Возмущение аэродинамических

Эта же формула может быть представлена следующей матричной линейной зависимостью возмущений скорости протекания от нестационарных возмущений аэродинамических сил и момен- [c.476]

Возмущения аэродинамических сил определим путем дифференцирования соотношений для Fx, Fz я Fr с использованием вышеприведенных результатов для выражения этих возмущений через 60, бит, 8up и б д. Коэффициенты при возмущениях вычисляются для балансировочного режима. В итоге имеем [c.512]

Возможны и другие виды исходного возмущения аэродинамического происхождения. Движется ли воздух мимо неподвижного тела, или тело перемещается в неподвижном воздухе — всегда образуются вихри, [c.101]

Математическая модель машины или аппарата отражает их рабочие процессы с известным приближением. Расчетные соотношения, входящие в математическую модель, как правило, отражают закономерности отдельных явлений, составляющих рабочий процесс, без учета взаимного влияния. Например, формулы для определения гидравлического сопротивления различных участков гидравлического тракта получены на основе экспериментов в идеализированных условиях (равномерное поле скоростей на входе, однородное температурное поле, отсутствие внешних возмущений и т. д.). В реальных конструкциях эти условия не соблюдаются. Поэтому иногда при разработке нов ых конструкций прибегают к техническому моделированию устройств, когда до постройки машины или аппарата их отдельные качества или итоговые характеристики изучаются на моделях в лабораторных условиях. Например, при продувке уменьшенных моделей самолетов или автомашин в аэродинамических трубах можно выявить их сопротивление движению и зависимость этого сопротивления от формы их отдельных элементов, устойчивость машины при дв ижении и режимы, опасные с точки зрения потери устойчивости, и т. д. Таким образом, техническое моделирование представляет собой разновидность экспериментального исследования, при котором изучаются характеристики рабочего процесса конкретной машины или аппарата на модельной установке. [c.23]

Приведенные уравнения для потенциала возмущения дают возможность исследовать обтекание тонкого профиля, расположенного под малым углом атаки в дозвуковом сжимаемом потоке, в частности свести решение задачи об обтекании заданного профиля сжимаемым потоком к решению задачи об обтекании видоизмененного профиля несжимаемым потоком. При этом для определения коэффициента давления и аэродинамических коэффициентов [c.171]

Управляемость как степень восприимчивости объекта управления к воздействию рулей и устойчивость, характеризующая как бы невосприимчивость к подобному воздействию, являются в известном смысле противоречивыми понятиями. Действительно, чем более устойчив летательный аппарат, снабженный мощным хвостовым оперением, тем труднее осуществить его поворот при помощи руля. Правильный выбор соответствующей аэродинамической схемы, конкретной конструкции летательного аппарата, его органов управления и стабилизации с точки зрения обеспечения наивыгоднейшей управляемости и устойчивости составляет важнейшую задачу современной аэродинамики, в частности аэродинамической теории управления и стабилизации. При этом обеспечение управляемости и устойчивости связано с исследованием динамических свойств такого аппарата, описываемых указанной системой уравнений возмущенного движения. Их коэффициенты определяются компоновочной схемой, которой соответствуют определенные аэродинамические и геометрические характеристики, а также параметры движения по основной траектории. В результате решения этих уравнений выбирают наиболее рациональную динамическую схему летательного аппарата и соответствующую ей конструктивную компоновку, которая бы удовлетворяла баллистическим, технологическим и эксплуатационным требованиям, а также заданной управляемости и устойчивости. [c.6]

Задачи, связанные с анализом динамических свойств летательных аппаратов на основе уравнений возмущенного движения, рассматриваются в книге лишь с целью иллюстрации влияния аэродинамических характеристик на управляемость и устойчивость. Более подробно эти задачи изучаются в курсах динамики полета, проектирования и расчета конструкций летательных аппаратов. [c.6]

Анализ производных аэродинамических моментов по а или (3 позволяет установить, обладает ли тело тем или иным видом статической устойчивости. Однако для оценки летных качеств движущегося тела недостаточно такого анализа, так как он не дает ответа на вопрос о характере движения тела после прекращения действия возмущения, о величинах параметров, определяющих это движение. [c.37]

