддува кольцевого зазора малогабаритное и не требует протяженных магистралей для подачи газа.

Таким образом, данное техническое решение позволяет решить следующие проблемы:

- уменьшить давление на боковые стенки ракеты и стакана, избежать явления гидроудара в кольцевом зазоре, сопровождающегося подъемом давления в десятки атмосфер, что может привести к аварийной ситуации;

- уменьшить вес конструкции ракеты и пускового стакана вследствие снижения требований к прочности;

- уменьшить время подготовки к старту ракеты и тем самым упростить предстартовую подготовку;

- унифицировать транспортно-пусковой стакан для различных ракетных систем и носителей ракетного оружия;

- использовать в качестве устройства для наддува кольцевого зазора малогабаритные баллоны высокого давления (например, до 300 атм), которые занимают малый объем в подракетном пространстве;

- повысить стабильность стартовых процессов в подракетном пространстве при работе газогенератора.

Отдельно надо подчеркнуть, что предлагаемое техническое решение позволяет осуществлять старт ракет с подводной лодки не только из-под воды, но и с надводного положения, а также старт с надводного корабля, решая проблему защиты боковой поверхности ракеты от высокого стартового давления пороховых газов или парогаза. В этом случае система наддува по признаку старта из надводного положения не задействуется, но опорожняется по выходу ракеты из пускового устройства.

В случае унификации пусковой установки предлагаемое техническое решение позволяет осуществлять старт ракет с наземных стационарных или мобильных установок, как и в случае старта ракет с надводного положения носителей.

1. Способ старта ракет с подводной лодки, надводных кораблей и наземных носителей из незатопленного пускового устройства, включающий предстартовый наддув пускового устройства, открытие крышки пускового устройства, запуск стартового устройства, отличающийся тем, что перед стартом наддувают кольцевой зазор пускового устройства и пространство под нижним поясом герметизации, отсекают наддув по достижении давления в кольцевом зазоре выше гидростатического давления на глубине старта.

2. Способ старта ракет по п.1, отличающийся тем, что после отсечки наддува и запуска стартового устройства снова включают систему наддува с подачей ее газа в задонное пространство до полного опорожнения системы наддува.

3. Пусковая установка для старта ракет с подводной лодки, надводных кораблей и наземных носителей, включающая пусковой контейнер с герметичной крышкой, стартовое устройство для выброса ракеты из пускового контейнера, систему наддува пространства между крышкой пусковой установки и ее стенками; отличающаяся тем, что на ракете установлены нижний и верхний пояса герметизации, система наддува размещена в подракетном пространстве и оснащена клапанами подачи газа и отсечки, кольцевой зазор между ракетой и пусковым устройством и между поясами герметизации соединен трубопроводами с системой наддува.

4. Пусковая установка по п.3, отличающаяся тем, что в качестве рабочего тела в системе наддува используется нейтральный газ, например азот.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Бортовое командное устройство содержит источник питания, электрически связанный с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени, рулевыми машинами через переключатели с нормально разомкнутыми контактами, переключатель, взаимодействующий с датчиком выхода макета, блок временной задержки запуска двигателя относительно момента срабатывания датчика выхода, две параллельные цепи с инвертором для подачи на рулевые машины электрического сигнала нужной полярности.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя первой ступени, жестко фиксируют органы управления в нулевом положении, устанавливают неподвижно механические упоры, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, запускают двигатель после выхода макета из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, отделяют поддон от макета, расфиксируют органы управления штоками рулевых машин с помощью постоянного электрического сигнала заданной полярности, отклоняют и удерживают органы управления до установленных механических упоров с помощью рулевых машин, уводят макет от пусковой установки в заданную зону падения.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя, отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, размещенного на пусковой установке (ПУ), отделяют поддон от макета, запускают двигатель после выхода из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, уводят макет от ПУ в заданную зону падения.

Предлагаемое изобретение относится к заряжающим устройствам орудий, используемых на транспортных средствах, и может быть использовано преимущественно в транспортно-заряжающих машинах реактивных систем залпового огня и зенитных ракетных комплексов.

Изобретение относится к области вооружений и касается узла крепления многоствольных гранатометов (пусковых установок). Многоствольный гранатомет содержит основание с установленным в нем приводом, поворотную опору с блоком стволов, установленную на основании через опорное устройство.

Изобретение относится к пусковым установкам, а именно к испытательным стендам. Стабилизирующее устройство монорельсовой ракетной тележки (РТ) ракетного трека содержит крыло в виде заостренной пластины, вал, устройство определения крена с гироскопом и двумя контактными датчиками, устройство вращения крыла в виде шагового двигателя или в виде двух пиротолкателей с цилиндрами, штоками и пороховыми зарядами, устройство управления устройством вращения крыла с источником питания, башмак, колодку, систему поджига порохового заряда пиротолкателей в виде запального порохового заряда, пару ракетных двигателей (РД).

