Прямые перелеты

В случае лунной экспедиции полезная нагрузка состояла, по существу, из кабины, возвращающейся на Землю (вариант прямого перелета Земля — Луна — Земля). Теперь дело обстоит инаЧе. Аппарат для входа в атмосферу Земли, составляющий небольшую часть полезной нагрузки корабля, должен быть массивнее из-за более серьезной тепловой защиты. Экспедиционный отсек состоит из помещений для членов экипажа, различного оборудования и самой массивной своей части — системы жизнеобеспечения [4.1011. Менее сложны, более надежны и менее массивны частично замкнутые системы [4.102]. [c.442]

Задача обратного перелета с орбиты ИСЛ к Земле отличается от задачи прямого перелета тем, что КА, как правило, не выводится на орбиту ИСЗ, а совершает пологий вход в атмосферу Земли с последующим управляемым движением в атмосфере и рассеиванием энергии за счет аэродинамического торможения. При возвращении к Земле важно обеспечить требуемую высоту условного перигея (которая реализовалась бы при отсутствии атмосферы), его географическую привязку по широте и долготе, а также наклонение геоцентрической траектории возвращения к плоскости экватора. Широта условного перигея обеспечивается главным образом за счет выбора склонения Луны в момент старта КА с орбиты ИСЛ. Необходимую долготу перигея можно обеспечить путем изменения времени перелета. Высоту условного перигея целесообразнее всего регулировать коррекцией скорости. [c.283]

Конструкция космического корабля для доставки людей и материалов на поверхность Луны и возвращения людей на Землю и схема перелета по маршруту Земля — Луна и обратно существенно отличались от проекта Аполлон для создания военной базы на Луне предусматривался пятиступенчатый пилотируемый аппарат с двигателями на химическом топливе, который должен был выполнить прямой перелет на Луну, минуя околоземную и окололунную орбиты. [c.361]

Бэкон учит, что разум должен очищать опыт и извлекать из него плоды в виде законов природы. Пй его мнению, наука до сих пор творилась либо эмпириками, либо догматиками. Эмпирики, подобно муравьям, толь ко собирали и использовали собранное. Догматики начинают прямо с разума и вытягивают содержание из самих себя, как пауки паутину. Правильный путь избирает лишь пчела она извлекает материал, перелетая с цветка на цветок в садах и полях, но обрабатывает и переваривает его по-своему. Вот зта-то переработка и должна производиться методом индукции, то есть постепенным восхождением от частностей к малым аксиомам, от них к средним и, наконец, к самым общим. Критерием же истинности результатов должен быть только опыт. [c.67]

После выхода на прямую посадки у летчика есть возможность уточнить расчет выпуском закрылков. Но так как закрылки уменьшают аэродинамическое качество, лучше планировать, не выпуская их до тех пор, пока не станет ясно, что расчет произведен с перелетом. Слишком ранний выпуск закрылков может привести к недолету. [c.270]

САМОЛЕТОВОЖДЕНИЕ, проведение самолета по заданной траектории пути, раздел практич. применения методов аэронавигации (см. Аэронавигация и Навигация). В зависимости (JT цели полета заданной траекторией пути являются прямая линия между пунктом отправления и назначения (при перелетах), ломаная линия—полет через ряд отдельных пунктов (воздушные линии), ряд параллельных маршрутов на строгом расстоянии друг от друга (аэросъемка), прямая от произвольной исходной точки через заданную цель (при бомбометании). Прямой между двумя пунктами на земной поверхности является дуга большого круга, [c.28]

Если выход на орбиту спутника Марса должен происходить с помощью тормозного ракетного импульса, то требования экономии топлива вынуждают выбирать траектории перелета к Марсу, нуждающиеся в минимальной скорости отлета с Земли. Поэтому сезоны старта к Марсу, близкие к моменту, когда Земля пересекает линию узлов орбиты Марса, наиболее благоприятны для запуска спутника Марса [4.24]. Оптимальная гелиоцентрическая траектория перелета к Марсу, когда ставится задача выхода космического аппарата на орбиту его искусственного спутника, несколько отличается от оптимальной траектории, когда целью является пролет Марса или прямое попадание в него. Причина заключается в необходимости минимизировать сумму импульсов — стартового околоземного и тормозного около Марса, а следовательно, в необходимости учета условий входа в сферу действия Марса. Однако разница в датах старта с Земли составляет не более 10—15 сут [4.38]. [c.375]

