Скорость вертолета минимальная

Следовательно, часовой расход топлива зависит от мощности, потребной для горизонтального полета вертолета, и скорости полета. Минимальная мощность, потребная для горизонтального полета, соответствует экономической скорости (на этой скорости минимальный расход топлива). [c.78]

Аэродинамический расчет вертолета сводится в основном к определению потребной и располагаемой мощностей в рассматриваемом диапазоне режимов полета. Данные о мощности могут быть затем преобразованы в такие величины, как скороподъемность, потолок, дальность и максимальная скорость, которые определяют летно-технические характеристики вертолета. Потребную мощность можно представить суммой четырех частей 1) индуктивной мощности, затрачиваемой на создание силы тяги винта, 2) профильной мощности, необходимой для вращения винта в воздухе, 3) затрат мощности на преодоление вредного сопротивления, т. е. на продвижение вертолета в воздухе, и 4) затрат мощности на набор высоты, т. е. на изменение потенциальной энергии вертолета. На режиме висения для преодоления вредного сопротивления мощность не затрачивается, а индуктивная мощность составляет 60-f-70% общих затрат. С увеличением скорости полета индуктивная мощность уменьшается, профильная слегка возрастает, а мощность, затрачиваемая на вредное сопротивление, увеличивается вплоть до того, что ста новится доминирующей при больших скоростях. Таким образом, потребная мощность велика на висении вследствие больших индуктивных затрат при приемлемой нагрузке на диск (хотя винт и малонагруженный), далее она сначала уменьшается с ростом скорости полета в результате уменьшения индуктивной мощности, а затем снова увеличивается, так как при больших скоростях велика мощность, затрачиваемая на преодоление вредного сопротивления. Потребная мощность минимальна приблизительно в середине диапазона скоростей вертолета. [c.265]

Рис. 6.5. Максимальная и минимальная скорости вертолета

Для вертолетов особый интерес представляют три максимальные высоты. Максимальная высота висения вне влияния земли (статический потолок) определяется как высота, на которой вся располагаемая мощность равна мощности, потребной для висения при заданном полетном весе. Другим таким параметром является максимальная высота висения на воздушной подушке. Поскольку вблизи земли потребная индуктивная мощность уменьшается, максимальная высота висения на воздушной подушке значительно превышает статический потолок. Увеличение максимальной высоты или полетного веса в случае висения на воздушной подушке дает некоторые преимущества при эксплуатации вертолета. Кроме того, интерес представляет максимальная высота, достигаемая при полете вперед со скоростью, соответствующей минимальной мощности. Эти высоты получают, определяя скорости набора высоты при максимальной мощности. Экстраполяция расчетных или полученных в летных испытаниях кривых до нулевой скорости набора высоты позволяет найти динамический потолок. [c.283]

Несущий винт вертолета создает необходимую тягу (подъемную силу) при любой скорости полета и не боится потери поступательной скорости вертолета, если скорость вращения (обороты винта) не менее минимально допустимого значения, соответственного режиму полета. [c.54]

На рис. 116 показано изменение по высоте максимальной и минимальной скоростей вертолета, имеющего высотный двигатель. По горизонтальной оси отложена скорость горизонтального полета [c.119]

Скорость распространения усталостной трещины прямо пропорциональна раскрытию берегов усталостной трещины (см. главы 3-6). Поэтому минимальное раскрытие трещины соответствует минимальным скоростям роста трещины, которые могут быть реализованы в материале, использованном для изготовления изучаемого элемента конструкции. Применительно к алюминиевому сплаву АВТ, из которого изготавливают лонжероны лопастей, диапазон минимально возможных скоростей роста усталостной трещины составляет менее 10 м/цикл. Именно этот диапазон скоростей роста трещины, как показано выше, был выявлен в исследованном лонжероне лопасти вертолета Ми-8 RA-25617. В этом случае датчику-сигнализатору было достаточно для срабатывания, чтобы трещина проросла на полную длину около 20 мм но нижней полке, включая 10 мм ее сквозного роста. При этом закономерность формирования рельефа излома на этом этапе роста трещины свидетельствует о том, что предельное состояние еще не было достигнуто и она длительное время и далее могла бы развиваться в лонжероне. На это также указывают и результаты представленных оценок длительности роста сквозных усталостных трещин в различных сечениях лонжеронов. Этап развития сквозных трещин составляет не менее 70 полетов в самом нагруженном сечении лонжерона на относительном радиусе около 0,7 (см. 12.4, стр. 643). Различие же в оценках общей длительности роста [c.648]