Изобретение относится к военной технике и может быть применено для запуска ПТУР. Универсальный боевой модуль содержит поворотную (в виде цилиндрической обечайки), подъемную платформы с основанием (в виде вертикальной стойки коробчатой формы) и вращающейся частью (в виде цилиндрической обечайки), устройство управления вооружением с прицелом-прибором наведения, электронные блоки управления электрическими приводами наведения, автомат сопровождения цели, пульт оператора с дисплеем, соединенный электрическими линиями связи (проходящие через отверстие в заглушке поворотной платформы) с устройством управления вооружением, опорное устройство (носитель или треножное основание, содержащее фланцы с отверстиями).

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в пусковых ракетных установках. Стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки (ПУ) содержит корпус с элементами крепления к ПУ, стопор с клиновидным выступом, рукоятку в виде ступенчатого изгиба, фиксатор в виде ступенчатого изгиба, стопорную пружину из ленточной стали.

Изобретение относится к военной технике, а именно к корабельным пусковым установкам (КПУ). Корабельная пусковая система содержит пусковую установку в виде контейнера с крышкой и опорным фланцем, каркас с гнёздами, нижние, верхние и промежуточные основания с ячейками, транспортно-пусковые стаканы (ТПС) (контейнеры), средства крепления ТПС, устройство герметизации, резинокордную оболочку, средства продольной и поперечной амортизации каркаса, нуль-установители, упоры, фундаменты контейнера, исполнительный гидроцилиндр, шток, рычажный механизм, тяги, направляющий стакан, амортизаторы из эластичного материала, опорные элементы, амортизирующее устройство, механизмы автоматической стыковки донных разъёмов электрических соединителей ТПС, герметизирующее уплотнение, центрирующий направляющий элемент в виде штыря, элемент в виде ромбического пальца, защитный козырёк, втулка с индивидуальным герметизирующим уплотенением.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Ракетная пусковая установка содержит основание, стойку, опорно-поворотное устройство, качающуюся платформу с направляющими для размещения ракет, приводы наведения со стопорными устройствами, блоки индикации углов азимута и возвышения со стрелочным указателем, кабельную сеть (или радиоканал), систему видеоконтроля из двух автономных видеоустройств в герметичных, пылевлагозащищенных отсеках (корпусах), с подсветкой, видеорегистратором, видеокамерой.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к противотанковым ракетным комплексам. Противотанковый ракетный комплекс содержит пусковую установку с прицелом и аппаратурой наведения и управления, закрепленный на пусковой установке транспортно-пусковой контейнер с управляемой ракетой, измеритель координат местоположения пусковой установки, автономно устанавливаемый относительно пусковой установки радиолокатор обнаружения и сопровождения целей, измеритель координат местоположения и измеритель углов наведения радиолокатора относительно системы координат стрельбы, устройство целеуказания, выполненное в виде двух модулей, первый из которых содержит измеритель углов наведения пусковой установки, а второй модуль с индикатором подключен к радиолокатору по каналу связи. Пусковая установка с прицелом и аппаратурой наведения и управления, первый и второй модули устройства целеуказания, измеритель координат местоположения пусковой установки установлены на первой самоходной машине. Измеритель углов наведения пусковой установки выполнен в виде датчиков углов поворота пусковой установки по азимуту и углу места относительно первой самоходной машины. Измеритель координат местоположения пусковой установки и измеритель углов положения первой самоходной машины относительно географической системы координат выполнены в виде навигационной системы первой самоходной машины. Второй модуль устройства целеуказания выполнен в виде вычислительной системы с клавиатурой и индикатором для индикации и управления. Радиолокатор обнаружения и сопровождения целей, измеритель координат местоположения и измеритель углов наведения радиолокатора относительно системы координат стрельбы установлены на второй самоходной машине с возможностью поворота антенны радиолокатора дополнительно введенными автоматизированными приводами вертикального и горизонтального наведения и с возможностью запитки от системы электропитания второй самоходной машины. Достигается повышение автоматизации управления противотанковым ракетным комплексом и повышается выживаемость бойцов подразделения. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Устройство для запуска ракет содержит пусковой контейнер, имеющий передний и задний торцы, установленный на основании прицельно-пускового модуля (ППМ), и газоотражательный лоток. Газоотражательный лоток выполнен в виде плоского листа-крыши, жестко скрепленной с основанием ППМ и размещенной над пусковым контейнером. Крыша в районе заднего торца пускового контейнера отогнута вверх на величину 20-30°. Линия изгиба перпендикулярна продольной оси пускового контейнера и отстоит от заднего торца на величину (0,6…0,7)D в направлении пуска ракеты, где D - внутренний диаметр пускового контейнера, а длина отогнутой части составляет (1,9…2,1)D. Достигается уменьшение воздействия составляющей силы газовой струи на контейнер, уменьшение габаритов и массы контейнера и повышение надежности стрельбы пусковой установки. 3 ил.