В самом деле, если известно, например, что производная гпг отрицательна и что, следовательно, центр давления расположен за центром масс, то можно сделать вывод лишь о продольной статической устойчивости. Но нельзя сказать, например, какова будет амплитуда колебаний угла атаки при том или ином значении параметра начального возмущения и каким образом по времени будет происходить ее изменение. На все эти и другие вопросы отвечает теория динамической устойчивости летательного аппарата или устойчивости его движения. Эта теория позволяет, естественно, исследовать не только колебания летательного аппарата, но и общий случай движения аппарата на траектории и устойчивость этого движения. Теория динамической устойчивости использует результаты аэродинамических исследований, полученных на режимах неустановившегося обтекания, при котором на тело будут действовать в отличие от статических условий дополнительные аэродинамические нагрузки, зависящие от времени. [c.37]

Если интенсивность воздействия случайных факторов невелика, то возмущенная траектория мало отличается от невозмущенной. Это позволяет использовать уравнения, линеаризованные относительно малых отклонений возмущенных параметров от невозмущенных (метод малых возмущений). Рассмотрим вид этих уравнений и их общие решения, с тем чтобы выявить роль и место аэродинамических характеристик (производных устойчивости) в обеспечении устойчивости движения летательного аппарата. [c.39]

Устройства стабилизации летательного аппарата реагируют на его угловые отклонения и обеспечивают устойчивость заданного невозмущенного движения. В условиях непрерывно действующих возмущений это устройство должно выдерживать с необходимой точностью заданный режим полета. При полете в плотных слоях атмосферы продольная и боковая стабилизация беспилотных летательных аппаратов может осуществляться и без специальных устройств путем обеспечения у аппаратов статической устойчивости при помощи аэродинамических средств. В некоторых случаях такая аэродинамическая стабилизация может обеспечиваться и по крену, однако для большей части летательных аппаратов предусматриваются специальные системы автоматической стабилизации. [c.49]

Исследование свойства управляемости, т. е. определение способности летательного аппарата реагировать на отклонение рулей соответствующими изменениями параметров движения (углов атаки, тангажа, рыскания, наклона траектории), является основным при изучении возмущенного движения. Для этих целей служат линеаризованные уравнения, описывающие возмущенное движение летательного аппарата, испытывающего воздействие управляющих усилий от органов управления. Анализ этих уравнений позволяет установить влияние аэродинамических характеристик аппарата, обусловленных таким воздействием, на управляемость. [c.51]

Зги значения зависят от динамических коэффициентов системы уравнений возмущенного движения, определяемых, в свою очередь, соответствующими производными аэродинамических коэффициентов. Очевидно, значения (1.7.3) определяют в численном виде реакцию на отклонение органов управления соответственно для углов тангажа, наклона траектории и атаки. Суммарная реакция какого-либо угла определяется сложением соответствующих угловых величин, например АН = lt tA6 >-f ц т. д. [c.52]

В нормальной (обычной) схеме (рис. 1.13.6,а) управляющее оперение I (рули) расположено за крылом 2 в хвостовой части летательного аппарата, что обеспечивает ему ряд преимуществ аэродинамического и конструктивного характера [15]. При таком расположении рулей возмущения от них не влияют на крыло, следовательно, условия его обтекания более благоприятны. Рули могут обеспечить резкий маневр летательному аппарату при сохранении их плавного обтекания. При достаточно большом первоначальном угле атаки это достигается последующим уменьшением угла до критического значения. [c.114]

Направление действия управляющего усилия, необходимое для обеспечения заданного маневра, также является специфической особенностью схемы летательного аппарата. В зависимости от такого направления возможны два варианта каждой из рассмотренных схем. Если направления управляющего момента М р и момента от всех аэродинамических сил (исключая управляющую силу Рр) совпадают, то угловая скорость вращательного движения аппарата вокруг его центра масс будет возрастать. Этот случай условно называют маневром . Если эти направления противоположны, угловая скорость будет уменьшаться (случай балансировки ). В зависимости от назначения летательного аппарата, условий его полета, необходимости парирования возникающих возмущений в конструкции должна быть предусмотрена возможность практической реализации тех вариантов, которые наилучшим образом обеспечивают выполнение необходимого маневра на траектории. [c.118]

