Качество самолета взлетное

Взлетные качества самолета характеризуются показателями [c.20]

Факторы, влияющие на взлетные качества самолета. На взлетные качества самолета влияют [c.20]

В ходе испытаний всего было выполнено 140 взлетов (112 на самолете Т-2С и 28 на самолете Р-14А) с трамплина, угол подъема которых составлял 6 и 9°. При этом было достигнуто существенное сокращение длины разбега самолета Т-2С, которое составило 52% Для самолета Р-14А. длина разбега сократилась на одну треть. Однако полностью потенциальные возможности самолета Р-14А из-за ограничения минимальной скорости схода с трамплина при одном работающем двигателе не были получены. При соответствующей продольной балансировке с помощью триммера, выполненной перед взлетом, при свободной ручке управления самолетом возможен сход самолета с трамплина. Минимальная воздушная скорость схода самолета Т-2С с трамплина, имеющего угол подъема 6°, ограничивалась (нулевым значением скороподъемности в момент схода),, но сход самолета Т-2С с трамплина, имеющего угол подъема 9°, сопровождался нежелательными отрицательными характеристиками по тангажу. При испытании самолета Р-14А в диапазоне допустимых воздушных скоростей каких-либо отрицательных моментов в характеристиках и летных качествах самолета не наблюдалось. При тех взлетных массах и скоростях схода самолета с трамплина нагрузки на конструкцию самолета были нормальными. Однако при высоких скоростях схода самолета Р-14А с трамплина экипаж испытывал значительные нормальные ускорения. [c.213]

Толстое прямое крыло большого, почти в 12 единиц, удлинения не позволяло достичь скоростей полета, характерных для реактивных машин. Однако благодаря высоким несущим свойствам такое крыло обеспечило высокое аэродинамическое качество самолета, его экономичность и возможность эксплуатации с коротких ВПП. Оно же давало наибольшие возможности для реализации преимуществ мощной взлетно-посадочной механизации. Но, как мы увидим в дальнейшем, использование предельных возможностей механизированного крыла для того, чтобы любой ценой сократить длину пробега тяжелой машины оказалось делом рискованным. [c.6]

В июне 1944 г. успешно выдержал государственные испытания и был передан в серийное производство новый двухместный штурмовик Ил-10. Он отличался лучшими аэродинамическими качествами (лобовое аэродинамическое сопротивление его было вдвое уменьшено по сравнению с самолетом Ил-2), имел двигатель АМ-42 взлетной мощностью 2000 л. с., нес усиленное вооружение и броневую защиту и развивал скорость, на 33% превышавшую скорость Ил-2. С октября 1944 г. новые самолеты стали поступать на фронт. [c.363]

В этом же году Сикорский построил новую, еще более крупную машину Илья Муромец с четырьмя моторами по 100 л. с. (каждый с двумя — тянущим и толкающим — винтами), с взлетным весом 5 т. В феврале 1914 г. на этой машине был установлен мировой рекорд дальности с 16 пассажирами (вес нагрузки 1,3 т) на трассе Петербург—Киев— Петербург с посадками. Всего было построено 35 Муромцев различных модификаций (вес — до 7,5 т, общая мощность двигателей — до 880 л. с., нагрузка — до 2,5 т) [21, с. 108]. С созданием этого самолета связан существенный прогресс расчета элементов авиационной конструкции на прочность, в результате применения которого конструкция Муромца была существенно доработана. И хотя по сравнению с общим уровнем авиационной техники Муромец был выдающимся достижением, выявилось, что в военных условиях ( Муромцы ограниченно использовали в качестве дальних разведчиков, бомбардировщиков и военных транспортов) такой большой самолет недостаточно эффективен и уязвим. [c.280]

Максимальный уровень воспринимаемого шума под самолетом в районе жилых массивов на расстоянии 5—6 км от начала взлетно-посадочной полосы аэродрома не должен превышать некоторого допустимого предела. В качестве последнего в США установлена дневная норма 112 дб и ночная 102 дб. [c.184]