Под прямыми полетами мы будем понимать такие полеты, траектории которых на пути к конечной цели не пересекают сфер действия каких-либо промежуточных планет (примером непрямого перелета является уже знакомый нам перелет Земля — Венера — Меркурий, рассмотренный в 3 гл. 18). [c.403]

Земля — Юпитер — Сатурн. Старт для ускоренного перелета возможен ежегодно во время сезона продолжительностью примерно в месяц в течение четырех лет, причем этот период повторяется через 20 лет. Один из таких периодов с 1976 по 1979 гг. Начальная скорость при этом примерно равна минимальной скорости достижения Сатурна прямым путем, но все путешествие продолжается не 6 лет, а в 1,5—2 раза меньше, благодаря ускоряющему импульсу, сообщаемому Юпитером, причем путь до Юпитера проходится примерно за 500—600 сут. Расстояние от Юпитера при пролете равно нескольким радиусам планеты [4.38,4.71,4.72]. Мы познакомимся более подробно с этой операцией, когда будет рассказываться о полетах американских космических аппаратов Вояджер-1 и Вояджер-2 . [c.407]

Величина суммарного приращения скорости на двухимпульсный перелет уменьшается, если большие оси орбит располагаются вдоль одной прямой. Такие орбиты часто называют коаксиальными. Коаксиальные орбиты могут быть направлены в одну сторону, когда разность их аргументов перицентра равна нулю, жли в противоположные стороны, когда эта разность равна я. [c.159]

Расчеты показали, что независимо от наклонения траектории перелета к плоскости движения Луны прямая вертикальная посадка возможна только в районе, ограниченном селеноцентрической широтой —11° ф 11,23° и селеноцентрической долготой 230° 5 >. 5 350° для времен перелета 1 сут 12 10 сут. Оптимальный маневр на траектории прямой вертикальной посадки состоит в одноразовом включении двигателя КА. Чтобы в конце непрерывного участка торможения двигателем скорость и высота над поверхностью Луны одновременно обратились в нуль, необходимо располагать двумя параметрами управления. Например, иметь возможность выбирать начальный момент включения двигателя и длительность его работы (за счет соответствующего запаса топлива). Такое сочетание позволяет реализовать посадку с наименьшими энергетическими затратами. В частности, для траектории перелета Земля — Луна длительностью 3,3 сут, когда начальная скорость в момент включения двигателя близка к 2550 м/с, величина потребной характеристической скорости КА составляет 2680—2850 м/с для начальных тяговооруженностей (отношение тяги к начальному весу КА на Земле) По = 0,5—2,0. При этом высота включения двигателя достигает 500—130 км, время его работы 400—100 с (при скорости истечения газов из сопла двигателя РУ = 3000—4500 м/с) [23]. На- [c.283]

В СВОЮ очередь каждый класс траекторий может иметь несколько подклассов. Так, траектория полета к планете назначения без возращения к Земле может проходить на заданном расстоянии от планеты, заканчиваться выведением КА на орбиту вокруг планеты или посадкой на ее поверхность. Пролетная траектория пе требует дополнительных энергетических затрат, поэтому ее довольно просто реализовать. Вместе с тем пролет на ограниченном расстоянии от планеты позволяет провести ряд интересных научных исследований. При выведении КА на орбиту вокруг планеты назначения должен осуществляться активный маневр с включением двигательной установки. Обычно маневр выполняется вблизи перицентра пролетной гиперболической траектории. Если планета имеет атмосферу, можно реализовать комбинированный маневр аэродинамического торможения с последующим включением двигателя для выхода на заданную орбиту [87]. В некоторых случаях траектория перелета завершается посадкой всего КА или отделяемого спускаемого аппарата. Возможна прямая посадка с пролетной гиперболической траектории и посадка с околопланетной орбиты, на которую предварительно выводится КА. Скорость КА может быть погашена с помощью двигателя или за счет аэродинамического торможения, если у планеты есть атмосфера. В некоторых случаях для уменьшения массы тормозной системы оказывается целесообразным сочетание активного торможения (двигателем) с пассивным (аэродинамический экран или парашют). [c.287]

