Главная
страница 1
Сверхзвуковые самолёты вертикального взлёта и посадки
В начале 50-х и конце 60-х годов проблема вертикального (или укороченного) взлёта и посадки наиболее часто обсуждалась на страницах специальных изданий. Этот факт станет понятным, если учесть, что одним из важнейших достоинств самолёта, как военного оружия в течении многих лет была максимальная скорость его горизонтального полёта (для воздушного транспорта она в обозримом будущем останется главным показателем с точки зрения пассажира ), увеличению которой сопутствовал рост вертикальной скорости и высоты вертикального полёта.

Ввод в эксплуатацию новых типов самолётов с максимальной скоростью, соответствующей М=2,0 - 2,5, сопровождался ростом взлётной и посадочной скорости до 250-300 км/ч, что потребовало удлинения взлётно - посадочной полосы и, следовательно, создания новых ВПП. Такой неблагоприятный оборот дела не удалось радикально исправить применением высокоэффективной механизацией крыла, а позднее и крыла изменяемой геометрии. Оба этих способа позволили лишь смягчить ситуацию, поскольку отношение максимальной скорости к минимальной в самолётах не может регулироваться беспредельно. Для первых серийных сверхзвуковых самолётов это отношение составляло около 5-9 и возросло до 10 для самолётов второго поколения, а для самолётов с изменяемой стреловидностью крыла оно достигло 11,5.

Стало ясно, что необходимо изменить принцип взлёта и посадки - вместо касательного относительно земли направления движения перейти по возможности к вертикально посредством дополнения аэродинамической подъёмной силы вертикальной составляющей тяги двигательной установки. В предельном случае тяга двигателей целиком может быть направлена вертикально, а её величина превышать вес самолёта. Если при этом выполняются условия устойчивости и управляемости, то возможен подъём самолёта при нулевой горизонтальной скорости. Таким образом родилась идея самолёта вертикального взлёта и посадки (ВВП) и самолёта короткого взлёта и посадки (КВП).

Конструктивная идея самолётов ВВП и КВП

Разработка самолётов ВВП началась впервые в 50-х годах, когда был достигнут соответствующий технический уровень турбореактивного и турбовинтового двигателестроения, что вызвало повсеместную заинтересованность в самолётах этого типа как среди потенциальных пользователей, так и в конструкторских бюро. За десятилетия прошедшие с тех пор, в мире было созданы десятки опытных самолётов ВВП разных систем. Большинство конструкций было разработано в 1-2 экземплярах, которые, как правило терпели аварии уже во время первых испытаний, и дальнейшие исследования над ними уже не проводились. Большие надежды, которые связывались с такими самолётами, натолкнулись на серьёзные практические трудности, и, по опубликованным данным, на Западе сейчас имеется единственный выпускаемый серийно околозвуковой самолёт-штурмовик ВВП "Харриер" Р.1127 британской фирмы "Хоукер - Сиддли" (изготовляемый так же по лицензии в США под индексом АV-8).

Техническая комиссия НАТО, огласившая в июне 1961г. требования истребителю - бомбардировщику вертикального взлёта и посадки, дала тем самым определённый импульс сверхзвуковых самолётов ВВП в западных странах. Предполагалось, что в 60-х - 70-х годах странам НАТО потребуется более 5000 таких самолётов, из которых первые войдут в эксплуатацию уже в 1067г. Прогноз такого большого количества продукции вызвал шести проектов сверхзвуковых самолётов: Р.1150 английской фирмы "Хоукер-Сиддли" и западногерманской "Фокке-Фульф"; Vj-101 западногерманского Южного Объединения "EWR-Зюд" (Бельков Хенкел Мессершмитт); D-24, голландской фирмы "Фоккер" и американской "Рипаблик"; G-95 итальянской фирмы "Фиат"; "Мираж" III-V французской фирмы "Дассо" и F-104G в варианте ВВП американской фирмы "Локхид" совместно с английскими фирмами "Шорт" и "Роллс-Ройс".






Самолёты вертикального взлёта и посадки Бальзак фирмы "Дассо" и Vj-101C-X2 обединения "EWR-Зюд" во время наземных испытаний.
Ещё до представления проектов на конкурс стало ясно, что он не состоится. Оказалось, что каждое государство имеет свою особенную, отличную от других концепцию будущего самолёта и не согласится на монополию одной фирмы или группы фирм. Например, английские военные поддержали не свои фирмы, а французский проект, Федеративная Республика Германия поддержала проект фирмы "Локхид" и т.д. Судьбу конкурса предрешила, по-видимому, Франция, представители которой заявили, что независимо от результатов конкурса будут работать над своим проектом самолёта "Мираж" III-V.

