Спироидный винглет

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Спироидный винглет представляет продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла. Передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости крыла, имеет обратную стреловидность. Конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля, устанавливаемого по нормали к поверхности крыла и имеющего стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета. Концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности. Конец горизонтальной части винглета имеет в первом варианте прямую стреловидность, а во втором варианте обратную стреловидность. Группа изобретений направлена на повышение эффективности управления. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к области летательных аппаратов (самолетов, крылатых и оперенных ракет). Оно направлено на совершенствование методов и средств повышения эффективности управления летательным аппаратом и решения проблемы реверса органов управления, управления аэродинамическими нагрузками, подавления вибраций, обусловленных полетом в неспокойной атмосфере, подавления флаттера - за счет целесообразного изменения распределения местных углов атаки упругого крыла самолетов (особенно самолетов со стреловидными крыльями большого удлинения). Другой целью является повышение аэродинамического качества, обеспечение требуемых характеристик продольной и путевой устойчивости самолетов, в частности, схемы «летающее крыло», управления глиссадой и торможением самолета.

Современные транспортные самолеты близки к аэродинамическому совершенству как с точки зрения выбора их формы в плане, так и используемых аэродинамических профилей. Некоторый резерв их совершенствования связан с использованием все более тонких стреловидных крыльев, со все более возрастающим удлинением. Перспективно также использование выгод от ламинаризации обтекания крыла, достигаемое, в частности, повышением гладкости поверхности крыла - этому в определенной степени мешает наличие на значительной части верхней поверхности современных крыльев скоростных транспортных самолетов спойлеров, предназначенных для управления глиссадой самолета, его торможения, а также поперечного управления. Перспективно также использование схемы самолета «летающее крыло», особенно с увеличенным углом прямой стреловидности для сверхзвуковых пассажирских самолетов. Однако при этом резко обостряется решение проблем аэроупругости, в частности, реверса органов поперечного и продольного управления. Кроме того, использование традиционной (неоперенной) схемы «летающее крыло» для пассажирского варианта самолета при всей ее привлекательности затруднено из-за проблем надежного обеспечения его продольной, а также путевой устойчивости и управляемости.

Известны так называемые спироидные винглеты замкнутой формы (US Patent 5.102068). Они могут рассматриваться как прототипы предлагаемых устройств. Особенности конструкции двух вариантов так называемых передних и задних спироидных винглетов половинной хорды замкнутой формы показаны в работе Tung Wan and Kuei-Wen Lien. Aerodynamic Efficiency Study of Modern Spiroid Winglets. Journal of Aeronautics, Astronautics and Aviation, Series A, Vol. 41, No. 1, pp. 023-030 (2009) 23 (фиг. 1a и 1б). Эти винглеты представляют собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности с хордой, равной половине хорды конца крыла, состоящей из цилиндрической части с осью цилиндра, параллельной оси фюзеляжа, замыкающейся в том же сечении конца крыла, в котором она начинается. В варианте переднего спироидного винглета его несущая поверхность является продолжением конца крыла, начинающимся в передней части концевого сечения крыла и замыкающимся такой же моментной заделкой в задней его части. В варианте заднего спироидного винглета его несущая поверхность является продолжением конца крыла, начинающимся в задней части концевого сечения крыла и замыкающимся такой же моментной заделкой в передней его части. Вследствие малой хорды и условий закрепления таких винглетов в концевой части крыла они имеют относительно небольшую жесткость. Другим недостатком этих винглетов является относительная узость решаемых с их помощью задач - главным образом, это - задача повышения аэродинамического качества. Отсутствие на спироидных винглетах аэродинамических органов управления делает их «пассивными», так как лишает возможности их использования для управления упругими деформациями конца крыла и управления распределением аэродинамических нагрузок, действующих на крыло. Другой их недостаток состоит в том, что они в недостаточной мере смещены вперед или назад относительно оси жесткости конца крыла. Все это не позволяет рассматривать их как элементы активного аэроупругого крыла; существо такого крыла состоит в использовании упругих деформаций конструкции для улучшения аэродинамических характеристик, прежде всего - для повышения эффективности поперечного управления самолета. Известные спироидные винглеты не могут также решать весьма важную задачу торможения самолета и управления глиссадой. Этот недостаток особенно сильно проявляется при отказе от традиционных спойлеров, существенно снижающих аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета. Активный, то есть, оснащенный аэродинамическими органами управления, винглет позволяет заменить спойлеры и в этом качестве, и в качестве эффективного органа поперечного, а также путевого управления самолетом, в частности самолета схемы «летающее крыло».