Сравнительно быстрые орбиты полетов можно выбрать таким образом, чтобы сократить длительность времен ожидания близ Марса или Венеры, особенно если учесть роль того факта, что траектории прямого и обратного полетов не обязательно должны иметь одинаковые эксцентриситеты или времена перелета. [c.407]

Почти сразу же внимание исследователей переключилось на режим попутного облета Венеры , как назвал его Сон, и вскоре появились результаты дальнейшей работы самого Сона и Дируэстера. В своем сообщении [5] Сон привел результаты исследования типичных траекторий с попутным облетом как с ожиданием около планеты назначения, так и без ожидания для интервала 1970—1999 гг. и окончательно доказал применимость и целесообразность указанного режима. Статья Дируэстера [6] содержала два значительных результата подробный анализ двух типичных траекторий с попутным облетом и метод графического представления траекторных параметров, позволяющий непосредственно сравнивать их с параметрами траекторий прямого перелета, [c.12]

Работа Дируэстера, в которой, помимо всего прочего, указывались возможные схемы траекторий для других дат запуска, подтвердила открытие Сона и Холлистера действительно, во многих случаях попутный облет Венеры позволяет значительно уменьшить требуемую начальную массу космического аппарата по сравнению с эквивалентными прямыми перелетами. Это особенно справедливо для многих неблагоприятных лет, когда эллиптичность орбиты Марса приводит к чрезмерно большим конечным скоростям. Траекториям с попутным облетом обычно соответствуют умеренные конечные скорости такие траектории приводят к умеренной продолжительности полета, и требуемая точность [c.13]

Задачу приложения импульсов во время облета планеты исследовали также Холлистер и Пруссинг [21]. В рассматривавшемся ими случае импульс прикладывался во время облета Венеры при перелетах между Землей и Марсом. Однако они нашли, что, хотя с практической точки зрения приложение импульса тяги при облете Венеры дает некоторое преимуш,ество по сравнению с чисто баллистическим облетом, это преимуш,ество является, как правило, весьма несуш,ественным. В тех случаях, когда баллистические траектории облета Венеры требуют пролета ниже поверхности планеты, приложение импульса может служить для соот-ветствуюш,его увеличения дальности пролета до безопасной высоты. Тем не менее, как указывали авторы рассматриваемой работы, даже при таких обстоятельствах прямые перелеты без облета Венеры остаются более выгодными, чем облете приложением импульса, благодаря уменьшению продолжительности перелета без дополнительных потерь характеристической скорости. Нужно, однако, заметить, что даже отрицательные результаты подобной работы дают нам значительную информацию и обеспечивают такое же качественное понимание проблемы, как и в случае получения положительных результатов. Таким образом, авторы заслуживают всяческой благодарности за столь глубокое проникновение в суть этого весьма важного вопроса. [c.29]

Для прямого перелета на Луну и обратно с помощью одной ракеты в США в свое время был принят проект Нева , предусматривавший постройку гигантской пятиступенчатой ракетной системы. Две первые ступени должны были выводить корабль на околоземную промежуточную орбиту, причем первая ступень должна была работать на керосине и жидком кислороде, а вторая — на кислородно-водородном топливе третья, использующая кислородноводородное топливо, предназначена была для схода с орбиты и выхода на окололунную орбиту ожидания четвертая и пятая ступени (на том же топливе) должны были обеспечить посадку на Луну и взлет с нее. При возвращаемой на Землю полезной нагрузке 13,6 т ракета Нова должна была иметь стартовую массу 3140 т [3.34]. В дальнейшем проект ракеты Нова претерпел различные изменения и в конце концов начал предусматривать постройку ракеты массой 4500—5000 т. Но разработка и постройка такой ракеты требовали столько времени, что поставленная в США цель — высадка на Луне до 1970 г.— не могла бы быть осуществлена. Поэтому от проекта пришлось отказаться. [c.274]

Дозаправка топливом на поверхности Луны или на околоземной орбите, или, наконец, на орбите спутника Луны, хотя и дает ряд выгод, но в принципе не уменьшает количества энергии, которую нужно затратить для того, чтобы космический корабль определенной массы, побывав на Луне, вернулся на Землю. Суммарная масса всех ракет, стартующих с Земли, при прочих равных условиях не будет меньше стартовой массы ракеты, предназначенной для прямого перелета Земля — Луна — Земля. Что же касается стоимости всего предприятия, то она даже возрастет, так как стоимость ракеты не пропорциональна ее массе стоимость систем управления, навигации, счетно-решающих устройств и т. п. для небольшой ракеты не отличается, по существу, от стоимости соответствующих элементов большой ракеты. Надежность же операции, в которой участвует несколько ракег, вообще говоря, понижается. [c.277]