Политические, технические и тактические проблемы повлияли на изменение концепции комиссии НАТО, которая разработала новые требования. Началось создание многоцелевых самолётов. В этой ситуация только два из представленных проектов вышли из стадии предварительного проектирования: самолёт "Мираж" III-V, финансируемый французским правительством, и самолёт Vj-101C объединения "EWR-Зюд", финансируемый западногерманской промышленностью. Эти самолёты были разработаны соответственно в 3 и 2 экземплярах и подверглись испытаниям (4 из них погибло в катастрофах) до 1966 и 1971 гг. В 1971 г. по заказу командования авиации ВМС США начались работы над третьим сверхзвуковым самолётам ВВП в западных странах - американским XFV-12A.

Отношение СССР к проблеме вертикального взлёта и посадки проявилось в 1967 г. Во время демонстрационных полётов на подмосковном аэродроме "Домодедово" были показаны три опытных сверхзвуковых самолёта КВП и один околозвуковой ВВП, конструкций А.И. Микояна, П.О. Сухого и А.С. Яковлева.

В 60-х годах преобладало мнение, что большое число и разнообразие проектов и программ самолётов ВВП свидетельствуют о том, что авиаконструкторы рассмотрели уже все решения проблемы вертикального взлёта и посадки. Создалось впечатление, что они лучше подготовлены к реализации заказов в будущем, нежели конструкторы, которые более 20 лет назад приступали к разработке военных сверхзвуковых самолётов. Однако последующая практика использования сверхзвуковой авиации показала малую вероятность того, что в ближайшем будущем сверхзвуковые самолеты ВВП найдут широкое применение. На это указывают трудности, которые возникают при их разработке, и тот факт, что лётные данные, которыми они обладают, значительно хуже, чем у обычных современных самолётов, при более высокой стоимости изготовления и эксплуатации  и меньшей надёжности.



Принципы использования самолётов ВВП и КВП

История развития самолётов ВВП и КВП показывает, что до настоящего времени они создавались исключительно для военной авиации. Поэтому принципы использования и типы задач, которые предусматривались ранее или ожидались в будущем, имели решающие значение при поиске наилучших решений. Потребность в самолётах подобного типа вызвана необходимостью рассредоточения военной авиации с целью избежать её уничтожения на стоянке. Рассредоточение современных военных самолётов, требующих аэродромов с протяженными взлётно - посадочными полосами, весьма затруднено не только из-за малого количества последних (даже с учётом соответствующих гражданских аэродромов), но из-за малой вероятности строительства новых в условиях войны. Это означает, что вертикальный взлёт и посадка дают на первый взгляд оптимальное решение, поскольку самолёт ВВП может базироваться на площадках, размеры которых не намного превышают его габариты.

Кроме способности вертикального взлёта и посадки, самолёты ВВП обладают дополнительными преимуществами, а именно возможностью зависания, разворота в этом положении и полёта в боковом положении в зависимости от используемых двигательной установки и системы управления.

Перечисленные преимущества самолётов ВВП в боевых условиях значительно обесцениваются наличием серьёзных недостатков, приводящих к усложнениям эксплуатации таких самолётов и ухудшению их лётных данных. Испытания сверхзвуковых самолётов и опыт их эксплуатации в войсковых частях показывают, что рассредоточение большого числа малых групп самолётов в различных местах выгодно с точки зрения безопасности, но не удобно с точки зрения материально - технического обеспечения (топливом, запасными частями, боеприсами и т.д.), которое не должно зависеть от наземного транспорта. Используемые в настоящие время системы материально - технического обеспечения и облуживания не приспособлены к эксплуатации в труднодоступной местности. Поэтому необходимо создать новую систему, способную функционировать при частой смене мест базирования, решать, кроме задач управления полётами и технического обслуживания, много других проблем, в частности вопросы работы, жилья, питания, бытового обслуживания и отдыха лётного и наземного персонала. В этой ситуации ясно, что только военно - морская авиация, располагающая авианосцами, готова к эффективной эксплуатации самолётов ВВП. И не случайно при проектировании современных самолётов вертикального взлёта и посадки и КВП предполагается их базирование палубах авианосцев.

