Всего на сайте:
248 тыс. 773 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

Анализ графика подъёмной силы. 2 страница  Просмотрен 648

На рисунке показано влияние удлинения крыла график подъёмной силы. Чем больше удлинение, тем меньше требуется угол атаки для производства той же подъёмной силы и увеличивается чувствительность на изменение угла атаки.

 

На следующем рисунке показана зависимость лобового сопротивления крыла от подъёмной силы при различных значениях удлинения крыла. Из него видно, что крыло с большим удлинением имеет меньшее сопротивление, поскольку индуктивное сопротивление очень зависит от удлинения крыла. При больших удлинениях крыла сопротивление мало изменяется при росте подъёмной силы, но на больших Су (малых приборных скоростях) сопротивление начинает резко увеличиваться.

 

Использование крыльев большого удлинения на самолётах ограничено следующими факторами:

- Большой изгибающий момент крыла. Его уменьшают, размещая в крыле топливо и навешивая на крыло двигатели.

- Уменьшение располагаемых угловых скоростей крена (особенно на малых скоростях). При кренении самолёта на опускающемся полукрыле местные углы атаки увеличиваются, а на поднимающемся – уменьшаются. Возникает разность подъёмных сил полукрыльев, препятствующая кренению (демпфирующий момент). Чем больше удлинение крыла, тем на большую величину будет увеличиваться угол атаки в районе законцовки крыла при той же угловой скорости крена, следовательно, будет больше демпфирующий момент.

- Уменьшение расстояния от земли до законцовки крыла при создании крена на взлёте или посадке.

 

Формула индуктивного сопротивления: Xi = ½ r V2 Cx i S,

где ½ r V2 – скоростной напор; Cx i - коэффициент индуктивного сопротивления; S - площадь крыла.

Коэффициент индуктивного сопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы и удлинения крыла: Cx i = Су2/l.

Рассмотрим, как меняется индуктивное сопротивление по скорости. Допустим, скорость выросла в два раза, значит, скоростной напор увеличится в четыре раза (½ r V2). Значит, для сохранения подъёмной силы Су уменьшится в четыре раза (Y = ½ r V2 Cy S). Это приведет к уменьшению коэффициента индуктивного сопротивления в шестнадцать раз (Су2/l). Подставляя изменившиеся значения скоростного напора и Cx I в формулу индуктивного сопротивления, получим, что оно уменьшится в четыре раза.

 

Методы уменьшения индуктивного сопротивления:

Плоские пластины, расположенные на концах крыльев ограничивают развитие концевого вихря, не производя подъёмной силы, а значит, не увеличивая изгибающий момент крыла. Тем не менее, они повышают вредное сопротивление самолёта, что на больших скоростях может свести на нет эффект уменьшения сопротивления.

Топливные баки на законцовках крыльев играют ту же роль, что и плоские пластины, но при этом ещё, за счёт веса топлива, уменьшают изгибающий момент крыла.

Крылышки (загнутые вверх законцовки крыла, winglets). Они спрофилированы и установлены так, что производят небольшую силу, направленную вперед (отрицательное сопротивление). Крылышки частично блокируют поток воздуха от нижней поверхности крыла к верхней, уменьшая силу концевого вихря. Кроме того, маленький вихрь с законцовки взаимодействует с концевым вихрем крыла и ослабляет его.

Форма законцовки крыла влияет на силу концевого вихря. На Боинге-787 используется загнутая назад законцовка крыла.

 

Влияние подъёмной силы на вредное сопротивление.

Причина вредного сопротивления самолёта не связана напрямую с производством подъёмной силы, тем не менее, величина вредного сопротивления зависит от неё.

Влияние Су на Сх вред показано на левом рисунке. Тем не менее, прибавку вредного сопротивления выше Сх вред min включают в индуктивное сопротивление (см. правый рисунок).

 

Как уже было сказано ранее, на вредное сопротивление влияет фронтальная площадь. Например, выпуск шасси и механизации может увеличить вредное сопротивление самолёта на 80%.

Если самолет летит на постоянной приборной скорости, то изменения высоты полёта не влияют на вредное сопротивление (хотя истинная скорость самолёта будет меняться).