Для вертолета Ми-6 с трапециевидными лопастями и весом не более нормального установлены следующие минимально допустимые скорости горизонтального полета по прибору [c.73]

Экономическая скорость Уак — скорость, при которой требуется минимальная мощность (на этой скорости минимальный часовой расход топлива). На экономической скорости полета с данным запасом топлива достигается наибольшая продолжительность полета, а для полета на заданное время расходуется минимальное количество топлива. Например, минимальный расход топлива вертолета Ми-6 получается на скорости по прибору 140—150 км ч. [c.73]

Наибольшая дальность. Наибольшая дальность горизонтального полета достигается при наивыгоднейшей скорости, которая соответствует минимальному километровому расходу топлива при тщательной регулировке двигателя. В этом случае расчет наибольшей дальности производит-Рис. 1.33. Зависимость потребной ся по кривым километрового расхода топ-и располагаемой мощности от ско- лива, построенным на основе данных опыт-рости полета ЯРЙ эксплуатации вертолетов. Скорость [c.78]

Практическая дальность полета. Практически наибольшая дальность полета вертолета с поршневым двигателем без учета ветра достигается на высоте от 1000 до 2000 л<. Например, у вертолета Ми-1 минимальный километровый расход топлива 0,56 л км на высоте 1000 м при скорости полета по прибору 130 км ч. Дальность полета при таком расходе топлива 370 км. [c.79]

Указанные оценки весьма приближенны, но в данном случае даже значительная ошибка допустима, так как отношение АТ/Т невелико. Более точное решение задачи затруднительно требуется близкая к реальности схема следа несущего винта, учитываюш,ая интерференцию следа и помещенного в него тела, а достаточных для построения такой схемы экспериментальных данных обычно не имеется. Известно, что скорость течения в следе значительно изменяется по радиусу и что это изменение следует принимать в расчет. Известно также, что сопротивление тела в следе периодически изменяется с большой амплитудой. Это изменение может быть причиной вибраций вертолета. Действительно, сопротивление максимально, когда тело находится на минимальном расстоянии от диска несущего винта, и быстро убывает, когда тело удаляется от плоскости диска. Такая зависимость сопротивления от расстояния до диска обусловлена периодическим изменением поля скоростей в следе. Хотя в соответствии с вихревой теорией средняя скорость потока при переходе от диска к дальнему следу увеличивается, средний скоростной напор вблизи диска значительно возрастает благодаря периодическим составляющим скорости. Если тело, помещенное в след, велико, то и загромождение следа оказывается значительным. Уменьшение эффективной площади диска, особенно вследствие загромождения следа концевых сечений, снижает эффективность несущего винта. При полете вертолета вперед набегающий поток сдувает след назад, так что за диапазоном переходных режимов сопротивление фюзеляжа становится небольшим. [c.125]

S.P/W (влияние скорости набора высоты на индуктивную скорость при выводе этой формулы не учитывалось). Максимальный угол набора высоты достигается при максимальном значении отношения V /V = AP/(WV). Если вертолет может висеть на данной высоте при заданном полетном весе, то максимальный угол набора высоты равен 90°. Если высота больше статического потолка, то скорость, соответствующая максимальному углу набора высоты, находится в диапазоне между минимальной скоростью и скоростью, при которой мощность минимальна. С увеличением полетного веса минимальная потребная мощность возрастает, а значит, максимальная скорость набора высоты уменьшается. Уменьшается она и с высотой. Точка, в которой максимальная скорость набора высоты равна нулю, определяет абсолютную максимальную высоту полета — динамический потолок. [c.281]