Другая группа недостатков самолётов ВВП касается лётных характеристик. Одной из них является чувствительность к порывам ветра при полёте на малых скоростях, вследствие чего взлёт и посадка в неспокойной атмосфере становится небезопасным. К недостаткам следует отнести и значительную разницу в грузоподъёмности самолёта обычного взлёта и вертикального или короткого взлёта.

Взлётная масса самолёта во время эксплуатации может быть различной в зависимости от количества принятого на борт груза (вооружения или топлива). При этом у обычных самолётов увеличение взлётной массы приводит к удлинению пути разбега, а у самолётов ВВП - невозможности вертикального взлёта. Для используемых в настоящее время двигательных установок приближённо можно считать, что самолёт ВВП в варианте вертикального взлёта может поднять груз, в два раза меньший, чем при обычном взлёте. Ввиду этого диапазон задач и радиус действия такого самолёта существенно зависит от расположения района боевых операций по отношению к месту взлёта и от возможности выбора последующего места посадки. Определяющим параметром самолёта ВВП является величина, обратная тяговооружённости, т.е. отношение взлётной массе к тяге при взлёте. Исследования показали, что для вертикального взлёта необходимо наличие значительного резерва вертикальной составляющей тяги по отношению к весу самолёта.


Характеристики сверхзвуковых самолётов вертикального взлёта и посадки


Самолёт

Назначение

Экипаж

Аэродинамическая схема

Система управления

Двигательная установка

Дассо "Бальзак"

Э

1

"Бесхвостка", треугольное крыло, низкоплан

Аэродинамическая + реактивная сжатым воздухом

8 подъёмных, 1 маршевый двигатель

Дассо "Мираж"-III-V

ИБ

1

То же

То же

То же

Vj-101C

Э

1

Классическая, стреловидное крыло, высокоплан

Аэродинамическая + реактивная (тягой двигателей)

2 подъёмных, 4 подъёмно-маршевых двигателя в поворотных гондолах

XFV-12A

ИБ

1

"Утка", стреловидное крыло, высокоплан

Аэродинамическое + реактивная (эжективные закрылки, регулирующие велечину и направление тяги)

1 тяговой двигатель с эжекторными закрылками




Самолёт

Размах, м

Длина, м

Высота, м

Площадь несущей поверхности м в квадрате

Стандартная взлётная масса

Стандартная удельная нагрузка на крыло

Отношение массы к тяге, кг/даН

Число Маха

Дассо "Бальзак"

7,58

12,80

4,25

29

6100

210

2,77 (0,83)




Дассо "Мираж"-III-V

8,72

18,0

5,55




12000




1,43 (0,96)

2,04

Vj-101C

6,61

15,70

4,13

18,6

7690

413

1,20 (0,88)

1,14

XFV-12A

8,69

13,39

3,15

27,20

6259

230

0,98 (0,64)

2,0

В современных околозвуковых и сверхзвуковых самолётах ВВП отношение взлётной массе к тяге двигателей составляет ~ 0,65-0,85 кг/даН. Вертикальная тяга создаётся либо путём отклонения вниз реактивных струй тяговых двигателей, обеспечивающих поступательное движение самолёта, либо с помощью специальных подъёмных двигателей, установленных в положении, близком к вертикальному.






Расположение подъёмной двигательной установки и элементов системы струйного (реактивного) управления самолёта "Мираж" "Бальзак" фирмы "Дассо"
 

В таблице представлены характеристики четырёх сверхзвуковых самолётов вертикально взлёта и посадки. Сравнение показывает, что самолёты различаются аэродинамическими схемами, системами управления на разных этапах полёта и принципами работы двигательных установок.

Появление отдельных двигателей для вертикального и горизонтального полёта в самолётах "Мираж" "Бальзак" и "Мираж" -III-V фирмы "Дассо" не было случайным. Этому послужили две причины. Первая из них определяется желанием использовать уже существующую конструкцию с минимальными изменениями. Вторая причина вытекает из сравнительной оценки преимуществ и недостатков двигательной установки такого типа. Разделение функций между двигателями позволяет выбрать оптимальные типы двигателей для весьма различных условий взлёта - посадки и горизонтального полёта, особенно на сверхзвуковой скорости.