Изменение скорости полёта при остальных неизменных факторах является главным фактором, влияющим на вредное сопротивление. При удвоении скорости вредное сопротивление увеличивается в четыре раза.

Если самолёт движется со скоростью близкой к скорости сваливания, то вредное сопротивление составляет около 25% от общего. Зато на максимальной скорости, доля вредного сопротивления практически 100%. Данный факт говорит о необходимости обеспечения хорошей обтекаемости и аэродинамической чистоты поверхностей самолёта для достижения высоких скоростей полёта.

 

Полное лобовое сопротивление.

 

Полное сопротивление самолёта является суммой индуктивного и вредного сопротивлений.

На рисунке показано изменение полного сопротивления самолёта в горизонтальном прямолинейном полёте в зависимости от приборной скорости.

На малых скоростях доминирует индуктивное сопротивление, а на больших – вредное. Минимальное полное сопротивление достигается при равенстве индуктивного и вредного сопротивлений. Эта скорость называется наивыгоднейшей (VMD). Она является точкой отсчёта при определении лётных характеристик самолёта, таких как дальность и продолжительность полёта, угол набора высоты и планирования, взлетные и посадочные характеристики.

При полёте на наивыгоднейшей скорости самолёт обладает максимальным аэродинамическим качеством, что соответствует полёту на наивыгоднейшем угле атаки (около 4°).

 

На рисунке изображена поляра самолёта – зависимость Сх от Су. На ней видно, что Су сначала растет быстрее, чем Сх, но затем рост Сх ускоряется. Точку максимального качества можно найти, проведя касательную к графику из начала координат.

 

Влияние веса самолёта на полное лобовое сопротивление.

 

При уменьшении веса самолёта уменьшается потребная подъёмная сила, а значит, и индуктивное сопротивление. Общее сопротивление также уменьшается, и точка минимального сопротивления смещается влево (см. рисунок).

Таким образом, при уменьшении силы тяжести самолёта наивыгоднейшая скорость уменьшается, и наоборот. При увеличении перегрузки (при развороте) наивыгоднейшая скорость также увеличивается (из-за роста индуктивного сопротивления).

 

Изменение высоты полёта не влияет на полное сопротивление самолёта, если не изменяется приборная скорость. Истинная скорость при этом будет меняться в соответствии с изменениями плотности воздуха.

 

Влияние конфигурации самолёта на полное лобовое сопротивление.

 

Выпуск шасси, тормозных щитков, механизации крыла увеличивает вредное сопротивление самолёта, но не оказывает существенного влияния на индуктивное сопротивление. В результате полное сопротивление самолёта повышается, и наивыгоднейшая скорость самолёта уменьшается по сравнению с наивыгоднейшей скоростью для чистой конфигурации.

 

Первые и вторые режимы горизонтального полёта.

 

В горизонтальном прямолинейном полёте на постоянной скорости все силы и моменты, действующие на самолёт взаимно уравновешены. Тяга двигателей равна лобовому сопротивлению. Поэтому термин лобового сопротивления в данном случае можно заменить термином «потребная тяга».

Рассмотрим самолёт в равномерном прямолинейном полёте на постоянном режиме работы двигателей. Предположим, что произошло случайное изменение скорости полёта. Равновесие тяги и сопротивления нарушится. Если скорость самолёта в этот момент была больше наивыгоднейшей (точка А), то при росте скорости возникнет дефицит тяги, а при падении – избыток тяги двигателей. Таким образом, самолёт будет иметь тенденцию к возвращению на исходную скорость, при которой самолёт был полностью сбалансирован. В данном случае мы наблюдаем устойчивое равновесие продольных сил. Такой режим горизонтального полёта называется первым режимом. В англоязычных учебниках говорят, что на данном режиме самолёт устойчив по скорости, хотя здесь идет речь только об устойчивом равновесии сил тяги и лобового сопротивления.

Устойчивость по скорости будет рассмотрена позже.