В 3 этой главы говорилось о том, что монтаж на орбите не приносит экономической выгоды, а сопряжен, наоборот, с некоторыми лишними затратами по сравнению с прямым перелетом Земля — Луна — Земля. Но вывод этот был справедлив, когда не предполагалось многократное исцользоэание ракет, доставляю- [c.290]

Оптимальные траектории Земля — Венера—Меркурий должны начинаться примерно в тот же сезон, что и оптимальные перелеты Земля — Венера (с ошибкой, как правило, в две-три недели). Правда, в некоторых случаях выигрыш в суммарной характеристической скорости (старт плюс активный маневр у Меркурия, если он нужен) по сравнению с прямым перелетом Земля — Меркурий чересчур мал [4.58], Как пролет мимо Венеры, так и достижение Меркурия возможны на первых и на вторых полувитках траекторий ), а также на вторых и более оборотах. [c.398]

Естественна мысль воспользоваться полем тяготения Марса, ййтобы на пути к Юпитеру и Сатурну получить от него дополнитель- рый даровой импульс скорости. К сожалению, точный анализ (учитывающий эксцентриситет и наклон орбиты Марса) [4.66] показывает, что в большинстве случаев слабое поле тяготения Марса при том радиусе Марса, который, увы, реально существует, не может самостоятельно разогнать космический аппарат, вошедший в его сферу действия, чтобы он мог достичь Юпитера требуется еще сообщить аппарату дополнительный импульс в перицентре пролетной гиперболы с помощью бортового двигателя. В результате для перелетов в период, например, с 1979 по 1990 год суммарная характеристическая скорость (без учета коррекций) оказывается меньше минимальной скорости при прямом перелете в том же году на величину от 0,1 км/с (в 1988 г.) до 0,67 км/с (в 1979 г.), а в двух случаях (1986 и 1990 гг.) она даже больше ее. При этом в сезон максимальной выгоды (1979 г.) продолжительность перелета увеличивается на... 1003 сут (более, чем вдвое) по сравнению с прямым перелетом. Дорогая цена [c.405]

Для запуска спутников Сатурна и следуюш,их за ним планет особенно важно, чтобы траектории перелета с Земли были близки к гомановским. В частности, траектории типа Гранд тур нежелательны, так как приводят к большим планетоцентрическим скоростям входа в сферу действия. До 1990 г. наилучшие условия для старта к Сатурну при прямом перелете — в январе 1985 г. (прибытие к Сатурну в сентябре 1990 г.). [c.416]

I — схема полета к Марсу н Венере 2 — схема полета к Гестин с облетом Марса 3 — схема полета к другим объектам Солнечной системы 4 — схема прямого перелета к поясу астероидов 5 схема полета к Плутону со временем полета - 8 лет 6 — схема полета Солнечного зонда с облетом Юпитера 7 — схема полета к Меркурию с ожиданием у Венеры (аэродинамическое торможение для перевода на орбиту ИСВ) н созданием околосолнечной орбиты с периодом - 120 сут [c.133]

Второй импульс изменяет только наклонение орбит, а последний импульс, аналогичный первому, обеспечивает переход на конечную круговую орбиту. Перелет такого типа представляет собой обобщение биэллип-тического перелета, когда все импульсы направлены под прямым углом к радиусу-вектору и отделены друг от друга центральными углами (в точках перигея и апогея). [c.171]