Не менее важной является проблема безопасности во время зависания, так как в случае аварии одного или нескольких подъёмных двигателей должна сохраняться возможность благополучного приземления. Параметры такой двигательной установки зависят главным образом от характеристик подъёмных двигателей. Эти двигатели должны иметь малую удельную массу (по отношению к подъёмной силе), малые размеры, высокую надёжность и низкую стоимость. Выполнение этих требований оказывается возможным благодаря кратковременной работе двигателей - два раза на каждый полёт по 30-40 с в ограниченном диапазоне скоростей и высот. Как следует из опубликованных данных, такая двигательная установка на самолёте ВВП может быть эффективной только при условии создания подъёмных двигателей с удельной массой не более 0,05 кг/даН. (Для сравнения напомним, что двигатели самолёта "Мираж" III-V имеют удельную массу 0,08 кг/даН.)






Vj-101C
Проект самолёта Vj-101C объединения "EWR-Зюд" разрабатывался в других условиях. Вначале предполагалось, что это будет самолёт - перехватчик, который заменит в 70-х годах самолёт F-104G (позднее была принята программа "Панавиа"), но затем появились требования полёта на малой высоте (использования самолёта для нанесения ударов по наземным целям), что обусловило применение экономичной двигательной установки. В этой ситуации более выгодной оказалась комбинированная система, в которой часть двигателей используется только при взлёте, посадке и не переходных режимах. Был разработан проект двигательной установки с двумя подъёмными двигателями, расположенными вертикально за кабиной пилота, и четырьмя подъёмно-маршевыми двигателями, помещёнными в две поворотные гондолы, закреплённые на концах крыла. Выбор такой схемы двигательной установки продиктован следующими соображениями:

  • во время взлёта и посадки может быть использована тяга всех двигателей;

  • можно применить форсирование в двигателях, установленных в гондолах, что повышает их эффективность ценой некоторого увеличения массы конструкции;

  • отсутствуют потери тяги, которые имеют место в двигательных установках с отклонением струи газов;

  • использование поворотных гондол упрощает переход в различные фазы полёта;

  • управление в режимах висения, вертикального взлёта и посадки может быть легко реализовано путём дифференциального изменения тяги отдельных групп двигателей, благодаря чему не нужна специальная система струйного (реактивного) управления (применение которого вызывает усложнение конструкции и увеличения её веса и снижения эффективности по тяги в следствии дополнительного расхода сжатого воздуха);

  • отсутствие тяговых двигателей и их сопел в фюзеляже позволяет рациональнее использовать объём самолёта, например, разместить всё топливо вблизи центра тяжести и упростить конструкцию главных опор шасси;

  • изменение направления тяги двигателей даёт возможность осуществить короткий взлёт и посадку;

  • влияние земли в режиме висения (приводящее к засасыванию выхлопных газов и повышению температуры) невелико, поскольку воздухозаборники двигателей в гондолах размещаются достаточно высоко;

  • установка гондол на концах крыла в принятой аэродинамической схеме уменьшает загруженность конструкции и её массу, а также облегчает доступ при обслуживании.

Единственным существенным недостатком принятой системы двигательной установки является дополнительное сопротивление от гондол. Сравнение результатов исследования для такой компоновки и систем, в которой тяговые двигатели располагаются в фюзеляже, показало, что разница сопротивлений равна сопротивлению одной гондолы. Система двигательной установки с поворотными гондолами применима только в самолётах с крылом малого удлинения, поскольку подъём самолёта с помощью сил, приложенных к концам длинных консолей крыла, связана с увеличением массы, так как при этом необходимо использовать соответственно более прочную и жёсткую конструкцию.

Поворотные гондолы одна из наиболее интересных особенностей самолёта Vj-101C. Весовой анализ показывает, что механизм поворота гондол весит меньше, чем система отклонения реактивной газовой струи. В конструкции узла поворота использованы шарикоподшипники большого диаметра, встроенные в боковую стенку гондолы, и трубчатая ось, через которую подаётся необходимое питание. Гондолы поворачиваются гидроприводами, работающими в сдвоенной гидросистеме с насосами, размещёнными непосредственно на двигателях. Установка разъёмных соединений топливной и гидравлической системы и блока управления в плоскости концевых сечений крыла позволяет легко демонтировать гондолы, как отдельные агрегаты. Запуск двигателей производится с помощью гидравлического стартёра.