Если скорость самолёта меньше наивыгоднейшей скорости (точка В), то увеличение скорости приведет к избытку тяги, и самолёт будет иметь тенденцию к дальнейшему разгону скорости. При падении скорости – тенденцию к дальнейшему торможению. В данном случае самолёт находится на втором режиме – равновесие тяги и лобового сопротивления неустойчиво. Пилот в этом случае должен внимательно следить за скоростью и без замедления противостоять тенденции скорости отклониться от заданного значения. Выпуск шасси или механизации в этом случае будет способствовать выходу самолёта на первый режим полёта за счёт уменьшения наивыгоднейшей скорости.

 

 

Если скорость самолёта близка к наивыгоднейшей, то при случайном изменении скорости не возникает существенной разбалансировки самолёта по тяге – самолёт находится на границе первого и второго режима полёта.

 

Потребная мощность двигателей.

 

Тяга двигателей – это сила, а мощность – это темп выполнения работы (количество выполненной работы за единицу времени). Работу силы можно найти, умножив силу на пройденное в направлении действия силы расстояние.

Таким образом, потребная мощность двигателей находится произведением потребной тяги на истинную скорость.

Если самолёт набирает высоту на постоянной приборной скорости, то лобовое сопротивление (потребная тяга) остаётся постоянным, но растёт истинная скорость, и, следовательно, растёт потребная мощность двигателей.

Понятие потребной мощности используется при изучении лётных характеристик самолёта. Чтобы «поднять» самолёт на высоту необходимо выполнить работу. Логично предположить, что максимальную работу за единицу времени можно совершить, имея максимальную располагаемую мощность двигателей при минимальной мощности, требуемой самолёту.

Для более легкого понимания следует ассоциировать слово мощность с понятием вертикальной скорости. Например, минимальная скорость снижения достигается на скорости минимальной потребной мощности.

Скорость минимальной потребной мощности называется экономической скоростью (VMP).

На рисунке изображён процесс получения кривой потребной мощности из кривой потребной тяги путем умножения её на истинную скорость полёта.

Обратите внимание, что экономическая скорость всегда меньше наивыгоднейшей.

 

Глава 7 Сваливание

 

Введение.

 

Сваливание – это потенциально опасный манёвр, происходящий с потерей высоты и ухудшением управляемости самолёта. Пилот должен быть в состоянии безошибочно определить приближающееся сваливание самолёта, чтобы быть в состоянии его предотвратить. Различные самолёты демонстрируют различное поведение на сваливании, поэтому при сертификации к самолёту предъявляются определённые требования по характеристикам сваливания.

 

Причина сваливания.

Су профиля увеличивается вместе с ростом угла атаки вплоть до Су мах, что соответствует критическому углу атаки. Дальнейшее увеличение угла атаки делает невозможным плавное обтекание профиля, поток отделяется от поверхности, Су уменьшается и Сх резко возрастает.

Критический угол атаки соответствует определённой приборной скорости горизонтального полёта (VS), которая является важной точкой отсчёта при пилотировании самолёта.

 

Сваливание самолёта происходит из-за отделения пограничного слоя. Это может произойти или при недостатке кинетической энергии пограничного слоя, или при слишком большом неблагоприятном градиенте давления.

 

 

На небольших углах атаки практически нет отделения потока до задней кромки профиля. Поток безотрывно обтекает заднюю поверхность в форме турбулентного пограничного слоя.

 

 

По мере увеличения угла атаки неблагоприятный градиент давления усиливается, уменьшая кинетическую энергию пограничного слоя, и поток начинает отделяться от поверхности в районе задней кромки.

 

 

Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к смещению точки отделения потока по направлению к передней кромке. На углах больших приблизительно 16°, чрезмерно возросший неблагоприятный перепад давления приводит к такому отделению потока от поверхности, что подъёмной силы уже становится недостаточно, для балансировки силы тяжести самолёта.

Важно помнить, что угол атаки крыла – это угол между его хордой и касательной к траектории движения самолёта, поэтому сваливание может произойти на любой скорости и при любом пространственном положении самолёта.

 

Кривая подъёмной силы.

 

На рисунке показано, что Су имеет прямую зависимость от угла атаки до относительно больших значений.