Близким к предлагаемому изобретению устройством, рассматриваемым в качестве аналога, является выносной элерон как элемент активного аэроупругого крыла («Устройство для улучшения управляемости и устойчивости крылатых летательных аппаратов при больших скоростях полета». Авторское свидетельство Г.А. Амирьянца, SU 1839845 А1, 1965 год). Выносной элерон, вынесенный существенно вперед относительно оси жесткости крыла, имеет известный недостаток: для его установки требуются специальные выносные штанги на конце крыла. Кроме того, недостатком передних выносных элеронов, плоскость которых совпадает с плоскостью крыла, является неблагоприятный скос потока с выносного элерона на крыло. Недостатком выносного элерона, вынесенного назад относительно оси жесткости крыла, представляется то, что его эффективность с ростом скоростного напора уменьшается гораздо сильнее, чем у обычных элеронов.

Известны так называемые «расщепляющиеся» рули направления, располагаемые на килях. Они используются не только для управления по курсу, но также для торможения самолета (Обзор ЦАГИ №692 «Прочность и аэроупругость МВКА «Спейс Шаттл», 1989 год). Недостатком «расщепляющихся» рулей направления на килях, устанавливаемых на концах стреловидного крыла, представляется ограниченная возможность использования их в качестве органов поперечного управления - главным образом за счет использования изменения угла скольжения самолета.

Предлагаемое изобретение, сочетающее достоинства основных приоритетного и аналогичных решений, позволяет устранить отмеченные их недостатки и создать возможность реализации концепции активного аэроупругого крыла на основе построения активного спироидного винглета, то есть винглета, оснащенного эффективным аэродинамическим выносным органом управления, а также снабженного килем с расщепляющимся рулем направления.

Целями предлагаемого изобретения является решение задачи повышения эффективности управления распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла, эффективности управления по крену (наряду со штатным элероном, при отказе от использования традиционных спойлеров), тангажу и рысканью, обеспечения продольной и путевой устойчивости, управления торможением самолета и его глиссадой, обеспечения безопасности по условиям флаттера, повышения аэродинамического качества, повышения весовой отдачи конструкции. Эта комплексная задача особенно актуальна для самолетов со стреловидными, тонкими, гладкими крыльями большого удлинения, и прежде всего - для самолетов схемы «летающее крыло».

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что у спироидного винглета, представляющего собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы, несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла. При этом передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости крыла, имеет обратную стреловидность. Конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля, устанавливаемого по нормали к поверхности крыла и имеющего прямую стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета, причем концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности (задний активный спироидный винглет).

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются также тем, что в случае недостаточной эффективности выносного элерона (в виде цельноповоротной рулевой поверхности) заднего спироидного винглета наряду с ним используется также примыкающая к нему отклоняемая задняя кромка концевой горизонтальной части винглета.

Кроме того, решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что у спироидного винглета, представляющего собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы, несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла. При этом передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная впереди оси жесткости крыла, имеет прямую стреловидность, а конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля, устанавливаемого по нормали к поверхности крыла и имеющего обратную стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета, причем концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности (передний активный спироидный винглет).

Предлагаемые технические решения иллюстрируются следующими чертежами и схемами:

- на фиг. 1а приведена геометрия крыла, оснащенного задним активным спироидным винглетом половинной хорды (вид в плане и вид справа);

- на фиг. 1б приведена геометрия крыла, оснащенного передним активным спироидным винглетом половинной хорды (вид в плане и вид справа).

На фиг. 2-4 показан задний активный спироидный винглет для управления распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла, управления самолетом по крену, тангажу и рысканью, а также торможения самолета и управления глиссадой, с горизонтальной частью несущей поверхности винглета, расположенной позади оси жесткости конца крыла и имеющей обратную стреловидность, в том числе:

- на фиг. 2 приведена форма в плане крыла большого удлинения с задним активным спироидным винглетом обратной стреловидности, располагаемым позади оси жесткости конца крыла;

- на фиг. 3 - вид по стрелке А на фиг. 2;

- на фиг. 4 - вид по стрелке Б на фиг. 2.

На фиг. 5-7 показан передний активный спироидный винглет для управления распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла, управления самолетом по крену, тангажу и рысканью, а также торможения самолета и управления глиссадой, с горизонтальной частью несущей поверхности винглета, расположенной впереди оси жесткости конца крыла и имеющей прямую стреловидность, в том числе:

- на фиг. 5 приведена форма в плане крыла большого удлинения с передним активным спироидным винглетом прямой стреловидности, располагаемым впереди оси жесткости конца крыла;

- на фиг. 6 - вид по стрелке В на фиг. 5;

- на фиг. 7 - вид по стрелке Г на фиг. 5.