Существенную проблему при проектировании самолёта вертикального взлёта и посадки представляет выбор типа воздухозаборников, которые должны удовлетворять требованиям, относящимся к принципиально различным режимам полёта. Одной из трудностей является запуск подъёмных двигателей в горизонтальном полёте при положительных углах атаки фюзеляжа, поскольку в районе воздухозаборника создаётся разряжение, а в районе сопла - повышенное давление. Задача решается с помощью больших щитков, расположенных на верхней и нижней поверхностях фюзеляжа, вызывающих движение воздуха, благоприятное для работы двигателей. Воздухозаборники основных подъёмно - маршевых двигателей рассчитаны на сверхзвуковую скорость полёта, поэтому на взлёте и посадке оказалось необходимым применение дополнительного воздухозаборника, который образуется при выдвижении передней части гондолы вперёд одновременно с выпуском щитков и шасси. Щель, создаваемая при этом на поверхности гондолы, увеличивает площадь сечения воздухозаборника и благоприятно влияет на распределение скорости и давления воздушного потока на входе в компрессор даже при сильных горизонтальных порывах ветра.






Принцип действия эжекторной системы
В самолете XFV-12A фирмы "Норт   Америкен" используется явление эжекции, т.е. всасывание окружающего воздуха каналами, распложенными в крыльях и горизонтальном оперении, под действием струи газов, выходящих из турбовентиляторного двигателя. На режимах висения и полёта с малой скоростью управление самолётом осуществляется при помощи четырёх работающих независимо эжекторов, создающих реактивную подъёмную силу различной величины. При горизонтальном полёте двигатель работает, как в обычном полёте, а при зависании и полёте с малой скоростью вся струя выходящих газов направляется в эжекторы.

Реактивная подъёмная сила эжекторов возрастает благодаря захвату воздуха газовой струёй. Вследствие смешения этих потоков (в отношении 7,5 : 1) скорость и температура газовоздушной смеси на выходе из эжекторы уменьшаются, а тяга возрастает примерно на 50%. Использованный в этом самолёте принцип ещё мало изучен, несмотря на проведённые в последние годы в NASA лётные испытания модификации самолёта DHC-8A "Буфало" фирмы "Де Хевеленд  Канада", снабжённого реактивными закрылками (данные лётных испытаний которого значительно отличаются от результатов аэродинамических расчётов и продувок). При создании эжекторной системы были использованы исследования фирмы "Локхид", на опытном самолёте которой XV-4A "Колибри", совершившем первый полёт в 1962г., подъёмная сила создавалась в результате эжекции воздуха струёй от двух турбореактивных двигателей. Однако аэродинамика этого самолёта была другой, так как эжекторы, находящиеся в средней части фюзеляжа, не влияли на обтекание крыла и горизонтального оперения и не использовались для управления самолётом.

Согласно опубликованным данным, этот самолёт имеет следующие преимущества:


  • схема "утка" с крыло и горизонтальным оперением, снабжённым эжекторами, позволяет вовремя вертикального взлёта и посадки большую подъёмную силу;

  • наличие общей системы управления подъёмной силой, тягой двигателя и самолёта обеспечивает простоту перехода из режима висения в горизонтальный полёт с М-2

  • большое значения коэффициента подъёмной силы в области задней кромки крыла и оперения, благоприятный характер обтекания (от действия эжекторов) на верхней поверхности на переходных режимах полёта;

  • очень короткий разбег, что позволяет повысить грузоподъёмность;

  • использование щитков эжекторов как управляющих поверхностей и аэродинамических тормозов, что способствует уменьшению массы самолёта и упрощает продольное управление;

  • габариты двигателя составляют менее 2/3 габаритов использованных ранее подъёмных двигателей

  • путевая устойчивость и управляемость благодаря большой поверхности тормозных щитков и стабилизаторов близка к аналогичным параметрам современных самолётов классической схемы.

Кроме специфической системы двигательной установки самолёты ВВП характеризует ещё одна отличительная черта, а именно необходимость дополнять схему аэродинамического управления другими устройствами, обеспечивающими управляемость самолёта при полёте с малой поступательной скоростью. В самолётах "Мираж", например, применена струйная система управления с 10 соплами, через которые под давлением выпускается воздух, создавая реактивную силу регулируемой величины. Воздух забирается из компрессоров подъёмных двигателей и направляется по специальным каналам в сопла, которые находятся в передней и задней части фюзеляжа (управление по тангажу), на концах крыла (управление креном) и с двух сторон киля (управление рысканьем).

