Устройство для включения блока ориентации интегрированной системы резервных приборов в пилотажно-навигационный комплекс

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к блокам ориентации. Устройство содержит вращающийся трансформатор, блок датчиков первичной информации, АЦП, вычислительную машину, формирователь внешнего интерфейса, микроконтроллер с АЦП, нуль-орган, узел гальванической развязки, синхронизатор и два канала преобразования, каждый из которых содержит переключатель и последовательно соединенные буфер, подключенный ко входу нуль-органа, инвертор, компаратор, выход которого подключен к микроконтроллеру и входу управления переключателя, выход которого подключен ко входу АЦП, встроенного в микроконтроллер, а входы подключены ко входу и выходу инвертора. При этом вход буфера одного канала подключен к синусной обмотке вращающегося трансформатора. Вход буфера другого канала подключен к косинусной обмотке вращающегося трансформатора. Вход узла гальванической развязки подключен к источнику внешнего опорного напряжения, питающего обмотку возбуждения вращающегося трансформатора, входящего в состав пилотажно-навигационного комплекса. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей блока ориентации интегрированной системы резервных приборов. 1 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к блокам ориентации.

Известен блок ориентации курсовой системы [1], содержащий блок датчиков первичной информации, аналого-цифровой преобразователь (АЦП), вычислительную машину (ВМ).

Недостатком данного устройства является отсутствие в нем преобразователя сигналов вращающегося трансформатора в цифровой код.

Известен также блок ориентации [2], содержащий блок датчиков первичной информации, АЦП, ВМ.

Недостатком данного устройства является отсутствие в нем преобразователя сигналов вращающегося трансформатора в цифровой код.

Заявленное изобретение направлено на расширение функциональных возможностей блока ориентации интегрированной системы резервных приборов.

Поставленная задача достигается тем, что в устройство для включения блока ориентации интегрированной системы резервных приборов в пилотажно-навигационный комплекс, в состав которого входит вращающийся трансформатор, содержащее блок датчиков первичной информации, АЦП, ВМ, согласно изобретению введены формирователь внешнего интерфейса, микроконтроллер со встроенным в него АЦП, нуль-орган, подключенный к микроконтроллеру, соединенные последовательно узел гальванической развязки и синхронизатор, подключенный к микроконтроллеру, выход которого подключен через формирователь внешнего интерфейса к ВМ, и два канала преобразования, каждый из которых содержит переключатель и последовательно соединенные буфер, подключенный ко входу нуль-органа, инвертор, компаратор, выход которого подключен к микроконтроллеру и входу управления переключателя, выход которого подключен ко входу АЦП, встроенного в микроконтроллер, а входы подключены ко входу и выходу инвертора, при этом вход буфера одного канала подключен к синусной обмотке вращающегося трансформатора, вход буфера другого канала подключен к косинусной обмотке вращающегося трансформатора, а вход узла гальванической развязки подключен к источнику внешнего опорного напряжения, питающего обмотку возбуждения вращающегося трансформатора, входящего в состав пилотажно-навигационного комплекса.

К существенным отличиям предложенного устройства относится введение в него формирователя внешнего интерфейса, микроконтроллера со встроенным в него АЦП, нуль-органа, подключенного к микроконтроллеру, соединенных последовательно узла гальванической развязки и синхронизатора, подключенного к микроконтроллеру, выход которого подключен через формирователь внешнего интерфейса к ВМ, и двух каналов преобразования, каждый из которых содержит переключатель и последовательно соединенные буфер, подключенный ко входу нуль-органа, инвертор, компаратор, выход которого подключен к микроконтроллеру и входу управления переключателя, выход которого подключен ко входу АЦП, встроенного в микроконтроллер, а входы подключены ко входу и выходу инвертора, при этом вход буфера одного канала подключен к синусной обмотке вращающегося трансформатора, вход буфера другого канала подключен к косинусной обмотке вращающегося трансформатора, а вход узла гальванической развязки подключен к источнику внешнего опорного напряжения, питающего обмотку возбуждения вращающегося трансформатора, входящего в состав пилотажно-навигационного комплекса.