Предположим, что летательный аппарат движется по криволинейной траектории под нулевым углом атаки (рис. 2.4.2) в продольной плоскости. Исследование демпфирования можно осуществить в предположении, что это движение с точки зрения аэродинамического воздействия эквивалентно вращению аппарата около центра масс с некоторой угловой скоростью 2 г-Вследствие такого вращения оперение и часть корпуса под ним будут находиться под некоторым местным углом атаки, равным Да = й 1(> ц.т)оп/ , где ( ц.т)оп —расстояние от центра масс аппарата до центра тяжести площади оперенного участка й г(Хц.х)оп — скорость дополнительного вертикального потока V — скорость возмущенного потока, набегающего на оперение. [c.183]

Влияние интерференции. Между оперением и другими элементами летательного аппарата (крылья, корпус) возникает интерференция, которую следует учитывать при исследовании аэродинамической стабилизации. Физическая природа интерференции заключается в изменении картины обтекания и характера возмущений, вызванных каждым элементом аппарата в отдельности, что приводит к перераспределению давления и изменению силового воздействия. Наиболее важное проявление эффекта интерференции связано с образованием за крылом вихревой газовой пелены, которая вызывает скос потока у оперения, уменьшает за счет этого угол атаки и, как с.дед-ствие, снижает нормальную силу оперения. [c.194]

При определенных условиях учет влияния сжимаемости на нестационарное линеаризованное обтекание можно свести к задаче об обтекании несжимаемой средой некоторой фиктивной несущей поверхности. Решение такой задачи позволяет найти зависимости, связывающие между собой соответствующие аэродинамические характеристики летательного аппарата, обтекаемого несжимаемым и сжимаемым потоками, и тем самым учесть влияние числа Чтобы рассмотреть эти условия, воспользуемся дифференциальным уравнением для добавочного потенциала скоростей ф возмущенного нестационарного течения сжимаемой среды [c.237]

Формула (4.1.1) определяет силу тяги в условиях воздействия на летательный аппарат неподвижной атмосферы. Однако наличие воздухозаборных и сопловых устройств, возникновение струй продуктов сгорания топлива изменяют картину обтекания летательного аппарата воздушным потоком. Это необходимо учитывать при определении аэродинамических характеристик, в частности следует принимать во внимание влияние скачка уплотнения, образующегося перед воздухозаборником, повышение давления на внешних поверхностях воздухозаборников и сопл, интерференцию между воздухозаборниками и крылом (или корпусом), а также воздействие струй на поток воздуха у поверхности летательного аппарата. При определенных условиях внешние возмущения на обтекающий воздушный поток могут распространяться внутрь сопла двигателя и изменять силу тяги (управляющее усилие). [c.301]

Во многих современных конструкциях летательных аппаратов предусматриваются крылья или оперения, которые могут располагаться в потоке, возмущенном струей продуктов сгорания топлива двигательной установки (в том числе управляющей). Это изменяет аэродинамические характеристики несущей поверхности по сравнению со случаем, когда она омывается невозмущенным потоком. [c.371]

Такое явление особенно характерно для летательных аппаратов, стартующих или опускающихся в атмосферах планет. Стремление получить максимальное аэродинамическое качество заставляет в момент взлета создавать наибольшую подъемную силу, в том числе за счет составляющих силы тяги управляющих двигателей либо путем поворота сопла основных (маршевых) двигателей. При этом в течение некоторого промежутка времени оперение (крыло) может испытывать наибольшее воздействие от газовых струй. В неблагоприятных условиях не исключается потеря устойчивости аппарата. Из сказанного следует важность достаточно точной оценки изменения коэффициента подъемной силы несущей поверхности от воздействия струй. Это изменение определяется разностью коэффициентов подъемных сил, получающихся при воздействии соответственно возмущенного [c.371]

Спутное течение, или аэродинамический след, возникает за движущимся в неподвижной жидкости телом. Частицы жидкости увлекаются движущимся телом, и по мере его удаления в некотором фиксированном сечении все больше расширяется область возмущения. Поэтому, рассматривая картину потока в данный момент времени, за телом можно видеть расширяющийся след с убыванием скорости движения в нем. [c.349]

В первые моменты возмущенного движения (2—3 сек) все остальные аэродинамические и инерционные связи играют пренебрежимо малую роль. [c.54]