Затем начинает чувствоваться эффект отделения пограничного слоя и угол наклона кривой уменьшается. В конечном счёте, Су достигает своего максимума и начинает уменьшаться. Угол атаки, соответствующий Су мах называется углом сваливания или критическим.

 

Выход из сваливания.

 

Чтобы выйти из сваливания или предотвратить глубокое сваливание, необходимо уменьшить угол атаки, чтобы уменьшить неблагоприятный градиент давления. В зависимости от особенностей самолёта, для этого необходимо уменьшить тянущие усилия на штурвале (ручке управления) или слегка отдать его от себя. (Чрезмерная отдача штурвала от себя может привести к отрицательной перегрузке и усложнит вывод). Для большинства современных самолётов достаточно опустить нос на горизонт или чуть ниже с выводом двигателей на максимальный режим для уменьшения потери высоты.

При сваливании на крыло (с энергичным кренением), на самолётах с прямым крылом следует использовать руль направления для вывода из крена. На самолётах со стреловидным крылом следует использовать элероны в сочетании с плавными координированными отклонениями руля направления.

На современных реактивных самолётах руль направления очень эффективен, поэтому его неаккуратное использование может привести к раскачке самолёта лётчиком (PIO).

Далее следует дождаться увеличения скорости и плавным движением штурвала на себя набрать потерянную высоту. Слишком энергичное взятие штурвала на себя может привести к повторному сваливанию или созданию чрезмерной перегрузки.

Угол атаки уменьшится до нормального значения, неблагоприятный градиент уменьшится, восстановится плавное обтекание, подъёмная сила и лобовое сопротивление вернутся к нормальным значениям.

 

Поведение самолёта перед сваливанием.

 

Характеристики сваливания отличаются у различных типов самолётов. Тем не менее, у большинства современных самолётов при обычном маневрировании сваливание наступает постепенно. Первыми признаками приближающегося сваливания могут быть:

- вялая реакция на отклонение рулей;

- срабатывание предупреждающей сигнализации;

- аэродинамическая тряска.

 

Особенности управления самолётом вблизи сваливания.

 

На малых скоростях полёта, обычно ассоциируемых со сваливанием, скоростной напор очень слабый, поэтому для получения той же реакции самолёта требуются большие отклонения рулей. Самолёт вяло реагирует на отклонения рулей, появляется ощущение, что рули «резиновые». При неожиданном сваливании и выводе из него очень важно, чтобы у самолёта не развился большой крен (для уменьшения потери высоты и предотвращения потери пространственной ориентировки пилотами).

Срыв потока с крыла происходит, как правило, несимметрично. Это приводит к кренению самолёта и естественная реакция пилота - парировать кренение элеронами. При отклонении рулевых поверхностей меняется профиль крыла и местный угол атаки. Таким образом, опускание элерона на крыле с развивающимся срывом потока может привести к усилению срыва, дальнейшему падению подъёмной силы и ускорению кренения.

 

 

На скоростях, близких к сваливанию, элероны следует использовать с осторожностью. На самолётах с прямым крылом, для удержания самолёта от кренения при сваливании следует использовать руль направления. На самолётах со стреловидными крыльями, существуют специальные требования по сохранению эффективности элеронов вплоть до «распознавания сваливания». Поэтому возникающий крен следует устранять элеронами с небольшим координированным отклонением руля направления.

 

Распознавание сваливания.

 

Самолёт считается находящимся на режиме сваливания, если произошло одно или комбинация следующих явлений:

- происходит опускание носа, и самолёт не реагирует на взятие штурвала на себя;

- аэродинамическая тряска достигает такой силы, что удерживает пилота от дальнейшего снижения скорости;

- штурвал полностью отклонён на себя в течение короткого времени и это не привело к увеличению угла тангажа.

 

Скорость сваливания.

 

Чтобы обеспечить приемлемые требования взлётно-посадочным полосам, необходимо летать на малых скоростях, на этапах взлёта и посадки. При этом должен быть обеспечен достаточный запас до скорости сваливания.

Каждый самолёт при сертификации испытывается на сваливание, и результаты кладутся в основу руководства по лётной эксплуатации.

В EASA принято два документа, определяющих сертификационные требования для самолётов - CS-23 для лёгких самолётов с весом до 5670 кг (8618 кг для винтовых двухмоторных самолётов) и CS-25 – для больших самолётов.

Первый документ оперирует скоростями VS0 и VS1.

Второй документ использует расчётную (reference) скорость сваливания VSR.

 

В документе CS-Definitions даются следующие определения скоростям сваливания:

VS – скорость сваливания или минимальная скорость равномерного полёта, на которой самолёт управляется;

VS0 - скорость сваливания или минимальная скорость равномерного полёта в посадочной конфигурации;

VS1 - скорость сваливания или минимальная скорость равномерного полёта в заданной конфигурации;

VSR – расчётная скорость сваливания;

VSR0 – расчётная скорость сваливания в посадочной конфигурации;

VSR1 – расчётная скорость сваливания в заданной конфигурации;

VSW – скорость, на которой начинаются естественные или искусственные признаки сваливания;

VS1g - скорость сваливания, на которой самолёт может развить подъёмную силу, равную его весу.

 

VSR – это индикаторная земная скорость (CAS), определённая производителем. Она не может быть меньше VS1g.

 

VSR ³ VCymax / Ön zw , где VCymax - индикаторная земная скорость, полученная в процессе плавного торможения, соответствующая первому максимуму Су. Поскольку при этом перегрузка могла немного не соответствовать единице, то Су рассчитывается по формуле

Су = ny G / q S. Кроме этого, на самолётах с установленными толкателями штурвала, VCymax не может быть меньше скорости срабатывания толкателя.

n zw - перегрузка на траектории, соответствующая моменту достижения скорости VCymax.

 

На самолётах без толкателя штурвала VSR соответствует VS1g. При установке толкателя, VSR будет на 2 узла или на 2% (что больше) превышать скорость его срабатывания.

 

При определении скорости VCymax соблюдаются следующие условия:

- тяга двигателей равна нулю;

- шаг винта во взлётном положении;

- самолёт находится в заданной конфигурации;

- вес самолёта, требуемый для сертификации;

- центровка, дающая наибольшую скорость сваливания (предельно-передняя);

- самолёт стриммирован перед торможением в диапазоне скоростей 1,13 ¸ 1,3 VSR;

- торможение выполняется с темпом не более 1 узел за секунду.

 

Все вышеуказанные факторы влияют на VSR. Кроме этого, на скорость сваливания влияет перегрузка, тяга двигателей и состояние поверхности крыла. Изменение высоты полёта не влияет на скорость сваливания.

 

Предупреждение о приближении сваливания.

 

После того, как определены скорости сваливания для каждой конфигурации самолёта, разработчик самолёта обеспечивает четко различимую сигнализацию о приближении сваливания.

Предупреждение о сваливании должно сработать заблаговременно, чтобы не допустить неожиданного сваливания самолёта.

Предупреждением может являться аэродинамическая тряска, появляющаяся заблаговременно до сваливания, или же оно должно выдаваться специальным устройством. Визуальная индикация, требующая внимания экипажа недопустима. Устройство предупреждения сваливания должно работать во всех конфигурациях самолёта.

При плавном торможении (менее узла в секунду), предупреждение о приближении сваливания должно сработать на скорости (VSW), которая на 5 узлов (или 5% что больше) превышает скорость сваливания (VS1g) или на 3 узла (3% что больше) превышает расчетную скорость сваливания (VSR).

 

 

Если самолёт будет тормозиться с перегрузкой 1,5 на режиме двигателей, соответствующих балансировке на скорости 1,3 VSR (темп падения скорости не менее 2 узлов в секунду), то предупреждение о приближении сваливания должно обеспечить предотвращение сваливания самолёта, если пилот начнёт вывод через 1 секунду после сигнала.

При любом отказе механизации, описанном в руководстве по лётной эксплуатации, пилоты должны быть обеспечены предупреждением о приближающемся сваливании.

 

Устройства предупреждения о сваливании.

 

Естественным признаком приближающегося сваливания является отделяющийся с крыла пограничный слой, создающий аэродинамическую тряску крыла (стабилизатора). Эта тряска может по системе управления передаваться на штурвал.