Такой же тренажер типа Талисси разработан в ФРГ и предназначен для обучения стрельбе из орудий в сухопутных войсках и ВМС [9]. Этот тренажер оснащен полупроводниковым лазером на арсениде галлия, который размещен соосно со стволом танковой пушки и снабжен механизмом, позволяющим изменять направление лазерного луча. Приемники излучения, регистрирующие попадание , располагаются на корпусе танка таким образом, чтобы обеспечить всенаправленный прием импульсов, имитирующих выстрел . Тренажер имеет индикаторы для отображения результатов стрельбы и фиксации величины промаха, селекторный блок для ввода дальности (до 3000 м) и баллистики снарядов (трех типов). Имеется программирующее устройство для установки исходных данных, определяющих режим ведения огня. Попадание имитируется взрывом пиропатрона. Наводчиком обнаруживается цель, определяется ее дальность, выбирается тип снаряда и производится выстрел. При этом срабатывает счетчик произведенных выстрелов, а в имитаторе скорострельности гаснет световое табло на открытие огня, поскольку следующий выстрел может быть произведен только через шесть секунд. Результаты — недолет, перелет, высвечиваются на табло. Имеются сообщения, что система Талисси выдержала более 4 млн выстрелов . Система допускает возможность унификации для всех видов вооружения, стреляющих прямой наводкой. Применение системы дало значительную экономию времени и средств при высоком качестве обучения. [c.170]

Пусть выполнено условие (4.2.14) тогда переход из точки М в точ-ку М2 возможен по двум эллиптическим траекториям при движении по часовой стрелке (показаны пунктиром на рис. 4.4) и по двум эллиптическим траекториям при движении против часовой стрелки (показаны сплошными линиями на рис. 4.4). Если второй фокус оказывается вне эллиптического сегмента, ограниченного прямой М М2 и траекторией перелета, то такую траекторию будем называть эллиптической орбитой первого рода. Это траектории и M1NM2. Если второй фокус оказывается внутри указанного сегмента, то такую траекторию будем называть эллиптической орбитой второго рода. Условию (4.2.16) отвечает граничная эллиптическая орбита, когда второй фокус оказывается на прямой М1М2. [c.106]

Если апер>а ер, ТО ВОЗМОЖНЫ две эллиптические траектории перелета с общим фокусом в точке О и разными вторыми фокусами. Для одной траектории оба фокуса расположены по одну сторону от прямой М1М2, а для второй — по разные стороны. На рис. 5.46 построен пример для случая, когда < Г2. Если при этом [c.193]

Существенную экономию топлива можно дo tичь путем использования орбит ожидания у планет назначения в качестве своеобразных складов . Хорошо известная аналогия описанной процедуры — это создание промежуточных баз при походе на Южный полюс или прн подъеме на Эверест, на которых сохраняются запасы продовольствия и топлива для обратного путешествия или спуска очевидно, что в конечном счете этот прием обеспечит сбережение энергии. В литературе но астронавтике существует много работ по указанному использованию орбит ожидания при полетах к Луне или планетам в проекте Аполлон эта методика широко использовалась на стадии спуска на поверхность Луны. Ниже мы рассмотрим описанный метод на простом примере полета с поверхности планеты Рх на поверхность планеты Р и обратно на поверхность планеты Рг. В первом случае полет осуществляется одним кораблем с использованием орбит ожидания вокруг планет P и Яг только для целей проверки ( процедура Ь) во втором случае две орбиты ожидания используются для сбережения баков с топливом ( процедура 2 ). Фазы полета схематически показаны на рнс. 12.8 здесь 5 —Солнце. Обратный полет показан пунктиром следует помнить, что, хотя обратная траектория показана на схеме как зеркальное отображение прямой орбиты перелета, на самом деле необходимо конечное время ожидания вблизи Я.,, прежде чем наступит момент отлета назад. Орбиты планет Р и предполагаются круговыми и компланарными. Размеры круговых орбит ожидания для ясности весьма сильно преувеличены. Ниже, в табл. 12.5, перечислены этапы действия согласно процедуре 1. [c.407]

Если рассчитать среднюю скорость движения аппарата вдоль дуги эллипса на участке Земля — орбита Венеры, то мы убедимся, что, начиная с орбиты № 1 и кончая орбитой № 27, эти скорости возрастают. Однако мы сможем констатировать, что и продолжительности перелета возрастают (см. рис. 112). Из табл. 20 видно, что при следовании на Венеру по полуэллипсу продолжительность перелета составляет 146,1 суток (рис. 112). При этом начальная скорость движения относительно Солнца в межпланетном пространстве равна 27,3 км1сек. Но если уменьшать начальную скорость корабля по отношению к Солнцу, описываемый эллипс становится все более сплюснутым . Наконец, если после освобождения ракеты от поля тяготения Земли довести ее скорость до нуля, то эллипс выродится в прямую ракета начнет падать на Солнце по вертикали, пересекая попутно орбиту Венеры. Одновременно с сокраш,ением эллипса уменьшается и дуга, соединяюш,ая Землю с Венерой. При этом, как показывает математический анализ, эта дуга сокраш ает-ся быстрее, чем падает средняя скорость движения корабля. В итоге получается парадоксальное явление чем меньше скорость корабля в пространстве по отношению к Солнцу, тем скорее он достигнет цели. На рис. 112 мы видим, как вследствие уменьшения начальной скорости до 24,9 и 21,1 км сек продолжительность перелета сокраш ается до [c.231]