Раздробление струи происходит под воздействием внешних сил аэродинамического сопротивления газовой среды, в которую истекает топливо, внутренних сил поверхностного натяжения топлива, а также под влиянием начальных возмущений, возникающих при истечении топлива из сопла. [c.238]

Распад струй, пленок и отдельных капель на более мелкие является одной из сложнейших проблем капиллярной гидродинамики, которая привлекает внимание многих исследователей. В этой области теоретические работы развиваются в нескольких направлениях 1) изучение распыливания топлива, основанное на использо-. вании метода малых возмущений 2) определение размеров капель на базе предположения о дроблении струи под действием турбулентных пульсаций 3) установление предельного размера капель на основании равенства сил поверхностного натяжения и аэродинамического давления 4) нахождение условия распада вследствие явления кавитации 5) определение вероятного размера капель на основании предположения о равенстве масс и энергии жидкости до и после распада струи. [c.17]

Полное математическое решение задачи о распаде струи жидкости встречает ряд существенных трудностей. Дело в том, что остается неясным вопрос о влиянии возмущений внешнего происхождения и зависимости времени распада струи от капиллярного натяжения. Весьма сложным является учет аэродинамических сил, действующих на поверхности струи. [c.243]

Пристального внимания требуют вопросы размещения воздухозаборника на летательном аппарате. Это объясняется тем, что воздухозаборник интерферирует с планером летательного аппарата и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу, которые при правильной компоновке (для воздухозаборников некоторых схем) могут даже увеличиваться на определенных режимах полета. Наоборот, неудачная компоновка воздухозаборника может привести к ухудшению аэродинамических характеристик летательного аппарата. С другой стороны, воздушный поток, возмущенный элементами летательного аппарата, может иметь значительную неравномерность перед входом в воздухозаборник, особенно при эволюциях. В этом случае выбор места расположения воздухозаборника должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки и скольжения, значительно изменяющихся в условиях полета. Образующиеся при обтекании поверхностей летательного аппарата пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника и оказывать отрицательное влияние на его внутренний процесс. [c.254]

Движение КА на околоземных орбитах происходит в условиях сильно разреженной атмосферы. Тем не менее для орбит высотой больше 300 км действие атмосферы может привести к значительным аэродинамическим возмущениям. Аэродинамический возмущающий момент появляется в том случае, если центр масс (ЦМ) и центр давления (ЦД) аэродинамических сил не С01впадают (рис. 1.6). Из рисунка видно, что аэродинамическая сила Q вызовет появление момента Л1а. Проекции этого момента на оси связанной системы координат могут быть найдены по формулам [c.9]

Рассмотренное в работе [45] мембранное зеркало предназначено для использования в составе радиометра и имеет диаметр 102 м, длина несуш 1Х ферм достигает 108 м. Масса зеркала около 6 т, моменты инерции находятся в пределах 0,96 -1,22 Ю кг-м . Основные источники динамических возмущений — аэродинамические силы и солнечное давление. Максимальное значение возмущаюш 1Х сил [c.210]

Наименее изученным до последнего времени оставалось аэро-акустическое взаимодействие, проявляющееся в том, что аэродинамические возмущения от постороннего источника могут изменить турбулентную структуру потока, а также и акустические возмущения, следствием чего являются результирующие акустические характеристики объекта. Так, шум компрессора, камеры сгорания и турбины или шум отрывного обтекания выходных стоек при определенных условиях может вызвать изменение аэ-роакустических характеристик реактивной струи, [c.126]

Аэродинамическая картина течения в камере вихревого нагревателя характеризуется комплексом специфических свойств, наиболее полно удовлетворяющих требованиям качественной смесеподготовки большая объемная плотность кинетической энергии, мощные акустические колебания, высокая интенсивность турбулентности, ориентированная в радиальном направлении, рециркуляционные зоны, организация локализованных областей повышенной температуры. При критическом перепаде давления реализуются режимы работы, при которых параметры факела практически не зависят от слабых возмущений среды, в которую происходит истечение. Поле центробежных сил и характерная особенность течения обеспечивают качественное конвек-тивно-пленочное охлаждение корпусных элементов вихревой горелки. Широкий спектр возможного использования вихревых го-релочных устройств показан на рис. 7.1. [c.307]