Существует ряд летно-технических данных летательного аппарата, определяющих его эффективность (максимальные скорость и высота полета, дальность, скороподъемность, время разгона до максимальной скорости, взлетные и посадочные характеристики и пр.), а также специфических данных, зависящих от типа аппарата. Качества, представляющие наибольшую ценность для самолета одного назначения, могут оказаться второстепенными для самолета другого назначения. Кроме того, для различных задач, выполняемых одним и тем же самолетом, ценность его качеств может меняться. Например, высокая скороподъемность достигается самолетом при большом отношении тяги его силовой установки к массе самолета (большой тяговооруженности), что обеспечивает истребителю быстрое занятие позиции для активных действий. Однако для стратегического перебазирования самолетов-истребителей основную роль играет так называемая перегоночная дальность , определяемая в значительной степени низким расходом топлива двигателя на этом режиме полета. Следует также отметить, что военные интересы и соображения часто превалируют над требованиями аэродинамики или технологии. Например, с точки зрения аэродинамики полет у земли с большой скоростью очень невыгоден, и дальность полета получается существенно меньшей, чем на большой высоте. Однако низколетящие боевые самолеты малоуязвимы для средств ПВО, в связи с чем аэродинамике приходится отступать на второй план [32]. [c.75]

Эксплуатируемые в 20-3 0-е годы самолеты имели малую взлетную массу и развивали относительно небольшую скорость, что обусловливало их чувствительность к направлению ветра при взлете и посадке. Поэтому основной формой аэродрома был круг диаметром около 1 ООО м, позволявший выполнять взлетно-посадочные операции в любом направлении строго против ветра. При сравнительно небольшой нагрузке от колес шасси самолетов и малой интенсивности полетов в качестве покрытия аэродромов надежно служил дерновый покров. По границе летного поля устанавливались электрические фонари небольшой мощности и прожекторы для освещения зоны приземления и старта. Через 30-50 км оборудовались запасные площадки. [c.10]

Недостаток метода приведенной нагрузки — невозможность его применения для тех жестких покрытий, конструкция которых отличается от классических однослойных. Поэтому этот метод не пригоден для оценки режимов эксплуатации самолетов на конкретных аэродромах. Он использовался лишь при проектировании колесных опор в качестве обобщенного показателя, в рамках которого сравнивали воздействие на покрытие опор разной конфигурации с учетом заданного заказчиком распределения взлетных масс. [c.401]

Взлетные качества реактивного самолета значительно ухудшились в связи [c.17]

При выпуске взлетно-посадочных закрылков происходит ухудшение аэродинамического качества крыла и, следовательно, увеличение угла снижения самолета 0. Однако угол снижения при необходимости уменьшают путем увеличения тяги двигателей, что видно из следующей формулы [c.24]

При проектировании самолетов с крылом изменяемой стреловидности, по сообщению зарубежной прессы, возникли новые аэродинамические, конструктивно-компоновочные и прочностные трудности, основными из которых являются увеличение веса конструкции на 4—6% взлетного веса самолета и обеспечение устойчивости и управляемости, удовлетворительной маневренности и малого значения потерь качества на балансировку. [c.235]

Самолеты с ТВД достигают высот полета до 15 км и имеют скорость 800-900 км/ч. Однако они обладают более высокой тягой при малых скоростях полета и лучшими взлетными качествами по сравнению с самолетами с ТРД. [c.173]

Максимальная скорость 1000 км/час Принимая во внимание относительно низкую удельную нагрузку на крыло, можно предположить достаточно хорошую скороподъемность самолета, потолок больший, чем у Ме 262 или Не 162, и удовлетворительные взлетно-посадочные качества Продолжительность полета 45 мин [c.80]

Данных не имеется. По причине длинного, обремененного потерями воздухозаборника и прежде всего большой лобовой площади самолета с несколькими углами и выступами можно предположить недостаточные летные качества истребителя в области высоких скоростей, С другой стороны -- возможна хорошая вертикальная скорость и неплохие высотные характеристики. Относительно взлетной и посадочной скоростей самолет также мог быть вне конкуренции. С приведенным количеством топлива едва ли можно было достигнуть требуемой продолжительности полета [c.167]

Дальнейшим развитием самолета Ил-78 является Ил-78М. Благодаря усилению конструкции крыла и другим конструктивным мерам, взлетная масса самолета доведена до 210 т по сравнению с 190 т у Ил-78. В целях снижения собственного веса самолета и соответствующего увеличения принимаемого на борт запаса топлива упразднен задний грузовой люк и не устанавливается десантно-транспортное оборудование. Это дало возможность снизить собственный вес самолета на 5 т, но исключило возможность использовать его в качестве обычного военно-транспортного самолета. [c.372]