Серийные пассажирские гидросамолеты МП 1 бис снабжались невысотными дайгателями АМ-34Б и имели практический потолок 4675 м (см. табл. 2). На этом самолете были установлены первые женские мировые 1>екорды высоты полета. Рекордная высота полета, равная 8864 м, достигнутая летчицей П. Д. Осипенко 22 мая 1937 г., является самым ранним из действовавших до сих пор мировых авиационных рекордов СС СР. Не превышены до настоящего вымени и женские мировые рекорды дальности полета по прямой и по ломаной линии для гидросамолетов, установленные на МП-1 бис экипажем в составе П.. Д. С сипенко, В. Ф. Ло-мако и М. М. Расковой 2 июля 1938 г. в беспосадочном перелете по маршруту Севастополь — Архангельск протяженностью 2372 км (2241,5 км по прямой), который был пройден за 10 ч 35 мин со средней скоростью 228 км/ч. [c.258]

В результате напряженной работы в концу 1934 г. в Советскем Союзе имелись два экипажа и два самолета, полностью испытанных и годных для официального установления мирового рекорда дальности полета по прямой без посадки. Шла интенсивная подготовка к полету в Южную Америку, когда в начале 1935 г. полярный летчик С. А. Лею- невский обратился в правительство с просьбой разрешит ему полет йа самолете АНТ-25 через Северный полюс в Америку. Разрешение было дано, и весной 1935 г. С. А. Леваневский сформировал экипаж для этого полета, в который кроме него вошли второй летчик Г. Ф. Байдуков и штурман В. И. Левченко. Для трансарктического перелета был выделен дублер — второй опытный самолет АНТ-25, установивший мировой рекорд дальности полета по замкнутому маршруту. Для первого опытного самолета АНТ-25 был сформирован новый экипаж в составе М. М. Громова, [c.336]

Экипаж В. П. Чкалова продолжал подготовку к перелету из Москвы через Северный полюс в Америку. В связи с отсутствием разрешения Бразилии на пролет над ее территорией к изучению трансполярного маршрута для установления мирового рекорда дальности беспосадочного полета по прямой приступил и экипаж М. М. Громова. Было принято решение начать перелеты экипажей В. П. Чкалова и М. М. Громова после организации научной дрейфующей станции на Северном полюсе, од-из задач которой являлось изучение и передача регулярных сообще-кшй о погодных условиях в районе Северного полюса. 21 мая 1937 г. дрейфующая станция <Северный полюс-1 во главе с И. Д. Папаниным ф ла организована с помощью самолетов ТБ-3 <Авиаарктика . Наличие такой станции значительно повышало безопасность трансарктических перелетов. [c.337]

Родил в очень тяжелых метеорологических условиях на высоте более м, при сильном обледенении самолета и кислородном голодании экипажа, имевшего запас кислорода в индивидуальных кислородных приборах всего на девять часов полета. Через месяц после В. П. Чкалова, 12 июля 1937 г. на первом экземпляре самолета АНТ-25 в трансарктический перелет для установления мирового рекорда дальности беспосадоч-вого полета по прямой стартовал экипаж М. М. Громова. Через 62 ч 17 мин самолет приземлился близ местечка Сан-Джасинто у границы США и Мексики. После посадки на борту самолета оставался бензин, которого кватило бы еще на три часа полета, то есть на дальность в 500—600 км, яо отсутствие у экипажа визы на перелет границы с Мексикой определило преждевременную посадку самолета АНТ-25 на территории США после пролета в неблагоприятных погодных условиях и при сильных встречных ветрах 10148 км по прямой (около 11500 км по маршруту). Прежний мировой рекорд французских летчиков экипаж М. М. Громова 1 крыл на 1044 км. [c.337]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...