Скорость снижения на режиме авторотации определяется нагрузкой на диск, которая, очевидно, должна быть небольшой. Отсюда следует, что малая скорость снижения на режиме авторотации определяется низкой потребной мощностью на режиме висения. Возможность маневра подрыва для безмоторной посадки вертолета более важна, чем установившаяся скорость снижения, поскольку выбор нагрузки на диск определяется в основном требуемыми летно-техническими характеристиками. Возможности подрыва зависят от кинетической энергии несущего винта, возрастающей при увеличении угловой скорости и момента инерции лопасти. Предел по срыву должен быть высоким как с точки зрения характеристик подрыва, так и в отношении минимальной потери оборотов в период от момента отказа двигателя до момента уменьшения общего шага. Таким образом, эксплуатационное значение Ст/о должно быть низким. Момент инерции винта является параметром, наиболее эффективно влияющим на характеристики авторотации вертолета. Ему соответствует безразмерная массовая характеристика лопасти, которая должна быть низкой. Однако для получения большого момента инерции нужны тяжелые лопасти. [c.309]

Летные исследования характеристик путевой управляемости вертолета на висении и на малых скоростях полета освещены в работе [G.35]. Там определены минимальное требование к [c.789]

Влияние на продольную управляемость вертолета демпфирования, эффективности управления и устойчивости по скорости и углу атаки исследовано в работе [К.24]. Оказалось, что оптимальные значения этих параметров практически не зависят от изменений других параметров и от рассмотренных режимов полета. Был определен минимальный уровень демпфирования по тангажу, хотя с увеличением демпфирования управляемость продолжает улучшаться. Установлено, что вертолет должен быть нейтральным или слабо устойчивым по углу атаки. Определены минимальная эффективность управления и оптимальная устойчивость по скорости. [c.790]

Точное определение шарнирных моментов лопастей расчетным путем затруднительно. Поэтому при проектировании вертолета приходится пользоваться различными приближенными методами оценки величии нагрузок в управлении, основанными на экстраполяции имеющихся данных по результатам летных испытаний. При предварительной оценке параметров силовых ГУ на этапе эскизного проектирования можно пользоваться статистическими данными. Для этого вводится понятие удельная работа ГУ — произведение усилия, развиваемого ГУ, на его ход, отнесенный к полетной массе. Значение удельной работы, соответствующее усилию па штоке ГУ, равному 70% от усилия при нулевой скорости штока при минимальном рабочем давлении в гидросистеме, является рекомендуемой величиной (/ jj), а значение, соответствующее усилию, замеренному в полете, — величиной фактической ( ф)- Зависимость /с р от полетной массы для одновинтовых отечественных вертолетов [c.144]

На одновинтовом вертолете с механическим приводом НВ путевое управление осуществляется при помощи РВ, размещенного па конце хвостовой балки фюзеляжа. РВ уравновешивает крутящий момент НВ и создает управляющий момент относительно вертикальной оси. Шаг РВ изменяется в больших пределах (приблизительно от —10° до +25°). Крутящий момент НВ (определяемый значением общего шага) изменяется в зависимости от режима полета от максимального на режиме висения и набора высоты до минимального на режиме авторотации. Следствием этого является большой диапазон балансировочных положений педалей путевого управления. На режиме висения шаг РВ близок к максимальному (особенно на большой высоте), на режиме авторотации — к минимальному, на крейсерской скорости — к нулевому. [c.162]

Возможна посадка на воду и вертолета, не оборудованного поплавковым шасси. Выполняется она также комбинированным способом с минимально возможной поступательной скоростью. Перед посадкой сбрасывают боковые двери [c.216]

Ограничения по минимальной скорости. При небольших скоростях полета (20—55 км/ч) вибрации резко увеличиваются, Наибольшей величины они достигают при торможении вертолета, когда несущий винт имеет большой угол атаки и задняя часть конуса вращения попадает в завихренную зону от фюзеляжа и несущего винта. В целях снижения вредного влияния вибраций многие вертолеты имеют ограничения по минимальной скорости полета. [c.112]

О возникновении флаттера сигнализируют вздрагивание вертолета, размыв конуса вращения несущего винта и последующее изменение характера вибрации всего вертолета. При появлении первых признаков флаттера необходимо уменьшить обороты несущего винта и скорость полета до минимальных и прекратить полет. [c.116]

Последнее время для монтажных работ в труднодоступных местах нача-1и успешно применяться вертолеты-краны, обеспечивающие подачу на сооружение строительных конструкций длиной до 22 м и весом до 12 т. Радиус действия таких кранов до 400 км, высота полета до 4 км, скорость полета до 180 км/ч, минимальная высота стояния при монтаже 5,5—6 м. [c.96]