ЖРД Д-1А-1100 устанавливался в хвостовой части фюзеляжа. Топливо — тракторный керосин, а в качестве окислителя применялась концентрированная 96 — 98%-ная азотная кислота, которые подавались в двигатель под давлением воздуха из бортовых баллонов (на 1 кг керосина приходилось 4,2 кг окислителя). Двигатель расходовал 6 кг керосина и кислоты в секунду. Общий запас топлива на борту самолета, равный 705 кг, обеспечивал работу двигателя в течение почти 2 мин. Расчетная взлетная масса самолета БИ составляла 1650 кг при массе пустого 805 кг. [c.406]

Самолет 4302 разрабатывался на основе опыта проектирования и испытаний истребителя БИ . Он выполнялся по схеме цельнометаллического одноместного высокоплана с прямоугольным в плане крылом площадью 8,85 м , концы которого по рекомендации ЦАГИ были отогнуты вниз как для уменьшения степени поперечной статической устойчивости на больших скоростях, так и для использования в качестве боковой опоры при посадке самолета. По аналогии с самолетом БИ на концах горизонтального оперения самолета 4302 устанавливались круглые вертикальные шайбы, а под хвостовой частью фюзеляжа — нижний киль. При взлете самолет 4302 должен был разбегаться на специальной колесной тележке, сбрасываемой после отрыва от земли, а садиться на выпущенную из фюзеляжного обтекателя лыжу и хвостовую опору в нижнем киле. Двигатель РД-1М А. М. Исаева, являвшийся дальнейшим развитием двигателя Д-1А-1100 и имевший расчетную максимальную тягу 1500 кгс, устанавливался в хвостовой части фюзеляжа. Расчетная максимальная взлетная масса самолета 4302 с полной заправкой топливом составляла 2500 кг (см. 6 на рис. 2). [c.418]

Несмотря иа более или менее хорошие летные качества, BV Р215 также не соответствовал директиве от 27 февраля. Попытка приблизиться к достижению требуемой п родол ж ител ь ности полета с помощью увеличения топливной нагрузки привела к неудовлетворительным взлетным качествам самолета и к низкой вертикальной скорости. Все участвовавшие в конкурсе предприятия бились с этой квадратурой круга . Результаты во всех случаях одинаковы полная бессмыслица. [c.144]

Самолет широко применялся в армиях стран Варшавского Договора для перевозки грузов и пассажиров, а также в качестве самолета связи. Работы по созданию самолета были начаты Чехословацкой фирмой LET в 1966 г., первый опытный образец совершил полет 16 апреля 1969 г., а в 1970 году были выпущены 3 самолета нулевой серии для проведения широкомасштабных испытаний. Например, в ходе испытаний шасси опытный самолет совершил 2650 взлетов и посадок, при этом взлетно-посадочные площадки были не только бетонные, но и грунтовые. Для проведения испытаний в экстремальных условиях 5 экземпляров самолета в модификации L-410AS (грузопассажирский самолет) были отправлены в СССР, где совершали полеты в сложных метеорологических условиях, в том числе и при температуре воздуха от +45°С до -40°С. [c.359]

Наибольшие изменения были внесены в этот самолет в 1942 г., когда отъемной части крыла придали небольшую стреловидность по передней кромке. Это позволило значительно улучшить характеристики продольной устойчивости и управляемости четырехместных Ил-4, у которых центр тяжести бьь1 сдвинут назад. Кроме того, в отъемной части крыла, имевшей новый профиль с большей толщиной, удалось разместить три топливных бака вместо одного. Запас топлива увеличился на 1135 кг (то есть на 40%) по сравнению с его запасом у обычного Ил-4. В результате скоростная дальность составила 3535 км, а максимальная 4265 км. Подвесные баки стали не нужны. Вес самолета в этой модификации значительно возрос, и в нормальном варианте стал равен 10 055 кгс, а в перегрузочном 12 130 кгс. Чтобы обеспечить приемлемые для фронтовых аэродромов характеристики взлета и посадки, на таких Ил-4 устанавливались новые воздушные винты и взлетно-по-садочные щитки увеличенной на 27% площади. Скоростные качества самолета изменились незначительно. [c.151]

Истребитель вертикального взлета и посадки отличается удачным сочетанием высоких летно-технических качеств современных боевых реактивных самолетов с возможностью взлета и посадки на самых малых и элементарно подготовленных взлетно-посадочных площадках. На нем установлен турбореактивный двигатель с поворотными выходными соплами, изменяю-1ЦИМИ направление действия тяги управление им на малых скоростях полета и на режимах вертикального взлета и посадки выполняется посредством специальных реактивных рулей. [c.392]

Конструкторским коллективом О. К. Антонова были переданы на летные испытания транспортные самолеты Ан-8 грузоподъемностью 11 пг с двумя турбовинтовыми двигателям] АИ-20Д и Ан-12 грузоподъемностью 20 т с четырьмя тypбoвинтoвы ш двигателями АИ-20 (см. табл. 25), обладающие хорошими взлетно-посадочны[ми качествами, высокой энерговооруженностью и приспособленные ко взлету и посадке на грунтовых аэродромах. Преимущественное распространение получили тяжелые самолеты Ан-12 (рис. 123). Введенные в регулярную эксплуатацию они перевезли за это время сотни тысяч тонн груза, используясь в подразделениях военной, полярной и гражданской авиации. [c.397]

Решение проблемы обеспечения прочностной надежности элементов конструкций на стадии их проектирования и расчета в значительной степени зависит от достоверности информации о возникающих в эксплуатации воздействиях (нагрузках). Информация эта может быть представлена в различной формами иметь различную степень детализации. Она может быть использована либо непосредственно для анализа нагрузок и напряжений и оценок прочностной надежности, либо быть исходной (входом) при динамическом анализе механических систем. Разнообразие режимов работы и особенностей функционирования различных элементов конструкций обусловливает многообразие возникающих воздействий. В качестве примера рассмотрим осциллограммы реальных нагрузок, возникающих в подрессоренных и неподрес-соренных элементах конструкций транспортных и землеройных машин при движении их по дорогам случайного профиля и при выполнении некоторых технологических операций (рис. 1.1 и 1.21. Качественные и количественные различия в возникающих нагрузках обусловлены различием в условиях нагружения и особенностями выполняемой, технологической операции. Неупорядоченные нагрузки возникают также в элементах строительных конструкций (мачтах, антеннах) при случайных порывах ветра, в самолетах в полете при пульсации давления в пограничном турбулентном слое воздуха и при посадке и движении самолета по взлетной полосе и т. д. Нерегулярные морские волнения приводят к аналогичной картине изменения усилий и напряжений в элементах конструкций судов и береговых гидротехнических сооружений. Вопрос о том, какая по величине нагрузка возникнет в некоторый конкретный момент времени, не имеет определенного (детерминированного) ответа, так как в этот момент времени она может быть, вообще говоря, любой из всего диапазона возможных нагрузок. Введение понятия случайности, мерой которой является вероятность, снимает эту логическую трудность и позволяет ввести количественные оценки в область качественных представлений [c.7]

Оонов ная идеология приложений, связанных с получением изображений, предназначенных для визуального восприятия, заключается в том, что голограмма в этом случае используется в качестве своеобразного входного устройства в мозг наш мозг устроен весьма специфично —в отличие от современных счетных машин он мыслит образами и требует, чтобы Г1нформация, которая подается ему на вход, также была сформирована в определенные образы. Например, пилоту, который заходит на посадку, можно сообщить все необходимые ему данные — высоту, скорость полета, наклоны самолета, расстояние до взлетной полосы и т. д. Однако посадить самолет по этим данным пилот не сможет. Вместе с тем, если все эти цифры преобразовать в искусственное изображение взлетной полосы, видимое так же, как видел бы ее нилот в данных условиях, то задача посадки не представит никаких сложностей. [c.104]

Применение. Не конкурируя с самолетом во всех областях применения, А. найдет себе целый ряд новых областей, недоступных обыкновенному самолету. Широкий диапазон скоростей и исключительные взлетно-посадочные качества позволяют А. хорошо работать в условиях сильно пересеченной местности. Возможность посадки на пахоту, взлета с небольшой лужайки, простота в управлении сделают его ценным аппаратом для исполкомовской авиации. Для аэрофото-С7>емки А. открывает новые перспективы благодаря возможности полета на малых ск оро-стях. Он м. б. также с успехом использован для а.эросева и борьбы с вредителями с. х-ва. В США А. используются для борьбы с лесными пожарами, для туризма и для несения полицейской службы. Военное применение А. также имеет весьма широкие перспективы замена А. змейковых аэростатов для наблюдения и корректировки стрельбы, для целей сопровождения самолетов и ближней разведки, для сопровождения военных судов и борьбы с подводными лодками. [c.64]

Во введении к докладу ESK Ночные и всепогодные истребители на конференции 20/21 марта 1945 года относительно Проектов IV и V говорится Каждая попытка добиться большой продолжительности полета с двумя агрегатами ТРД по причине более высокого взлетного веса приводит к неудовлетворительным взлетным ха-рактеристикам проекта. Проекты с тремя агрегатами ТРД, которые здесь более не будут рассматриваться, дающие взлетный вес около 19 ЮНН, были огвергну1ы не юлько из-за более высоких затрат норма-часов, но и особенно потому, что получался самолет, не пригодный для использования в качестве ночного и всепогодного истребителя. Опыт применения Ju 88 показал, что маневренность этой машины, особенно вокруг продольной оси, уже явно не достаточна . [c.154]

На самолете используется крыло большого удлинения с су-перкритическими профилями и с вертикальными законцовка-ми, повышающими его аэродинамическое качество. Крыло оснащено эффективной взлетно-посадочной механизацией. [c.217]

Для обоснованного принятия решения о выборе наивыгоднейшего типа механизации крыла и оптимальных значений проектных параметров самолета необходимы параметрические исследования и оптимизационные расчеты по выбранному или заданному критерию оптимальности. Критерием оптимальности может быть, например взлетный вес самолета 6о или какой-либо экономический показатель, например прямые эксплуатационные расходы (ПЭР). Эти вопросы в данной работе не рассматриваются. При необходимости рекомендуется обратиться к специальной литературе. Однако в качестве иллюстрации идеи оптимального проектирования на рис. 3.21 приведен гипотетический пример. Каждой точке на графике соответствует проектное решение самшета, дяя которой может быть рассчитан критерий оптимальности. Для случая на рис. 3.21 он выражен в процентах от минимально достижимой величины - точка О (100%), соответствующая варианту комбинации параметров в /Уо, Ро, при котором критерий оптимизации имеет абсолютный оптимум . Для примера на рис. 3.21 эта точка лежит в области неприемлемой комбинации параметров. [c.63]

B. К. Коккинаки [6, д. б]. Военные не рекомендовали самолет на вооружение и в серию, поскольку он показал низкие летные данные (скорость у земли 266 км/ч, потолок 6440 м, время виража 15 с. время набора высоты 5 км — 17 мин.). Кроме того, ДИ-4 нельзя было без полной переделки конструкции модифицировать под другой двигатель, так как Кон-кверрор> с ийно в СССР не выпускался. Основными причинами, из-за которых ДИ-4 не смог достичь лучших характеристик, являлись пере-тяжеленность конструкции (взлетный вес 1949 кгс) низкое качество производственного выполнения неудовлетворительные аэродинамические формы (крепления шасси, толстый 16%-й профиль крыла по всему размаху) несовершенство силовой схемы (крепление подкосов крыльев к шасси). В результате ДИ-4 заметно уступал одноместным истребителям. Так, воздушные бои с истребителем И-4, созданным намного раньше, выявили его полное превосходство над ДИ-4 [6, д. 6]. [c.127]

Но получилось так, что по ходу разработки первого, а затем и второго экземпляра 100 отношение военных специалистов к его назначению стало постепенно меняться. Все большее внимание они обращали на возможность применения 100 не только в качестве высотного истребителя, но и в качестве пикирующего бомбардировщика, который при взлетном весе около 9200 кгс мог бы нести на внешних подвесках до 1000 кг бомб и с высокой точностью поражать с пикирования наземные цели. Поначалу новое назначение рассматривалось как дополнительное, а затем и как равноправное с исходным. Таким образом, назначение самолета 100 стало формулироваться как высотный истребитель и пикирующий бомбардировщик, то есть самолет стал многоцелевым. С одной стороны, это свидетельствовало о не вполне сфо )мировавшемся представлении о характере будущей войны и условиях применения высотного истребителя и пикирующего бомбардировщика. Но, с другой стороны, Германия, потенциальный тоща противник, не имела крупных соединений дальних высотных скоростных бомбардировщиков. Это, в частности, подтвердилось в ходе войны в Польше, а позже и во Франции, Кроме того, с самолетами Люфтваффе в конце 1939 г. знакомилась советская авиационная делегация. Таким образом, становилось ясно, что большой необходимости в специализированном высотном истребителе нет. Именно поэтому и не были созданы высотные варианты И-26 и И-301. Одновременно с этим ощущалась острая нужда в боевом самолете нового вида — скоростном пикирующем бомбардировщике. [c.24]