Изобретение относится к пусковым установкам ракет-мишеней и может использоваться при разработке пусковых установок мишенных комплексов с имитаторами воздушных целей ракетного типа. Пусковая установка для запуска ракет содержит основание (1), стойку (2), раму (3) с направляющими (4). Направляющие имеют возможность независимого друг от друга наведения по углу возвышения. На направляющих (4) установлены дистанционно управляемые устройства (5) утапливания стопора, удерживающего ракету. Направляющие заряжены ракетами-мишенями (6) в пусковых контейнерах. Ракеты (6) электрически соединены с разъемами пусковой установки. Достигается расширение технических возможностей пусковой установки, повышение качества. 1 з.п ф-лы. 2 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках преимущественно подводных лодок. Способ старта ракеты из ТПК заключается в наддуве не поддерживающим горение газом подкрышечного объема ТПК с одновременным поступлением газа через обтюратор в донный объем, после чего отключают наддув при достижении необходимого давления в подкрышечном объеме контейнера с последующим наддувом донного объема контейнера газами от порохового аккумулятора давления (ПАД). Устройство для осуществления старта ракеты из ТПК включает обтюратор, ПАД, баллон высокого давления с пускоотсечным клапаном, соединенным с подкрышечным объемом контейнера трубопроводом, сигнализатор давления с трубопроводом, противоположный конец которого расположен в подкрышечном объеме контейнера. Достигается создание условий для надежного подводного старта ракеты из ТПК путем исключения гидравлических, колебательных и вибрационных воздействий на корпус ракеты. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоствольных пусковых установках (ПУ). Огнестойкая крышка многоствольной ПУ из прессованного стеклопластика с плоскими слоями, закрепленная на переднем торце пусковой трубы с помощью стопорного устройства, содержит наружную поверхность с коническими и радиусными поверхностями, огнезащитным покрытием с эпоксидной композицией из смолы эпоксидной, стеклянного порошка «аэросил», углерода технического, отвердителя-полиэтиленполиамина, нарезанных асбестовых волокон и с частичной пропиткой краев перерезанных слоев стеклопластика в зависимости от глубины пропитки, толщины одного слоя и эпоксидной композиции. Изобретение позволяет повысить надежность огнестойкой крышки. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем проточную пусковую трубу с передним и задним торцами, газоотражатель, расположенный у заднего торца проточной пусковой трубы и связанный с ней. Газоотражатель выполнен в виде кольцевого заряда твердого топлива с источником воспламенения, размещенного в кольцевом корпусе с внешней стороны проточной пусковой трубы. В донной части кольцевого корпуса со стороны заднего торца проточной пусковой трубы выполнен кольцевой ряд выходных отверстий. Достигается повышение надежности работы путем снижения силового воздействия ударной волны на носитель при старте ракеты из пусковой трубы за счет взаимодействия ударной волны с пороховыми струями газа, истекающими из кольцевого корпуса. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем проточную пусковую трубу, имеющую передний и задний торцы, отражатель, закрепленный шарнирно на заднем торце проточной пусковой трубы, и приводной механизм отражателя. Отражатель выполнен составным из дугообразных трапециевидных пластин, закрепленных шарнирно на пусковой трубе и установленных с перекрытием одна относительно другой, образуя выпуклый полусферический экран. Пластины снабжены приводным механизмом. Достигается повышение надежности работы устройства путем снижения газодинамического воздействия истекающей струи на отражатель и пусковую трубу при снижении силового воздействия на носитель при старте ракет. 3 ил.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги. Изобретение позволяет уменьшить массу конструкции ЛА, стартовую нагрузку ПУ и упростить конструкцию ПУ. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления. В первом варианте стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего реактивные сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса. К стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса, выполненный из термостойкого материала. Во втором варианте ЛА размещен в транспортно-пусковом стакане (ТПС), снабженном устройством частичного выдвижения ЛА с выходом соплового блока из его полости. В третьем варианте крышка ТПС выполнена в виде защитного обтекателя передней части корпуса из термостойкого материала и прикреплена к стартовой двигательной установке под реактивными соплами соплового блока. Группа изобретений направлена на повышение надежности. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в гранатометах. Система управления гранатометом содержит лазерный дальномер, процессор или блок памяти, гранату с таймером, запрограммированным на взрыв по истечении времени самоликвидации и с введённой разницей между временем самоликвидации и временем взрыва, транзистор, управляющий взрывателем. Изобретение позволяет повысить точность стрельбы гранатой.
Наверх