Принципиальной отличительной особенностью работы несущего винта является то, что тяга его (или его подъемная сила) может создаваться при любой скорости полета вертолета, вплоть до нулевой, в то время как крыло самолета может создавать необходимую подъемную силу только при скорости полета выше какого-либо минимального значения [c.54]

Значения максимальной и минимальной скоростей, полученные зимой, отличаются от их значений, получаемых в летних условиях. На рис. П7 показано изменение максимальных и минимальных скоростей полета по высоте -в зимних и летних условиях для вертолета, имеющего высотный двигатель. [c.121]

Висение, экономичное по затратам мощности, — основная характеристика вертолета, но она ничего не стоит, если плохи аэродинамические характеристики при полете вперед. В таком полете диск несущего Bnnta движется передней кромкой навстречу воздуху, оставаясь почти горизонтальным (небольшой наклон обеспечивает создание пропульсивной силы). Поэтому лопасть несущего винта обтекается потоком, скорость которого в плоскости диска складывается из составляющей скорости вертолета и из скорости, обусловленной собственным вращением лопасти. У наступающей лопасти при полете вперед скорость обтекания больше, у отступающей — меньше. Предположим, что угол атаки сечений лопасти постоянен. Тогда изменение скоростного напора в процессе работы винта приводит к тому, что подъемная сила наступающей лопасти становится больше, чем у отступающей, т. е. на винте возникает момент крена. Если не ликвидировать этот момент, вертолет будет крениться в сторону отступающей лопасти до тех пор, пока момент крена на винте не сбалансируется моментом силы тяжести, приложенной в центре масс вертолета. Но момент крена может быть столь большим, что такая балансировка окажется недостижимой. Именно этим на заре развития вертолетостроения было вызвано несколько аварий, которые происходили при попытках лететь вперед. Кроме того, моменту крена на несущем винте соответствует большой изгибающий момент в комлевой части каждой лопасти. Этот момент периодически изменяется (период равен 2n/Q),достигая максимального положительного значения на наступающей лопасти и минимального отрицательного значения на отступающей.. [c.154]

Скорость снижения на авторотации при полете вперед вычисляется по простой формуле 1/сн = Ргор/ - Следовательно, скорость снижения минимальна при скорости полета, которой соответствует минимальная потребная мощность. Эта минимальная скорость, как правило, приблизительно вдвое меньше скорости снижения на авторотации по вертикали. Угол снижения, определяемый величиной отношения V h/V — PfWV, минимален при минимуме отношения P/V в горизонтальном полете. Обычные значения этого угла составляют от 30 до 45° (угол отсчитывается от горизонтали). При отказе двигателя на больших высотах летчик выводит вертолет на режим установившейся авторотации при скорости полета, которой соответствует минимальная скорость снижения. Вблизи земли летчик осуществляет подрыв , сводя вертикальную и горизонтальную скорости к нулю непосредственно перед приземлением. Если отказ двигателя происходит на малых высотах, то времени для выхода на режим установившегося снижения обычно не хватает. При отказе двигателя на висении оптимальным будет снижение по вертикали. Характеристики авторотации рассмотрены подробнее в разд. 7.5. [c.281]

Максимальная и минимальная скорости вертолета определяются точками пересечения кривых потребной и располагаемой мощностей при заданных полетном весе и высоте (рис. 6.5). При V > Умакс располагаемая мощность недостаточна для горизонтального полета. Если вертолет способен висеть, то Умай = О, но при увеличении полетного веса или высоты располагаемая [c.281]

Важными характеристиками управляемости вертолета являются отклонения продольного управления, требуемые для изменения скорости и перегрузки. Статическая устойчивость по скорости имеет место, если отклонению ручки от себя соответствует увеличение скорости, т. е. (36,s/dp, < 0. Этот градиент отклонения ручки непосредственно связан с производной устойчивости по скорости Ма. Обычно при увеличении поступательной скорости вертолета плоскость концов лопастей заваливается назад, и для балансировки вертолета требуется отклонение вперед плоскости управления (разд. 15.1). На малых скоростях полета, однако, некоторые вертолеты имеют неустойчивый градиент отклонения ручки по скорости. Для приемлемых характеристик маневренности при полете вперед требуется положительный градиент отклонения ручки по перегрузке d 0. Анализ, приведенный в предыдущем разделе, показывает, что градиент отклонения управления связан с производными устойчивости по углу атаки М-л и демпфирования Mq и, следовательно, с условием о кривизне кривой нормального ускорения. Для приемлемых характеристик маневренности требуется некоторый минимальный градиент или максимальная эффективность управления. [c.763]