В самолёте Vj-101C тяга двигателей регулируется. Ручка управления соединена непосредственно с рычагом газа двигателей, поэтому при зависании высота регулируется изменением тяги всех двигателей. Необходимые углы крена или атаки достигаются дифференциальным изменением тяги двигателей при отклонении ручки управления в соответствующую сторону. продольное управление осуществляется увеличением тяги двигателей в гондолах и одновременно уменьшением тяги фюзеляжных двигателей или наоборот. Поперечное управление производится путём дифференциального изменения тяги двигателей в гондолах (при этом изменение тяги фюзеляжных двигателей не имеет значения). Путевое управление обеспечивается с помощью педалей, осуществляющих поворот гондол для создания необходимого момента. С целью уменьшения влияния величины тяги на устойчивость самолёта применяется система механизмов, изменяющих угловую скорость поворота гондол по закону косинуса; для уменьшения продольного момента от фюзеляжных двигателей (при переходе гондол в горизонтальное положение) производится уменьшение их тяги по синусу угла  поворота гондол.

Принятая схема обеспечивает автоматический переход самолёта из режима висения в горизонтальный полёт. При достижении высоты 25-30 м нажатие кнопки на рычаге газа приводит в движение систему поворота гондол (в начале со скоростью 2 градуса в с., а через 35-40с пилот может увеличить её до 4 градусов в секунду), что вызывает уменьшение вертикальной и увеличение горизонтальной составляющей тяги. Переход к горизонтальному полёту обычно занимает  ~ 55 c, самолёт за это время пролетает 1600 м и достигает скорости 70 м/с. При посадке пилот выпускает сначала тормозные щитки, затем шасси и включает оба подъёмных (фюзеляжных) двигателя. При переходе гондол в вертикальное положение увеличиваются тяга фюзеляжных двигателей и вертикальная составляющая тяги двигателей в гондолах. Окончательное торможение до нулевой скорости производится путём увеличения угла атаки. Обычно процесс посадки длится  ~ 60 с, при этом самолёт пролетает расстояние ~ 2300 м.



Из представленной по необходимости кратко проблемы вертикального взлёта и посадки видно, что самолёты ВВП имеют очень сложную двигательную установку и систему управления. Следует при этом напомнить, что максимальная тяга двигателей необходима во время взлёта и посадки, а не на основных этапах полёта, для которых предназначается большая часть топлива. Применяемые двигательные и управляющие системы, а также особенности техники пилотирования не только усложняют обслуживание и эксплуатацию, но и требуют повышенного уровня обучения лётно - технического состава. Несмотря на эти недостатки, самолёты ВВП могут служить важным дополнением к обычным самолётам, так как их появление и развитие является следствием поисков оптимальных решение задач, продиктованных увеличением диапазона применения авиации. Возобновление исследований сверхзвуковых самолётов ВВП свидетельствует о том, современный технический уровень достаточно высок для создания надёжного, малоуязвимого самолёта такого типа с высокими эксплуатационными качествами. Несмотря на высокую стоимость, в некоторых случаях использования самолёта ВВП может оказаться наиболее экономичным и универсальным транспортным средством или оружием, нежели обычный самолёт или вертолёт.


Смотрите также:
Сверхзвуковые самолёты вертикального взлёта и посадки
175.02kb.
1 стр.
«Повышение эффективности взлета и посадки самолета при боковом ветре»
30.35kb.
1 стр.
Взлет самолета
213.88kb.
1 стр.
Методическая разработка по изготовлению простейших моделей летательных аппаратов
107.92kb.
1 стр.
Новости летнего расписания Lufthansa
49.65kb.
1 стр.
Крылья для взлета
104.47kb.
1 стр.
Фиг. Сейсмогравитационный тектонический клин. Амплитуда вертикального смещения до 328
24.39kb.
1 стр.
Овощные культуры на огороде детского сада
266.55kb.
1 стр.
Разновидности конструкций гтд
463.64kb.
3 стр.
Геология места посадки станции
1095.3kb.
7 стр.
Самолёты в безоблачном небе статистики
81.42kb.
1 стр.
Описание проекта «поднять самолеты, вернуть имена -2»
181.67kb.
1 стр.