По ОСНОВНЫМ своим параметрам самолст И-185 был несколько необычен и отличался от всех серийных и многих опытных советских истребителей повышенными энерговооруженностью и нагрузкой на крыло, что способствовало увеличению скорости и одновременно улучшению скороподъемности и маневренных качеств в вертикальной плоскости. Энерговооруженность И-185 была на 5 — 20% выше, чем у Ла-5, Як-1, Як-7Б и Як-9, а нагрузка на крыло нл 20 — 30% кышс, чем у других истрсбителеи. Выбирая крыло минимально возможной для истрсбитсля площади, конструкторы стремились уменьшить аэродинамическое сопротивление самолета. Чтобы избежать крайне нежелательного увеличения посадочном скорости, крыло И-185 снабдили эффективной взлетно-посадочной механизацией — щитками-закрылками и автоматическими предкрылками, благодаря чему посадочная скорость И-185 была не больше, чем у серийных истреби гелей. Правда, горизонтальный маневр оказался несколько хуже, чем у других истрсбителеи (время виража 22 — 23 с), но конструкторы сознательно пошли на зто, nj-деясь, что превосходство в скорости и маневренности на вертикалях компенсирует этот недостаток. [c.117]

Реализация в серийном производстве ряда рекомендаций ЦАГИ и ЛИИ, основанных на результатах большого объема экспериментальных и опытных работ, проведенных в 1942 — 1943 гг., а также достигнутое заводами улучшение качества выпускаемых самолетов позволили к концу 1943 — началу 1944 г. довести скорость серийных Пе-2 до 520 — 530 км/ч (см. табл. 2, рис. 2), повысить живучесть и улучшить взлетно-посадочные характеристики. Одновременно с этим благодаря усилиям производственников трудовые затраты на изготовление одного Пе-2 снизились с 25,3 тыс. человеко-часов в 1941г. до 13,2 тыс. в 1943 г. [c.146]

Советские авиационные специалисты считали, что жизненность самолета, существовавшего к тому времени без радикальных изменений уже в течение восьми лет, обусловлена хорошими аэродинамическими формами исходного варианта и малой удельной нагрузкой на крыло. Последнее обстоятельство позволяло непрерывно увеличивать мощность винтомоторной группы и вооружения, не особенно считаясь при этом с увеличением веса. Действительно, если нормальный взлетный вес Спитфайра IA составлял 2620 кгс, то у Спитфайра LF-IX он был уже 3292 кгс, то есть на 672 кгс больше. Однако маневренные качества в горизонтальной плоскости почти не изменились. [c.257]

Обращает на себя внимание тот факт, что, несмотря на то что характеристики советских самолстов получены на номинальном режиме работы моторов (только у Ла-7 режим 10-минутного взлетного форсажа с учетом скоростного наддува сохранялся примерно до высоты 2,2 км), а характеристики иностранных истребителей — на относительно кратковременных режимах повьпленной мош,ности, по скоростн1>1м качествам на малых и средних высотах самолеты отличались незначительно (см. рис, 3). По скороподъемности же американские Р-51 В и В значительно уступали [c.267]

Было построено два экземпляра самолета, использовались они в основном в качестве летающей лаборатории для доводки нового двигателя (позднее он устанавливался на МИГ-31). Максимальная взлетная масса этой модификации равнялась 42 520 кг, нормальная взлетная — 37 750 кг, масса внутреннего топлива — 16 270 кг. Благодаря экономичности двухконтурного двигателя практическая дальность полета без ПТБ составила 2135 км на сверхзвуке и 3310 км на дозвуке, практический потолок — 21 900 м. [c.256]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...