Силы, действующие на шасси при посадке, определяются прежде всего вертикальной Уу и горизонтальной Ух составляющими скорости вертолета в момент касания земли. Как показывает практика, при нормальной посадке с работающими двигателями, выполняемой квалифицированным летчиком в благоприятных условиях, вертикальная скорость невелика. Однако при плохой видимости, порывистом ветре, малом опыте летчика Уу может быть больше. В НЛГВ приводится формула для определения с учетом указанных обстоятельств эксплуатационной скорости снижения при посадке с работающими двигателями Уу . Наряду с анализом различных факторов эта формула основана на обобщении опыта эксплуатации вертолетов. Необходимо определить также нагружение при посадке с одним неработающим двигателем. Вертолет, имеющий один двигатель, после его отказа переходит на планирование с винтом, работающим на режиме авторотации. При этом наименьшая по абсолютной величине вертикальная составляющая скорости получается при экономической скорости полета, соответствующей минимальной потребной мощности. Посадка при таких условиях достаточно мягкая, но с большой скоростью и длиной пробега. Так как при внезапном отказе двигателя нельзя рассчитывать на наличие такой ровной площадки, то возникает необходимость предпосадочного торможения вертолета, чтобы свести пробег после посадки до минимума. При такой посадке Уу в момент касания земли может быть достаточно большой, а составляющая Ух=АО. [c.212]

Минимальная скорость Умин — скорость, на которой вертолет может удерживаться в горизонтальном полете на данной высоте на взлетном или номинальном режиме работы двигателя. Для любого вертолета на высотах от нуля до потолка висения V mhh = 0> выше потолка висения V mhh постепенно увеличивает-си до экономической скорости на потолке полета вертолета. [c.73]

Если полетный вес вертолета больше нормального или максимально допустимый (42,5 Т), то на высотах от нуля до 1500 м минимальная скорость по прибору установлена 100 км1ч. [c.73]

Для вертолета Ми-6 с прямоугольными лопастями инормальным полетным весом установлены следующие минимально допустимые скорости по прибору [c.73]

Для вертолета Ми-6 спрямоугольными лопастями и максимальным весом минимальная скорость про прибору установлена 110 км1ч на допустимых высотах до 3000 м. [c.73]

Для вертолета Ми-6 с трапециевидны ми лопастя-м и минимальный часовой расход топлива составляет 2200 кГ при скорости по прибору 140—150 кж/ч, а с прямоугольными лопастями — около 2000 кГ при L скорости 150—160 км/ч. [c.73]

Для получения минимального километрового расхода топлива tg 71 должен быть минимальным. Таким углом будет угол между касательной к кривой потребной мощности и горизонтальной осью. Точке касания соответствует наивыгоднейшая скорость Унаив горизонтального полета вертолета. [c.78]

Этим соотношением определяются основные характеристики вертолета. Оно основано на фундаментальных законах гидродинамики и показывает, что для того, чтобы скорость протекания через диск была мала и, следовательно, были малы индуктивные затраты мощности, проходящий через диск воздух нужно ускорять малым перепадом давления. Для экономичного режима висения требуется малая величина отношения Р/Т (малый вес топлива и двигателя), а для этого должна быть мала нагрузка на диск Т/А. Вертолеты имеют наименьшую нагрузку на диск (Т/А от 100 до 500 Па), а потому и наилучшие, характеристики висения среди всех аппаратов вертикального взлета и посадки. Заметим, что на самом деле индуктивную мощность определяет отношение Т/ рА), так как эффективная нагрузка на диск возрастает с высотой полета и температурой, т. е. с уменьшением плотности воздуха. Используя методы вариационного исчисления, можно доказать, что, как и для крыльев, равномерное распределение индуктивных скоростей по диску дает минимальную индуктивную мощность при заданной силе тяги. Задача состоит в том, чтобы минимизировать кинетическую энергию КЭ v dA следа при заданной силе тяги или заданном количестве движения dA следа. Представим индуктивную скорость в виде суммы v = v - -bv среднего значения V и возмущения бу, для которого бийЛ = 0. Тогда —+ (6/4)2d/4,H кинетическая энергия достигает минимума, когда во всех точках диска би = О, т. е. при равномерном распределении скорости протекания. Суть в том, что при неравномерном распределении скоростей протекания дополнительные потери мощности в областях с большими местными нагрузками превышают выигрыш в мощности, получаемый в областях с малыми нагрузками. [c.46]