При таком включении происходит преобразование аналоговых сигналов, пропорциональных синусу и косинусу угла поворота вращающегося трансформатора, в цифровую информацию о текущем значении угла, необходимую для передачи в пилотажно-навигационный комплекс.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется чертежом, на котором представлена структурная схема, содержащая блок 1 датчиков первичной информации, АЦП 2, ВМ 3, формирователь 4 внешнего интерфейса, микроконтроллер 5, АЦП 6, встроенный в микроконтроллер 5, нуль-орган 7, устройство 8 гальванической развязки, синхронизатор 9, каналы 10, 11 преобразования, переключатель 12, буфер 13, инвертор 14, компаратор 15, синусную 16 и косинусную 17 обмотки вращающегося трансформатора, источник 18 внешнего опорного напряжения, обмотку 19 вращающегося трансформатора, пилотажно-навигационный комплекс 20.

Блок 1 датчиков первичной информации подключен через АЦП 2 к ВМ 3, к которой через формирователь 4 внешнего интерфейса подключен микроконтроллер 5, к которому подключен нуль-орган 7 и последовательно соединенные синхронизатор 9 и устройство 8 гальванической развязки, соединенные с источником 18 опорного напряжения и обмоткой 19 возбуждения вращающегося трансформатора. В каждом из каналов 10, 11 преобразования последовательно соединены буфер 13, подключенный ко входу нуль-органа, инвертор 14 и компаратор 15, выход которого подключен к микроконтроллеру 5 и входу управления коммутатора 12, выход которого подключен ко входу АЦП 6, встроенного в микроконтроллер 5, а входы подключены ко входу и выходу инвертора 14, при этом входы буфера 13 одного канала 10 подключены к синусной 16 обмотке, а другого канала 11 - к косинусной 17 обмотке вращающегося трансформатора, входящего в состав пилотажно-навигационного комплекса 20.

Устройство работает следующим образом. Блок 1 датчиков первичной информации выдает текущие значения параметров в виде аналоговых электрических сигналов, которые с помощью АЦП 2 преобразуются в цифровой код, поступающий на ВМ 3, где производится вычисление параметров полета. С пилотажно-навигационного комплекса 20 приходят в виде синусоидальных напряжений аналоговые сигналы с синусной 16 и косинусной 17 обмоток вращающегося трансформатора пропорциональные соответственно синусу и косинусу угла поворота летательного аппарата. Эти сигналы поступают для развязки на буферы 13 каналов преобразования 10, 11, инвертируются инвертором 14 и с помощью компаратора 15 преобразуются в последовательность прямоугольных импульсов, совпадающих по фазе с входным сигналом. Благодаря тому что синусный и косинусный сигналы имеют между собой определенные фазовые соотношения в различных квадрантах угла поворота, то на выходе компаратора 15 каналов преобразователя 10, 11 будет иметь место двухразрядный параллельный цифровой код, в котором содержится информация о текущем квадранте угла поворота. Эта информация поступает на микроконтроллер 5. В каждом канале входные синусоидальные сигналы инвертируются и поступают на входы аналогового коммутатора 12, который через вход управления с компаратора 15 подключает прямой или инверсный сигналы ко входам АЦП 6, встроенного в микроконтроллер 5. Эти сигналы преобразуются в цифровой код, передаются в микроконтроллер 5, где производится их обработка по определенному алгоритму, формируется цифровой код, пропорциональный углу поворота вращающегося трансформатора, который через формирователь 4 внешнего интерфейса передается в ВМ 3. Для гальванической развязки и синхронизации обработки сигналов предназначено устройство 8 гальванической развязки и синхронизатор 9, соединенные последовательно, а для запуска рабочего цикла микроконтроллера 5 предусмотрен нуль-орган 7, определяющий точку перехода через нуль сигналами синусной 16 и косинусной 17 обмоток вращающегося трансформатора.

Таким образом, формирование цифрового кода, пропорционального синусу и косинусу текущего значения угла поворота вращающегося трансформатора, расширяет функциональные возможности предложенного устройства.

Предложенное устройство используется в блоке ориентации интегрированной системы резервных приборов.

Источники информации

1 Патент США №4347730, кл. 73/1E, 1982 г.

2 Юбилейная XV Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам. Сборник материалов. Санкт-Петербург 2008 г., стр.263. Компенсация магнитной девиации интегрированной системы резервных приборов, В.М. Самойлов, Д.В. Свяжин (прототип).

Устройство для включения блока ориентации интегрированной системы резервных приборов в пилотажно-навигационный комплекс, в состав которого входит вращающийся трансформатор, содержащее блок датчиков первичной информации, аналого-цифровой преобразователь, вычислительную машину, отличающееся тем, что в него дополнительно введены формирователь внешнего интерфейса, микроконтроллер со встроенным в него аналого-цифровым преобразователем, нуль-орган, подключенный к микроконтроллеру, соединенные последовательно узел гальванической развязки и синхронизатор, подключенный к микроконтроллеру, выход которого подключен через формирователь внешнего интерфейса к вычислительной машине, и два канала преобразования, каждый из которых содержит переключатель и последовательно соединенные буфер, подключенный ко входу нуль-органа, инвертор, компаратор, выход которого подключен к микроконтроллеру и входу управления переключателя, выход которого подключен ко входу аналого-цифрового преобразователя, встроенного в микроконтроллер, а входы подключены ко входу и выходу инвертора, при этом вход буфера одного канала подключен к синусной обмотке вращающегося трансформатора, вход буфера другого канала подключен к косинусной обмотке вращающегося трансформатора, а вход узла гальванической развязки подключен к источнику внешнего опорного напряжения, питающего обмотку возбуждения вращающегося трансформатора, входящего в состав пилотажно-навигационного комплекса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации и спутниковый способ навигации, и может быть использовано при осуществлении навигации ЛА, в том числе навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях, характеризующихся повышенным уровнем изменчивости состава рабочего созвездия навигационных спутников.

Изобретение относится к контрольно-измерительной технике и может использоваться для определения планово-высотного положения подземного магистрального трубопровода.

Изобретение относится к навигационным системам. Технический результат заключается в повышении защиты обновляемых картографических данных.

Изобретение относится к области приборостроения, в частности к способам персональной навигации (пешеходной, автомобильной и пр.), и может быть использовано при решении задач локальной навигации (мининавигации).

Изобретение относится к системам привязки местоположения. Технический результат заключается в повышении точности кодирования местоположения.

Изобретение относится к области навигации и может быть использовано для определения местоположения и управления движением автономных необитаемых подводных аппаратов с инерциальной навигационной системой и средствами технического зрения.

Изобретение относится к военной технике, а именно к способам функционирования мобильных комплексов навигации и топопривязки в условиях взаимодействия в автоматизированной системе управления войсками (АСУВ), и может быть использовано для решения задач топогеодезической подготовки боевых действий Сухопутных войск.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к навигации летательных аппаратов (ЛА), и может быть использовано при осуществлении навигации ЛА, включая посадку на взлетно-посадочную полосу (ВПП).

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в системах спутниковой навигации подвижных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к области навигации воздушного судна (ВС) и может быть использовано для коррекции навигационных систем BC по скорости, координатам и курсу. Технический результат - повышение точности коррекции навигационной системы ВС по курсу, координатам и скорости.

Изобретение относится к области приборостроения и может использоваться в системах индикации состояния полета летательного аппарата (ЛА). Технический результат - повышение точности. Для этого сначала устанавливают резервный блок ориентации на приборную панель согласно точкам крепления, затем с помощью коммутирующего устройства выводят на ЖК экран, через технологический кадр в меню, режим «установка резервного блока ориентации», в процессе которого вычислитель автоматически сравнивает значения углов по крену и тангажу, формируемые резервным блоком ориентации со значениями углов основной системы, полученными по внешнему интерфейсу, а их разности вводит в ПЗУ резервного блока ориентации, а при отсутствии информации о значении углов по внешнему интерфейсу резервный блок ориентации устанавливают по креноскопу с минимальными отклонениями от нулевого положения на приборную панель ЛА, расположенного на горизонтальной плоскости, с помощью коммутирующего устройства выводят на ЖК экран, через технологический кадр в меню, режим «автономная выставка», инициируя автономную выставку, в процессе которой углы крена и тангажа, вычисленные резервным блоком ориентации, вводят в ПЗУ и используют впоследствии для вычисления вертикали в процессе работы. 1 ил.

Изобретения относятся к системам навигации в физической среде промышленных транспортных средств и, более конкретно, к улучшенным способам и системам для обработки информации карт для навигации промышленных транспортных средств. Техническим результатом является повышение эффективности формирования маршрута для промышленных транспортных средств. В способе разбиения информации карты для навигации промышленных транспортных средств осуществляют разбиение информации карты, связанной с физической средой, содержащей статические детали, представляющие объекты, которые не изменяются в физической среде, и динамические детали, представляющие объекты, которые изменяются в физической среде, на множество сегментов карты, нахождение сегмента, который соответствует текущему местонахождению транспортного средства, и навигацию промышленного транспортного средства с использованием найденного сегмента карты. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области картографии и может быть использовано в качестве информационной базы при принятии управленческих решений при ликвидации последствий чрезвычайных ситуаций, использовании автоматизированной системы управления войсками, планировании и проведении полевых исследований и туристических маршрутов. Сущность: выбирают участки неотектонических блоков по карте новейшей блоковой делимости. Группируют выделенные участки в классы, близкие по морфометрическим характеристикам, характеру грунтов и растительному покрову. Калибруют выделенные классы по стандартному типу тактических свойств. Объединяют области с одинаковыми тактическими свойствами. Формируют итоговые карты для каждого вида тактических свойств. Технический результат: увеличение адекватности принимаемых управленческих решений за счет повышения полноты учета информации, снижение времени принятия решений за счет использования необходимой информации в заранее подготовленном визуализированном и обобщенном виде. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к гироскопии и может быть использовано для улучшения точностных и эксплуатационных характеристик твердотельных волновых гироскопов в составе бескарданных инерциально-навигационных систем. Устройство подвеса блока чувствительных элементов инерциально-навигационной системы на базе твердотельных волновых гироскопов содержит основание, на котором расположены четыре пары направляющих стоек, закрепленных таким образом, что каждые две стойки, закрепленные в основании противоположно друг другу, расположены на одной и той же оси; на направляющие стойки своим внутренним диаметром крепятся резиновые втулки, на наружном диаметре резиновых втулок закреплен блок чувствительных элементов, содержащий три твердотельных волновых гироскопа, герметичный кожух, накрывающий всю конструкцию. 4 ил.

Изобретение относится к области испытаний дистанционно-управляемых устройств, оснащенных системой вооружения и устанавливаемых на шасси наземных транспортных средств. Способ проведения испытаний боевого дистанционно-управляемого модуля заключается в том, что перед контрольными операциями проводят операции по технологической приработке и калибровке. Перед проведением испытаний с системой вооружения проводятся работы по ее приведению к нормальному бою, определяется средняя точка попадания, а при необходимости производится юстировка, затем производится юстировка видеокамер системы технического зрения и тепловизора поворотной платформы. Процесс контроля разделен на шесть блоков контрольных операций, обеспечивающих: проверку работоспособности боевого дистанционно-управляемого модуля при использовании его по назначению, проверку возможности осуществления наблюдения и целеуказания, проверку управляемости изделия и поддержания заданных параметров, проверку блока управления, проверку работы оператора, проверку передачи данных между блоком управления и поворотной платформой, проверку точностных характеристик. Обеспечивается высокая эффективность проведения испытаний боевого дистанционно-управляемого модуля. 8 ил.

Изобретение относится к области морской навигации и может быть использовано, в частности, для определения скорости судна. Предложенный способ определения истинной скорости судна по измерениям длины пробега судна на галсе по фиксированному созвездию космических аппаратов среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы заключается в том, что осуществляют прием радиосигналов космических аппаратов, выделение из радиосигналов служебной информации, определение на основе служебной информации составов рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов начала и окончания пробега, измерение радионавигационных параметров сигналов космических аппаратов рабочих созвездий в указанные моменты начала и окончания пробега, преобразование измеренных параметров в координаты места судна на моменты начала и окончания пробега и определение длины пробега как расстояния между точками с полученными координатами, в котором после определения на основе служебной информации составов рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов начала и окончания пробега сравнивают составы этих созвездий, выбирая группу общих для обоих созвездий космических аппаратов и фиксируют выбранную группу в качестве единого рабочего созвездия для всего времени выполнения пробега. При этом для всего времени выполнения пробега одновременно с приемом радиосигналов от космических аппаратов дополнительно определяют и оценивают остаточные погрешности доплеровского радиолага на основном скоростном режиме, вычисляют апостериорные средние квадратические погрешности скорости по лагу, для компенсации крена и дифферента, вычисляют искомые горизонтальные составляющие вектора скорости. Данное изобретение направлено на расширение функциональных возможностей способа определения длины пробега судна на галсе по определениям места при одновременном уменьшении влиянии негативных факторов при определении истинной скорости судна.

Группа изобретений относится к автономным цифровым интегрированным комплексам бортового электронного оборудования многодвигательных воздушных судов. Бортовая система информационной поддержки содержит модуль динамики взлета, модуль высотно-скоростных и метеорологических параметров, модуль летно-технических характеристик, модуль аэродинамики, модуль тяги силовых установок, модуль базы данных аэродромов и мировую базу данных рельефа подстилающей поверхности EGPWS повышенной точности в 3D формате и минимальных безопасных высот, модуль анализа и принятия решений и другие модули. В предлагаемом когнитивном формате представления информации на взлетном пилотажном индикаторе выполнены синтезированное отображение взлетно-посадочной полосы с осевой линией, номером порога взлетно-посадочной полосы, отображение границ максимально допустимого бокового отклонения судна на разбеге, другие важные отображения. На пилотажном индикаторе на фоне лобового стекла дополнительно отображены команды на подъем передней стойки, отрыв, доразгона судна до безопасных скоростей набора высоты и команды на выдерживание оптимального угла тангажа на воздушном участке взлетной дистанции, а также команды на отворот и экстренный набор высоты для предотвращения столкновения с рельефом подстилающей поверхности и искусственными препятствиями. Форматы указанных параметров отображены с использованием принципов активации визуального восприятия информации в информационной поддержке экипажа в его когнитивной деятельности с использованием принципов искусственного интеллекта, полноты представления информации, актуальности и интерактивности. В результате упрощается управление летательным аппаратом, повышается безопасность полетов. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области морской навигации и может быть использовано, в частности, для определения скорости судна. Согласно изобретению измеряют параметры сигналов спутников глобальной навигационной системы в моменты начала и конца пробега. Преобразуют эти параметры в координаты места судна в указанные моменты времени и определяют длину пробега. По полученной служебной информации определяют составы рабочих созвездий спутников в данные моменты времени. Выбирают группу общих для обоих созвездий спутников и фиксируют эту группу в качестве единого рабочего созвездия для всего времени выполнения пробега. Для всего времени выполнения пробега одновременно с приемом радиосигналов от космических аппаратов принимают радиосигналы от береговых станций, работающих в дифференциальном режиме, и вводят соответствующие поправки, при измерении радионавигационных параметров сигналов выполняют оценку ошибки, вызванную многолучевостью распространения радиосигналов космических аппаратов. Изобретение направлено на повышение точности определения длины пробега судна путем исключения систематических составляющих из общей погрешности измерения указанной длины. 1 ил.