Спироидный винглет устроен следующим образом.

Спироидный винглет 1 (задний активный спироидный винглет) содержит поворотную рулевую поверхность 2, а также расщепляющийся руль направления 3. Винглет 1 включает расположенную над крылом несущую поверхность замкнутой формы 4, в которую плавно переходит конец крыла 5. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка 6, достигающей 30-50% хорды конца крыла. Передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости 7 крыла 5 (на виде его в плане), имеет обратную стреловидность, а конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления 3 киля 8. В случае недостаточной эффективности цельноповоротной рулевой поверхности (или выносного элерона) 2, а также штатного элерона 9 оправданно использование наряду с ними также примыкающей к выносному элерону отклоняемой задней кромки 10 концевой горизонтальной части винглета.

Другой вариант спироидного винглета - передний активный спироидный винглет 1 содержит поворотную рулевую поверхность (или выносной элерон) 2, а также расщепляющийся руль направления 3. Винглет 1 включает расположенную над крылом несущую поверхность замкнутой формы 4, в которую плавно переходит конец крыла 5. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка 6, достигающей 30-50% хорды конца крыла. Передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная впереди оси жесткости 7 крыла 5 (на виде его в плане), имеет прямую стреловидность, а конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления 3 киля 8.

Спироидный винглет (задний активный спироидный винглет и передний активный спироидный винглет) функционирует следующим образом.

Достижение поставленных целей обеспечивается благодаря следующим особенностям конструкции заднего активного спироидного винглета: он представляет собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы; несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла, при этом передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости крыла, имеет обратную стреловидность; конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля. Киль устанавливается по нормали к поверхности крыла, с моментной заделкой на крыле и горизонтальной части винглета - тем самым упрощает обеспечение необходимой жесткости винглета, а также крепления цельноповоротной рулевой поверхности (выносного элерона). Кроме того, киль имеет прямую стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета. Концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности как продолжения горизонтальной части винглета с возможностью изменения ее угла атаки. Несущие свойства (производная подъемной силы и момента крена по углу атаки, или углу отклонения) выносной рулевой поверхности (а также примыкающей к ней отклоняемой задней кромки концевой горизонтальной части винглета), как показывают расчетные исследования, быстро уменьшаются с ростом скоростного напора. При этом, начиная с малых значений скоростного напора, при которых наступает реверс выносной рулевой поверхности и примыкающей к ней отклоняемой задней кромки концевой горизонтальной части винглета, целесообразно использовать смену знака угла их отклонения. Это позволяет решить задачу обеспечения во всем диапазоне скоростей полета эффективного управления самолетом по крену, тангажу - с использованием также штатного элерона, обеспечения продольной устойчивости, безопасности по условиям флаттера, повышения аэродинамического качества, а также весовой отдачи -благодаря целесообразному управлению распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла. В случае недостаточной эффективности цельноповоротной рулевой поверхности оправданно использование наряду с ней также примыкающей к ней отклоняемой задней кромки концевой горизонтальной части винглета. Наличие заднего активного спироидного винглета (даже неотклоняемого) положительно влияет на эффективность штатного элерона. Наличие расщепляющегося руля направления позволяет эффективно решать проблемы путевой управляемости и устойчивости самолета (прежде всего схемы «летающее крыло»), а также позволяет использовать их, наряду со штатным элероном, цельноповоротной рулевой поверхностью, отклоняемой задней кромки концевой горизонтальной части винглета в качестве органов управления глиссадой и торможением самолета.

Достижение поставленных целей обеспечивается благодаря следующим особенностям другого варианта конструкции - переднего активного спироидного винглета. Он также представляет собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла. При этом передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная впереди оси жесткости крыла, имеет прямую стреловидность. Конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля. Киль устанавливается по нормали к поверхности крыла, имеет обратную стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета. Концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности с возможностью изменения его угла атаки. Благодаря выносу цельноповоротной рулевой поверхности (или выносного элерона) из плоскости крыла практически исключается негативное влияние интерференции ее с основной несущей поверхностью крыла. Несущие свойства (производная подъемной силы и момента крена по углу атаки, или углу отклонения выносной рулевой поверхности), как показывают расчетные и экспериментальные исследования на упругоподобных моделях в аэродинамических трубах, возрастают с ростом скоростного напора. Это позволяет решить задачу обеспечения эффективного управления самолетом по крену, тангажу - с использованием также штатного элерона, обеспечения продольной устойчивости, безопасности по условиям флаттера, повышения аэродинамического качества, а также весовой отдачи - благодаря целесообразному управлению распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла.