МОДЕЛЬ МАСШТАБНАЯС модель физическая)- аналоговая модель, в которой меаду параметрами объекта и модели одинаковой физической природы существует однозначное соответствие, а также соответс вие между функцией возмущения и реакцией. В М М. каждый элемент их в масштабе повторяет соответствующий элемент объекта. Примерами М М служат модели самолета для продувки в аэродинамической трубе, модель гидросооружения, песчаная модель нефтяного пласта и др. [c.41]

Определите параметры возмущенного течения на верхней стороне пластинки, обтекаемой гиперзвуковым воздушным потоком с числом = 10 и fe = = -pi v = 1,4 при а = 0,1 рад. Полагая, что течение около другой пластинки, расположенной под углом атаки а = 0,05 рад, аэродинамически подобное, вычислите параметры ее обтекания. [c.175]

При определении аэродинамических характеристик крыльев необходимо учитывать особенности их сверхзвукового обтекания, заключающиеся в том, что малые возмущения распространяются только по потоку и в пределах конуса возмущений (конуса Маха с полууглом при вершине ц = = ar sin ). [c.213]

Одной из важных является задача о динамической устойчивости летательного аппарата. В заданном режиме полета аппарат об.шдает динамической устойчивостью, если отклонение кинематических параметров, вызванное. какими-либо воз.мущающими силами, в зависимости от времени уменьшается, поэтому возмущенное движение затухает и стремится к исходному программному полету. Если это условие не оеализуется, то наблюдается динамическая неустойчивость летательного аппарата. Исследование динамической устойчивости (или неустойчивости) осуществляется на основе уравнений вошущенного движения, в которые входят аэродинамические характеристики, зависящие от времени (так называемые нестационарные аэродинамические характерце пики). [c.242]

Размеры зоны взаимного влияния крыла и корпуса в сверхзвуковом потоке обусловлены действием аэродинамического закона, в соответствии с которым возмущения распространяются только вниз по потоку в пределах конусов Маха с полууг-лом при вершине роо= ar sin (1/Мос). На плоском крыле эта зона представляет собой треугольник с вершиной в начале бортовой хорды (рис. 11.19), а на цилиндрической поверхности корпуса такая зона ограничивается линией пересечения конуса Маха с цилиндром. При этом, согласно аэродинамической теории тонкого тела, нагрузки, индуцируемые крылом, распространяются но корпусу на площади, расположенной непосредственно под консолями (участок AB D на рис. 11.19). [c.603]

Наиболее полное представление о движении летательного аппарата позволяет установить теория динамичес[кой устойчивости, в которой рассматривается роль аэродинамических характеристик аппарата и управляющего воздействия в сохранении исходных параметров движения на траектории (устойчивости движения). В настоящей книге в краткой форме излагаются методы решения соответствующей системы дифференциальных уравнений возмущенного движения, акцентируется внимание на качественном анализе полученных результатов. Приводимые решения являются аналитическими и относятся к заданным областям начальных параметров, определяющих упрощенные модели динамической устойчивости. Такие решения имеют весьма большое значение для инженерной практики. Вместе с тем при необходимости получения массовых результатов для какой-либо определенной динамической модели летательного аппарата, обусловливающей многоварианткссть начальных условий и большой сбъем вы- [c.5]

Действительное обтекание характеризуется торможением потока перед оперением, которое необходимо учитывать при определении аэродинамических параметров. Степень такого торможения можно охарактеризовать средним коэффициентом торможения = qlq , где екорост-цой напор д — /грМ /2 находится по некоторой осредненной величине числа М1 возмущенного потока перед оперением. Полагая, что давления в возму- [c.166]

Горячие продукты реакции образуют область горения, которая состоит из двух зон зоны, где частицы только разогренаются газом, и зоны, где частицы горят. Фронт горячих газов воздействует на среду перед собой как поршень, создавая в холодном газе область возмущения, где холодный газ движется, обгоняя и обтекая негорящие частицы. Чтобы конвективное горение могло развиваться, холодный газ в возмущенной области до прихода фронта горячих газов не должен унести холодные частицы. Интенсивность уноса зависит от инерции частиц, их количества и аэродинамических сил со стороны газа. Холодные частицы, попадая в область горячих газов, будут воспламеняться и, сгорая, выделять горячий газ. В результате фронт горения в газовзвеси может ускоряться, что может привести к образованию впереди (в холодном газе) ударной волны, приводящей к детонационному горению. [c.420]

Экспериментальная установка. В настоящей работе изучается местная теплоотдача при вынужденном продольном обтекании пластины воздухом. На поверхности пластины реализуется условие 7с=соп81. Исследуемая плоская пластина (рис. 4.10) устанавливается по оси аэродинамической трубы разомкнутого типа. Воздух прокачивается через установку с помощью вентилятора, который присоединяется к выходному патрубку аэродинамической трубы. Труба представляет собой расширяющийся канал прямоугольного сечения. На входе поперечное сечение равно 60x100 мм , а на выходе 100X100 мм что обеспечивает постоянство давления воздушного потока по длине. Вентилятор приводится в движение электрическим двигателем переменного тока. На входе в канал установлено сопло Витошинского, которое служит для обеспечения равномерного распределения скорости воздуха и исключает возникновение дополнительных возмущений во входном сечении канала. Расход воздуха через аэродинамическую трубу регулируется с помощью ирисовой диафрагмы, установленной на выходном [c.157]

Результаты изучения совместной работы РОС с последующим осевым НА позволяют заключить, что при использовании в турбинах комбинированных отсеков (в отличие от осевых) радиальноосевые ступени с аэродинамически отработанным РК не J вызовут увеличения потерь энергии в последующих ступенях. Последующий за РОС осевой отсек будет находиться в более благоприятных условиях работы из-за меньшего уровня возмущений, вызываемых переменными аэродинамическими силами. [c.182]

Направляющие аппараты компрессоров и сопловые аппараты турбин. Они деформируют поле скоростей и давлений потока, вызывая образование аэродинамических следов , в которых полное давление отличается от полного давления в межлопаточных каналах. Возмущение от направляющих аппаратов способно распространяться и против потока. Осесимметричный поток (Sn= ) на некотором отдалении от фронта решетки направляющих лопаток при подходе и выходе из нее деформируется в поворотно-симметричный с порядком симметрии Sn==z, где 2 — число нанравляющих (сопловых) лопаток, размещенных равномерно по окружности. Соответственно порождаются гармоники с номерами, равными числу лопаток и кратными ему. Наиболее сильно поток деформируется на нерасчетных режимах работы направляющих аппаратов (при больших углах атаки). [c.142]

При быстром перемещении одной решетки относительно другой условия течения в межлопаточ-ных каналах коренным образом изменяются под влиянием нестационарных процессов. Взаимодействие вращающихся полей порождает импульсы как под влиянием потенциальных возмущений, так и от вязкой неравномерности потока, обусловленной аэродинамическими следами. При теоретическом изучении нестационарных процессов, вызванных вязкой неравномерностью, принимаемые условные схемы не отражают всей сложности физических явлений, поэтому экспериментальные исследования имеют особое значение. Последние необходимы также для создания гипотезы формирования ПАС, которая могла бы способствовать разработке методов инжернерных расчетов. [c.244]

Большое значение для дальнейшего углубления тео-, рии распада струи под воздействием малых возмущений имеют работы по ультразвуковым генераторам. Согласно результатам исследования гидро- и аэродинамических излучателей следует, что вихревой свисток, конструкция которого напоминает центробежную форсунку, генерирует колебания, частоты которых зависят от основных размеров свистка и могут достигать ультразвуковых. Проведя аналогию с центробежной форсункой, можно считать, что и она также генерирует колебания, и при некоторых частотах, определяемых размерами и режимом работы форсунки, эти колебания способствуют дроблению струи на капли. Такое предположение авторы допускают на основании анализа многочисленных опытных данных, в которых периодически встечаются резкие отклонения значений тонкости распылидяния пт пфирй зависимости. [c.17]

ВОЛНОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ в газовой динамике — о,чно из слагаемых аэродинамического сопротивления, возникающее в случае, когда скорость газа относительно тела превышает скорость распространения в газе слабых (звуковых) возмущении. В. с. является результатом затрат энергии на образование ударных волн. Диссипация энергии в дарной волне происходит вследствие проявления свойств вязкости и теплопроводности в тонком слое ударной волны, где имеются большие градиенты скорости и темп-ры. [c.310]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...