Основными параметрами несущего винта, подлежащими выбору на стадии предварительного проектирования, являются нагрузка на ометаемую поверхность, концевая скорость и коэффициент заполнения. Для заданной полетной массы нагрузка на ометаемую поверхность определяет радиус несущего винта. Нагрузка является также основным фактором, от которого зависит потребная мощность, в частности индуктивная мощность на режиме висения. Нагрузка влияет на скорость скоса потока и скорость снижения на режиме авторотации. Концевая скорость выбирается с учетом явлений срыва и сжимаемости. Высокая концевая скорость приводит к увеличению числа Маха на наступающей лопасти, а следовательно, к увеличению профильных потерь мощности, нагрузки на лопасть, вибраций и шума. Низкая концевая скорость ведет к увеличению угла атаки на отстающей лопасти, при котором начинается недопустимый рост профильных потерь мощности, нагрузок в проводке управления к вибраций вследствие срыва. Таким образом, существует ограниченный диапазон приемлемых концевых скоростей, который сужается по мере увеличения скорости полета вертолета (см. разд. 7.4). Если радиус винта задан, то концевая скорость определяет угловую скорость вращения винта. Высокая угловая скорость обеспечивает хорошие характеристики авторотацни и низкий крутящий момент (и, следовательно, малую массу трансмиссии). Коэффициент заполнения и соответственно площадь лопасти определяются ограничениями нагрузки на ометаемую поверхность из-за срыва. Пределы, ограничивающие эксплуатационное значение коэффициента подъемной силы, а следовательно, и Ст/а, требуют некоторого минимального значения (QR) A для заданной полетной массы. Масса несущего винта и профильные потери возрастают с увеличением хорды лопасти, поэтому выбирается наименьшая площадь лопасти, удовлетворяющая ограничениям по срыву. Такие параметры, как крутка лопасти, ее форма в плане, число и профиль лопастей, выбираются из соображений оптимизации аэродинамических характеристик винта. Окончательный выбор является компромиссным для различных рассматриваемых эксплуатационных режимов вертолета. В процессе предварительного проектирования исполь- [c.302]

Военный стандарт США MIL-H-8501A определяет характеристики управляемости в полете и на земле для военных вертолетов. Этот стандарт является хотя и несколько устаревшим, но все же наиболее полным собранием норм летных характеристик. В отношении статической устойчивости стандарт определяет минимальное и максимальное значения начального градиента усилий на ручке в продольном и поперечном направлениях и требует, чтобы он был всегда положителен. В продольном управлении градиенты усилия и отклонения ручки по скорости полета должны соответствовать устойчивости умеренная степень неустойчивости допускается только для ПВП в диапазоне малых скоростей полета, хотя вообще она нежелательна. При полете вперед требуются устойчивые градиенты отклонения поперечного управления и педалей по углу скольжения, путевая устойчивость и устойчивость по поперечной скорости. Для ППП путевое и поперечное управления должны иметь устойчивые градиенты по усилиям и по отклонениям. Оговорены также усилия на рычагах управления на переходных режимах, паразитные перекрестные связи по этим усилиям, запасы управления и другие факторы. Характеристики динамической устойчивости при полете вперед оговорены в стандарте MIL-H-8501A в терминах периода и демпфирования длиннопериодического движения. На рис. 15.15 суммированы требования для эксплуатации по ПВП и ППП. [c.785]

Необходимая подъемная сила несушего винта вертолета в случае безмоторного полета может быть получена только при условии устойчивого самовращення, при котором скорость вращения несущего винта не ниже определенного необходимого минимального значения. Если она упадет ниже необходимого минимального значения, то винт выйдет из режима самовращення — вращение будет замедляться, что повлечет за собой уменьшение центробежной силы. Ввиду недостаточной величины центробежной силы, распрямляющей конус вращения лопастей, они при наличии шарнирного крепления к втулке закинутся вверх под действием подъемной силы. [c.139]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...