Для иллюстрации одного из главных достоинств, к примеру, заднего активного спироидного винглета - высокой эффективности поперечного управления при околозвуковых значениях чисел М=0,5-1,2 были выполнены расчеты зависимости от скоростного напора производной момента крена по углу отклонения: штатного элерона, а также цельноповоротной рулевой поверхности, прикрепленной к концевому участку верхней горизонтальной части заднего винглета (выносного элерона). Расчеты показали, что эффективность штатного элерона (и тем более, цельноповоротной рулевой поверхности - выносного элерона) заметно падает с ростом скоростного напора. У выносного элерона, располагающегося далеко позади оси жесткости крыла, критический скоростной напор реверса qкр.рев. гораздо меньше, чем у штатного элерона. И после наступления реверса, то есть, при значениях q, превышающих qкр.рев., следует использовать смену знака угла отклонения выносной рулевой поверхности на противоположный знак. Суммарная эффективность штатного элерона и выносного заметно превышает эффективность штатного элерона. При М=1,2 эффективности выносного элерона недостаточно, чтобы решить проблему реверса штатного элерона. В этом случае оправданно использовать поворот совместно с выносным элероном также примыкающей к нему отклоняемой задней кромки горизонтальной части винглета. Суммарная эффективность штатного элерона и выносного - с учетом смены знака угла отклонения выносной рулевой поверхности на противоположный знак при значениях q, превышающих qкр.рев., позволяет решить не только проблему реверса поперечного управления, но также обеспечить эффективное управление распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла, подавление вибраций, обусловленных полетом в неспокойной атмосфере, подавление флаттера.

1. Спироидный винглет, представляющий собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы, отличающийся тем, что несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла, при этом передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости крыла, имеет обратную стреловидность, а конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля, устанавливаемого по нормали к поверхности крыла и имеющего прямую стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета, причем концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности.

2. Спироидный винглет по п. 1, отличающийся тем, что в качестве рулевой поверхности используется отклоняемая задняя кромка горизонтальной части винглета.

3. Спироидный винглет, представляющий собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы, отличающийся тем, что несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла, при этом передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная впереди оси жесткости крыла, имеет прямую стреловидность, а конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля, устанавливаемого по нормали к поверхности крыла и имеющего обратную стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета, причем концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности.



 

Похожие патенты:

Система концевых крылышек для крыла летательного аппарата содержит верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, установленные на законцовке крыла. Нижнее концевое крылышко имеет статическое положение, когда крыло подвержено действию статической нагрузке при стоянке на земле.

Группа изобретений относится к боевой авиации. Первый вариант штурмовика представляет вооруженный летательный аппарат, который имеет пушку, направленную в один бок под углом до +- 45 градусов по горизонтали.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно касается создания самолетов-амфибий и гидросамолетов. Концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета содержит верхний крылоподобный элемент, выступающий вверх по отношению к плоскости крыла и нижний крылоподобный элемент, выступающий вниз от пересечения верхнего крылоподобного элемента и крыла.

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны.

Изобретение относится к области авиастроения. Концевая часть крыла самолета содержит концевой участок каркаса с прикрепленным к нему держателем напорного сопла, соединенного с расположенным между верхней и плоской нижней аэродинамическими поверхностями крыла газоходом, по обе стороны от которого выполнен расположенный вертикально/наклонно сквозной канал для прохода воздуха.

Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла (401), образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент (404), выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (407), неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду (412) и заднюю кромку (417), при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке (416) верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°.

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также к способу воздушного передвижения при помощи сверхскоростного воздушного судна. Воздушное судно движется при помощи системы двигателей, состоящей из турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2) и ракетного двигателя, которому можно придавать обтекаемую форму закрыванием для снижения лобового сопротивления в фазе полета на крейсерской скорости.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый из которых имеет головной и два хвостовых участка.

Изобретение относится к области авиационной. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце.

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2).

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Спироидный винглет представляет продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50 хорды конца крыла. Передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости крыла, имеет обратную стреловидность. Конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля, устанавливаемого по нормали к поверхности крыла и имеющего стреловидность и высоту от 70 до 100 размаха винглета. Концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности. Конец горизонтальной части винглета имеет в первом варианте прямую стреловидность, а во втором варианте обратную стреловидность. Группа изобретений направлена на повышение эффективности управления. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх