Движение ракеты носителя

В последний период подготовки космического комплекса на старте и после пуска в работу включаются специалисты еще одной важной части космодрома — командно-измерительного комплекса (КИК), обеспечивающего траекторные измерения движения ракеты-носителя с космическим аппаратом на активном участке полета, а также получение, обработку и анализ данных о работе бортовых систем, комплекса в целом, объективных показателей о состоянии космонавтов. [c.12]

ДВИЖЕНИЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ НА УЧАСТКЕ ВЫВЕДЕНИЯ НА ОРБИТУ [c.51]

УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ 1. силы И МОМЕНТЫ, действующие на PH [c.56]

УРАВНЕНИЯ движения РАКЕТЫ НОСИТЕЛЯ 57 [c.57]

Важной целью теоретического изучения характеристик ракеты-носителя спутника является выяснение того, насколько они удовлетворяют поставленным требованиям. Для изучения этих характеристик необходимо знать траекторию полета, которая определяется основными законами механики. Определение траектории заключается в решении системы дифференциальных уравнений, описывающих движение ракеты-носителя. Система основных уравнений может принимать различную форму в зависимости от количества и характера тех эффектов, которые считаются пренебрежимо малыми или же могут быть учтены в виде малых поправок, сравнительно не сложно вычисляемых. [c.89]

Вертикальное движение ракеты-носителя. Для более детального изучения движения ракеты удобно сначала рассмотреть ее вертикальный полет в пустоте, считая, что ускорение силы тяжести не зависит от высоты. Это дает хорошее приближение к действительному движению ракеты-носителя спутника Авангард на первом участке ее полета. Ракета движется под действием силы тяги реактивного двигателя [c.89]

Движение ракеты-носителя в вертикальной плоскости. После короткого начального вертикального участка траектория ракеты начинает отклоняться от вертикального направления. При полете сквозь плотные слои атмосферы целесообразно направлять ракету вдоль траектории нулевой подъемной силы, так как в этом случае снижаются напряжения в конструкции, вызываемые действием аэродинамических сил. Уравнения этой траектории, лежащей в вертикальной плоскости, следующие [c.90]

Движение ракеты-носителя по пространственной траектории. Действительное движение ракеты, выводящей спутник Авангард , будет происходить в трех измерениях. Для изучения таких траекторий и орбит спутников вводятся специальные системы координат, описываемые в приложении 4А к настоящей главе. Эта проблема, а также и ряд других, рассматриваемых здесь, изложены более подробно в работе [8]. [c.94]

Результаты, полученные в предыдущем параграфе, могут быть применены к движениям искусственных спутников Земли и искусственных планет под действием сил тяготения (но в отсутствие ка-ких-либо других сил). Если ракета-носитель поднялась на достаточную высоту, на которой плотность земной атмосферы, а следовательно, и ее сопротивление движению ничтожны, / . и если после этого двигатели раке- [c.328]

При начальной скорости, большей чем величина v , определяемая выражением (11.23), спутник, как показано в предыдущем параграфе, будет двигаться по эллиптической орбите, для которой точка А является перигелием. Если в точке Л, в которой выключен двигатель ракеты-носителя (н сопротивлением воздуха можно уже пренебречь), скорость ракеты не перпендикулярна к радиусу Земли и имеет достаточно большую величину, то дальнейшее движение будет происходить также по эллиптической орбите, но точка А уже не будет являться перигелием этой орбиты. Таким образом, для вывода спутника на круговую орбиту должны быть точно выдержаны определенные величина и направление скорости ракеты-носителя в момент выключения двигателей. При неточном выполнении этого условия орбита оказывается эллиптической. Поэтому практически орбиты спутников всегда оказываются эллиптическими, но чем точнее осуществлен запуск, тем более близкая к круговой орбита может быть получена. [c.329]

Транспортер массой 2700 т состоит из силовой платформы размерами 40 X 34,7 м, установленной на четырех спаренных гусеничных тележках. Грузоподъемность транспортера 5500 т, электропитание — от собственных дизель-генераторов. Движение осуществляется по тщательно профилированному бетонному покрытию. Гироскопическая система стабилизации платформы транспортера обеспечивает ее горизонтальное положение с точностью до 5. Скорость транспортирования ракеты-носителя 1,6...3,2 км/ч при скорости встречного ветра до 122 км/ч. [c.76]

Длина дорожного полотна 10 км, угол подъема при въезде на стартовый стол составляет 0,5°. Суммарная нагрузка на полотно не должна превышать 8170 т. Для сохранения строгой вертикальности ракеты-носителя при движении используется стабилизированная платформа, применяемая на межконтинентальных баллистических ракетах Минитмен . [c.76]

Свободное движение вращающегося спутника относительно его центра тяжести определяется начальными условиями. Для придания спутнику устойчивости по отношению к воздействию внешнего момента ему в процессе выведения на орбиту сообщается достаточно большая угловая скорость относительно заранее выбранной оси. Из-за неточностей при запуске, а также из-за несимметричности сил отделения от последней ступени ракеты-носителя спутнику сообщаются также небольшие составляющие угловой скорости относительно других осей, что вызывает появление конического прецессионного движения. Прецессия может привести к непостоянным флюктуациям сигналов, передаваемых со спутника, или нарушать стабильное сканирование установленных на нем камер. Поэтому необходимо обеспечить постоянное вращение спутника вокруг выбранной оси без колебаний или по крайней мере предотвратить возрастание начальных отклонений. [c.102]

Важным вопросом является техника сборки орбитальных станций, которые, очевидно, будут предусматривать использование модульной структуры, составленной из секции КА, которые были ранее разработаны. Подобное стремление к унификации подсказывает и другое возможное направление реализации В частности, рационально взять за основу стандартные конструктивные блоки, масса и габариты которых обусловливаются данными определенных ракет-носителей. Выведенные на околоземную орбиту модули или блоки во многих случаях нецелесообразно оснащать индивидуальными двигательными установками и системами управления движением, необходимыми для сближения и стыковки. Можно представить принципиально иное решение проблемы. Отдельные модули или блоки будущей станции на первом этапе будут выводиться ракетами-носителями в заданный район космического пространства на определенные орбиты, где расстояния между ними могут измеряться километрами. Дальнейшую работу по сближению объектов и их сборке в единый комплекс можно выполнить специальным аппаратом, так называемым космическим буксиром. Большие запасы топлива для системы двигателей, специальные радио- и телевизионные системы позволят орбитальному буксиру совершать маневры вместе с блоками, присоединяя их к общей конструкции. [c.263]

Кроме ориентации и стабилизации, система управления угловым движением КА вьшолняет также функции успокоения. Последние заключаются в том, чтобы за короткое время погасить большие угловые скорости, возникающие, например, в момент отделения КА от ракеты-носителя и достигающие нескольких градусов в секунду [45J. Для гашения больших начальных угловых скоростей и ориентации КА в пространстве заданным образом используются специальные системы предварительного успокоения, которые рассматриваются в гл. 3. [c.5]

Дальнейшие достижения в области механики тел переменной массы и ракетостроения связаны с именами выдающихся отечественных ученых И.В. Мещерского и К.Э. Циолковского. Первый обосновал вывод уравнения реактивного движения на основе классического представления о количестве движения материальной точки, второй — выход в открытый космос с помощью ракет-носителей. И.В. Мещерский [c.10]

Решение. После того как ракета-носитель вывела спутник весом С на заданную орбиту и сообщила ему скорость и, касательную к орбите, спутник будет продолжать движение под действием одной лишь силы притяжения Земли. Для определения скорости V спутника применим принцип Даламбера, т. е. приложим к спутнику центробежную силу инерции и составим уравнение равновесия, спроектировав силы на ось, проходящую через спутник и центр Земли, [c.157]

Классической задачей, решаемой с помощью модели ТПМ, является первая задача К.Э. Циолковского. Из её решения следует возможность сообщения ракете неограниченно большой скорости за конечное время. В процессе движения ракеты работа реактивной силы, приложенной к ней, увеличивается. Должна ли при этом увеличиваться полная энергия ракеты В результате полного расхода массы ракета как объект прекращает своё существование. Каков тогда материальный носитель энергии, равной работе реактивной силы, приложенной к ракете Возникает своего рода энергетический парадокс, удовлетворительное разъяснение которого можно получить только на основе анализа системы, включающей как ТПМ, так и изменяющую массу. [c.203]

Метод старта с орбиты спутника свободен от энергетических ограничений на направление разгона. Любое направление вектора скорости получается надлежащим выбором времени запуска на промежуточную орбиту спутника (что дает как бы прицеливание по азимуту путем поворота промежуточной орбиты вместе с Землей в ее суточном движении) и выбором времени старта с орбиты спутника (что дает как бы прицеливание по углу места за счет того, что уход с орбиты спутника происходит в таком месте, где движение по орбите спутника имеет нужное направление). Разгон космического аппарата как при выведении на орбиту спутника, так и при уходе с нее происходит при минимальных углах наклона к местному горизонту и обеспечивает максимальное использование энергетических возможностей ракеты-носителя. Освоение советскими [c.269]

Возмущающее ускорение (или, если угодно, замедление) от действия сопротивления обратно пропорционально массе спутника и прямо пропорционально площади 5, т. е. определяется парусностью спутника . На движении полого спутника сопротивление сказывается особенно сильно. Поэтому после запуска на низкую орбиту пустая последняя ступень ракеты-носителя сильнее ощущает сопротивление атмосферы, чем отделившийся от нее контейнер, заполненный научной аппаратурой. [c.96]

В принципе начальной точкой движения спутника может быть любая точка его орбиты, но характеристическая скорость ракеты-носителя будет минимальной, если активный участок кончается вблизи перигея. В случае, когда перигей находится вблизи плотных слоев атмосферы, особенно важно, чтобы приобретенная спутником при разгоне скорость не была меньше заданной величины и чтобы ее направление минимально отклонялось от горизонтального. В противном случае спутник войдет в плотные слои атмосферы, не завершив и одного оборота (такие объекты и не регистрируются в качестве спутников). [c.111]

Очевидно, межпланетный корабль с двигателями малой тяги (электрическими или солнечными) должен выводиться на околоземную орбиту с помощью мощной ракеты-носителя или, скорее всего, монтироваться на орбите. Затем осуществляется маневр ухода по спирали из сферы действия Земли, после чего начинается гелиоцентрическое движение при сложном управлении тягой корабля, которое должно обеспечить возможность захвата корабля полем тяготения планеты-цели. Внутри сферы действия посредством торможения осуществляется спуск на низкую орбиту искусственного спутника по скручивающейся спирали. [c.460]

При запуске с территории Советского Союза допустимые азимуты ограничены соображениями безопасного падения отработавших ускорителей ракеты-носителя. Отсюда — ограничение допустимых наклонений, и возникает задача построения траекторий перелета к Луне при заданном угле наклона плоскости движения к плоскости экватора. Обсудим подробнее эту задачу. [c.275]

Скорос-гнал система координат Рх у е (рис, 2,7). Начало ее совмещено с центром масс Р ракеты-носителя. Ось Рхв направлена вдоль вектора скорости V, ось Руа располагается в плоскости движения н направлена вверх, ось Рг Дополняет систему До п[)аБой, [c.55]

Выбор способа выведения баллистической ракеты относится к классу краевых задач, когда необходимо выбрать начальные параметры программного движения при заданных условиях в Ь Онце траектории. Для боевых ракет задаются наземные координаты цели. Для ракет-носителей задается высота и вектор корости в конце участка выведения. Для космических траекто- [c.37]

Траектория баллистической ракеты с необходимой точностью определяется методами численного интегрирования дифференциальных уравнений движения. Но эта операция может быть проведена лишь при условии, когда уже известны основные пара-.метры ракеты — ее весовые и тяговые характеристики, а найти их значения можно, только располагая необходимыми сведениями о траектории. Возникает замкнутый круг неопределенностей, свойственный начальной стадии проектирования вообще любой машины, а не только ракеты-носителя. [c.38]

Нами оставлена без внимания еще одна составляющая потерь. Она связана с искривлением траектории и возникновением угла атаки. Поскольку в действительности ось ракеты, а следовательно, и вектор тяги, не совпадает с касательной к траектории, то возникает разность между тягой и ее составляющей по направлению вектора скорости. Из-за малости углов атаки эта разность невелика, но она есть. В результате образуется еще одна составляющая потерь скорости. Для боевых баллистических ракет и для первых ступеней ракет-носителей она ничтожно мала. Для последующих ступеней носителя, совершающих полет на заатмосферном участке траектории, эта потеря может достигать самое большее 0,4—0,6% (исключение составляет старт с орбиты). При численном интегрировании уравнений движения она учитывается сама собой и не нуждается в обсуждениях, а при приближенных оценках участка выведения ею нет смысла заниматься. [c.41]

Соотношение (7.3.4) устанавливает зависимость VI (81) при заданных угловой дальности Ф1 и относительном радиусе гь Если на основе численного интегрирования уравнений движения ракеты-носителя на активном участке известны конечные зависимости VI (01) при различной массе полезной нагрузки, то можно сопоставить потребные и располагаемые характеристики перелета. В итоге для каждой полезной нагрузки следует выбирать сочетание 1 и 01, обеспечивающ ее достижение Луны (если решение сущ ествует). Он- [c.277]

Движение космического корабля после его отделения oi остатков ракеты-носителя соверщается под действием силы тяготения Земли при старте с ее поверхности. Высота над Землей, где космический корабль начинает свое автономное движение после работы двигателей, достаточно велика и силой сопротивления воздуха можно пренебречь. Можно пренебречь также силами тяготения Солнца и других планет, если движение космического корабля происходит вблизи Земли. [c.546]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

При определении частот и форм низших тонов свободных колебаний больших ракет-носителей применяют балочную схематизацию. Корпус представляется в виде прямой неоднородной балки (стержня) с упругоподвешенными грузами, колебания которых имитируют колебания жидкости в баках. Для расчета частот свободных колебаний жидкости в баках ракеты при поперечных движениях стенки бака обычно принимают жесткими, а при продольных движениях — упругими, поскольку в этом случае деформации стенок бака оказываются существенными. [c.15]

В инженерной практике широко распространены конструкции, элементы которых имеют полости или отсеки, содержащие жидкость, иапример, объекты авиационной и ракетно-космической техники, танкеры и плавучие топливозаправочные станции, суда для перевозки сжиженных газов и стационарные резервуары, предназначенные для хранения нефтепродуктов и сжиженных газов, ректификационные колонны и т. д. В большинстве случаев жидкость-заполняет соответствующие полостн или отсеки лишь частично, так что имеется свободная поверхность, являющаяся границей раздела между жидкостью и находящимся над ней газом (в частности, воздухом). Обычно можно считать (за исключением особых случаев движения тела с жидкостью в условиях, близких к невесомости, которые здесь не рассматриваются), что колебания жидкости происходят в поле массовых сил, гравитационных и инерционных, связанных с некоторым невозмущенным движением. Как правило, это поле можно в первом приближении считать потенциальным, а само возмущенное движение отсека и жидкости — носящим характер малых колебаний, что Оправдывает линеаризацию уравнений возмущенного движения. Ряд актуальных для практики случаев возмущенного движения жидкости характеризуется большими числами Рейнольдса, что позволяет использовать при описании этого движения концепцию пограничного слоя, считая, кроме того, жидкость несжимаемой. Эти гипотезы лежат в основе теории, излагаемой ниже [23, 28, 32, 34, 45, 54J. Учету нелинейности немалых колебаний жидкости посвящены, например, работы [15, 26, 29, 30]. Взаимное влияние колебаний отсека и жидкости при ее волновых движениях может сильно изменять устойчивость системы, а иногда порождать неустойчивость, невозможную при отсутствии подвижности жидкости. В качестве примера можно привести резкое ухудшение остойчивости корабля при наличии жидких грузов и Динамическую неустойчивость автоматически управляемых ракет-носителей и космических аппаратов с жидкостными ракетными двигателями при неправильном выборе структуры или параметров автомата стабилизации. Поэтому одной из основных Задач при проектировании всех этих объектов является обеспечение их динамической устойчивости [9, 10, 39, 43]. Для гражданских и промышленных сооружений с отсеками, содержащими жидкость, центр тяжести при исследовании их динамики смещается в область определения дополнительных гидродинамических нагрузок, например при сейсмических колебаниях сооружения [31]. [c.61]

Велики заслуги космодромов Байконур, Плесецк и Капустин Яр в деле освоения космоса. Долгие годы в тени славы этих гигантов оставался небольшой испытательный полигон вблизи поселка Наха-бино в Подмосковье. Отсюда 17 августа 1933 г. с простейшего пускового устройства поднялась в воздух первая отечественная жидкостная ракета ТИРД-09 , созданная и испытанная Группой изучения реактивного движения (ГИРД) под руководством 26-летнего С.П. Королева, будуш,его Главного конструктора космических систем. Ракета была спроектирована выдаюш,имся ученым и конструктором Михаилом Клавдиевичем Тихонравовым. Масса ракеты была всего 19 кг (в том числе 5 кг топлива), длина 2,4 м, а поднялась она на высоту 400 м. Для сравнения масса ракеты-носителя Энергия , стартовавшей с Байконура 15 мая 1987 г., составляла более 2400 т. [c.19]

Запуск любого искусственного спутника Земли производится так, чтобы он совершал движение по заранее намеченной орбите. (Эта орбита выбирается в соответствии с преследуемыми при запуске целями.) Программа автоматического управления ракетой-носителем на активном участке движения составляется так, чтобы к моменту выхода на орбиту, тек моменту окончания работы реактивных двигателей, космический аппарат находился в заранее намеченной точке пространства над Землей и имел заранее намеченную скорость, соответствующую выбранной орбите. В этбй главе изложены основные способы определения орбит ИСЗ. Ряд дополнительных сведений читатель найдет в монографии [8] и статьях [9] — [11]. [c.283]

В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинамики — науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты > поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы (к планетам, их спутникам, астероидам, кометам) и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космических траекторий и различных операций встречи на орбитах, посадки, маневры в атмосферах, в гравитационных полях планет (многопланетные полеты и т. п.), полеты с малой тягой и солнечным парусом и т. д. Приводятся элементарные формулы, позволяющие читателю самостоятельно оценить начальные массы ракет-носителей и аппаратов, стартующих с околоземной орбиты, определить благоприятные сезоны для межпланетных полетов и др. Книга содержит большой справочный числовой и исторический материал. [c.2]

Если спутник не обладает системой ориентации, то после вывода на орбиту он совершает сложное вращательне движение типа кувыркания под действием аэродинамических, гравитационных, магнитных, радиационных сил. Характер вращения спутника может постепенно изменяться. Например, цилиндрический спутник, получивший в момент отделения от ракеты-носителя вращение вокруг продольной оси, стремится с теченим времени начать вращаться вокруг поперечной оси, наподобие пропеллера. [c.146]

Предположим, что в начальной точке М на высоте Н КА имеет скорость Vнаправленную под углом 01 к местному горизонту (протяженность активного участка ракеты-носителя пока не учитывается). Если 01=0, то начальная точка является перигеем, причем большая полуось траектории пассивного участка будет колли-неарна начальному радиусу-вектору Гь Минимальный угол между Г1 (или большой полуосью в рассматриваемом случае) и плоскостью орбиты Луны составляет Ч тш- Как показывают расчеты [22], ття сильно вытянутых эллиптических траекторий угол ме/ьду большой полуосью и радиусом, равным расстоянию до Луны (г = гл), не превышает 15°. Поскольку в случае старта с территории Советскою Союза Ч тш>18°, то понятно, что при эллиптических начальных скоростях и 01 = О траектория КА будет пересекать плоскость орбиты Луны с недолетом, раньше того момента, когда текущий радиус станет равным расстоянию до Луны (рис. 7.17). Чтобы поднять восходящую ветвь траектории относительно плоскости движения Луны, необходимо увеличить начальный угол 01 или скорость V. Отсюда видно, что потребные энергетические затраты на пространственную траекторию перелета к Луне больше затрат на траекторию компланарного перелета в плоскости лунной орбиты. [c.274]

В этом уравнении первое слагаемое представляет собой "даламберову силу инерции". В действительности такой реальной силы не существует. Так, если рассматривать движение КА по круговой орбите искусственного спутника Земли, то в случае существования такой реальной силы, которая бы уравновещивала бы другую действительно реальную силу притяжения, КА по инерции начал бы двигаться по касательной к окружности орбиты, т.е. по прямой линии. Но дело в том, что на КА никакая другая реальная сила, кроме силы притяжения (силы сопротивления весьма разреженной атмосферы, светового давления и других сил крайне незначительны для типичных условий движения и существующих КА) не действует. КА движется по орбите потому и только потому, что он получил при выведении на орбиту от ракеты-носителя начальную кинетическую энергию и такое количество движения, благодаря которому сила притяжения при дальнейшем его движении сможет только удерживать КА на круговой орбите, но не притянуть его к Земле. [c.109]

Пусть КА был выведен ракетой носителем в точку Лив соответствии с расчетом его движение должно было происходить далее по опорной или расчетной траектории АР (рис 4 31) Однако под воздействием различного рода возмущений его движение будет происходить по действительной траектории АО Тогда в некоторый момент времени 1 КА окажется не в расчетной точке из которой выбранная для визирования пара небесных тел Г1 и видна под углом а в точке из которой эта же пара тел виз)1руется под >г-лом ЯБ РасстояниеМдЖрпредставляет собой ощибку Дг, которая в данном случае является векторной разностью — Гр расстояний от КА до планеты П [c.229]

Тяжелые боевые баллистические ракеты и ракеты-носители стартуют вертикально. Такой старт не только обладает несомненными преимуществами перед наклонным он является единственно возможным. Тонкостенная конструкция ракеты не способна противостоять боковым нагрузкам при движении и сходс с направляющих, а пусковая система при наклонном старте такого типа ракет по своему весу и габаритам могла бы быть сравнимой разве что с египетскими пирамидами. [c.36]

Освоение методов термодинамического расчета поставило на научную основу задачу выбора топлива и в определенной мере освободило ракетную технику от обременительных модельных испытаний. Появилась возможность расчетным путем определить удельную тягу, не заботясь, в частности, о том, созданы, или нет предпосылки для промышленного производства исследуемого топлива. Такое расчетное предвидение имеет громадное значение для стратегии технического развития. Мы уже говорили, что создание новых мощных ракет-носителей приводит в движение многие отрасли промышленности, в том числе и химическую, и затрагивает экономику в общегосударственном масштабе. Если топливо оказывается перспективным и его применение сулит решение новых, доселе не решавшихся задач, тогда естественно возникает вопрос, в каком количестве следует производить это топливо, каковы необходимые мощности, капитальные затраты и, наконец, — где еще, кроме ракетной техники, могут оказаться потребляемыми новые производимые в промышленном масштабе вещества. Это — уже не только техника и экономика, но и политика, во всяком случае, — техническая. Но так илп иначе, решению подобных глобальных задач предшествует всесторонняя инженерная оценка достигаемого эффекта, и здесь нельзя недоо11,снивать возможностей и роли оперативного расчетного определения свойств и характеристик перспективных топлив. [c.214]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...