Изобретение относится к методам и средствам прицеливания и наводки, используемым в зенитных самоходных установках (ЗСУ) сухопутных войск. Способ применим в случае выхода из строя системы измерения дальности собственной радиолокационной системы, в т.ч. при постановке помех. С помощью оптического прицела на ЗСУ измеряются текущие угловые координаты воздушной цели. На подвижном пункте разведки и управления (ППРУ) методами радиолокации устанавливают линейную скорость и угол курса цели, которые передают по радиолинии на аппаратуру приема и реализации данных целеуказания. Существующие образцы этой аппаратуры устанавливают на ЗСУ. Измеренные на ЗСУ и переданные с ППРУ данные вводят в цифровую вычислительную систему, где наклонная дальность до цели рассчитывается по соответствующим формулам. Технический результат изобретения состоит в повышении точности определения наклонной дальности воздушной цели, что, в свою очередь, повышает точность стрельбы по ней. 4 ил.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и дальномерный способ навигации. Изобретение может быть использовано при осуществлении навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях. Новизна способа состоит в том, что формируют дополнительную базу данных, включающую диаграммы направленности антенны спутникового приемника и бортовых антенн приемопередатчика дальномерных сигналов, после приема сигналов навигационных спутников (НС) параллельно с определением навигационных параметров по спутниковому способу навигации (ССН) выделяют состав рабочего созвездия и угловые координаты НС, выделяют отношения сигнал/шум спутникового приемника и формируют корреляционную матрицу ошибок ССН, затем формируют векторы направления НС и определяют весовые коэффициенты НС из состава рабочего созвездия по ориентации ЛА, уточненному положению ЛА, угловым координатам НС и диаграмме направленности антенны спутникового приемника, корректируют состав рабочего созвездия спутников по весовым коэффициентам НС, корректируют навигационные параметры по откорректированному составу рабочего созвездия НС, далее формируют ориентированную корреляционную матрицу ошибок ССН, учитывающую ориентацию ЛА на основе откорректированного состава рабочего созвездия и учета весовых коэффициентов НС, параллельно по дальномерному способу навигации (ДСН) формируют корреляционную матрицу ошибок ДСН, формируют векторы направления и определяют весовые коэффициенты наземных радиомаяков (НРМ) из рабочего состава НРМ по ориентации ЛА, уточненному положению ЛА, координатам НРМ из рабочего состава НРМ и диаграмме направленности упомянутой бортовой антенны приемопередатчика, корректируют рабочий состав НРМ по весовым коэффициентам НРМ, формируют ориентированную корреляционную матрицу ошибок ДСН, учитывающую ориентацию ЛА, на основе откорректированного рабочего состава НРМ и учета весовых коэффициентов НРМ формируют соответственно ориентированные навигационные параметры по ССН и ДСН и используют их в бортовом вычислителе для формирования комплексных навигационных параметров, при этом выходные результаты представляют в виде уточненного положения ЛА, откорректированного с учетом ориентации ЛА. Предлагается вариант способа, использующий для определения данных по ориентации ЛА оператор ориентации, вычисляемый в инерциальном способе навигации. Предлагается также вариант способа, определяющий выбор диаграммы направленности антенны одной из бортовых антенн приемопередатчика дальномерных сигналов. Предлагается также вариант способа, учитывающий зависимость диаграммы многолучевости ЛА от ориентации ЛА и корректирующий определение положения ЛА в зависимости от уровня многолучевости. Результатом использования способа является повышение надежности и точности систем навигации, снижения вероятности авиационных катастроф. 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 3 прил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к блокам ориентации. Устройство содержит вращающийся трансформатор, блок датчиков первичной информации, АЦП, вычислительную машину, формирователь внешнего интерфейса, микроконтроллер с АЦП, нуль-орган, узел гальванической развязки, синхронизатор и два канала преобразования, каждый из которых содержит переключатель и последовательно соединенные буфер, подключенный ко входу нуль-органа, инвертор, компаратор, выход которого подключен к микроконтроллеру и входу управления переключателя, выход которого подключен ко входу АЦП, встроенного в микроконтроллер, а входы подключены ко входу и выходу инвертора. При этом вход буфера одного канала подключен к синусной обмотке вращающегося трансформатора. Вход буфера другого канала подключен к косинусной обмотке вращающегося трансформатора. Вход узла гальванической развязки подключен к источнику внешнего опорного напряжения, питающего обмотку возбуждения вращающегося трансформатора, входящего в состав пилотажно-навигационного комплекса. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей блока ориентации интегрированной системы резервных приборов. 1 ил.

Наверх