Но, как правило, для своевременного распознания, естественные признаки не достаточны.

Предупреждение о сваливании на маленьких самолётах выдаётся обычно сиреной или горном, на больших самолётах – механизмом тряски штурвала в сочетании со световыми и звуковыми сигналами.

 

Механизм тряски – тактильная сигнализация. Поскольку руки пилота могут не лежать на органах управления (при работе автопилота), то предупреждение дублируется звуковым сигналом.

Принцип тряски – электромотор с эксцентриком, вращаясь, передаёт вибрацию на орган управления.

 

 

 

Существует несколько типов датчиков приближающегося сваливания:

 

- Флюгерный переключатель. При увеличении угла атаки точка торможения движется вниз и назад. Флюгерный переключатель расположен таким образом, что на заданном угле атаки точка торможения опускается ниже лопасти, и, от возникшего перепада давления, она поднимается, замыкая контакты переключателя.

- Флюгерный датчик угла атаки. Располагается на боковой поверхности фюзеляжа. Лопасть флюгарки располагается по потоку, что позволяет определить угол набегания местного потока воздуха и соответствующим пересчетом определить угол атаки крыла. В базе данных вычислителя зашито влияние механизации, шасси и других факторов, влияющих на изменение местного потока в районе флюгарки.

 

- Щелевой датчик угла атаки. Устанавливается на боковой поверхности фюзеляжа.

Все эти датчики замеряют угол атаки самолёта, а это значит, что изменения веса самолёта автоматически учитываются. Кроме того, большинство датчиков позволяют вычислить темп нарастания угла атаки, что позволяет выдавать более раннее предупреждение при более энергичном росте угла атаки. Датчики угла атаки всегда обогреваются и обычно расположены по обеим сторонам фюзеляжа, чтобы избежать ложных показаний при скольжении.

 

Основные требования к характеристикам сваливания (EASA, FAR).

 

Вплоть до момента сваливания должна сохраняться возможность создания и корректировки крена и скольжения элеронами и рулем направления без проявления обратной реакции на отклонение. Не допускается самопроизвольное кабрирование самолёта. Должна сохраняться управляемость по тангажу до и в процессе сваливания. Должна быть обеспечена возможность быстро предотвратить сваливание или вывести из него прямым действием рулей.

При сваливании с прямолинейного полёта крен, возникающий в процессе сваливания и завершения вывода из него, не должен превышать приблизительно 20°.

При сваливании с разворота реакция самолёта на сваливание не может быть такой резкой, чтобы создать трудности пилоту средней квалификации по выводу самолёта из сваливания и восстановлению его управляемости. При этом крен не должен превысить следующих значений:

- приблизительно 60° в направлении первоначального разворота, или 30° в противоположную сторону, при темпе торможения перед сваливанием не более одного узла в секунду;

- приблизительно 90° в направлении первоначального разворота, или 60° в противоположную сторону, при темпе торможения перед сваливанием более одного узла в секунду;

 

Влияние профиля крыла на характеристики сваливания.

 

Форма профиля крыла оказывает сильное влияние на характер сваливания. На некоторых профилях срыв развивается очень стремительно с резким падением подъёмной силы. На других - этот процесс протекает плавней.

На тех самолётах, где сваливание происходит резко, устанавливают устройства раннего предупреждения или даже предотвращения сваливания.

У каждого крыльевого профиля есть свой угол атаки сваливания, который не меняется.

На угол сваливания профиля влияют следующие геометрические характеристики:

- радиус закругления передней кромки;

- относительная толщина профиля;

- кривизна профиля, особенно в районе передней кромки;

- координаты точек максимальной толщины и кривизны профиля.

 

В целом, более острая передняя кромка, более тонкий профиль, более задняя позиция точек максимальной толщины и кривизны – дают более резкое сваливание (такие профили наиболее эффективны для полётов на больших числах М).

Вышеперечисленные характеристики профиля используются для организации более раннего отрыва потока или, наоборот, для обеспечения безотрывного обтекания определённых зон по размаху крыла.

 

 

Влияние формы крыла в плане.

 

Отделение потока от поверхности крыла не происходит одновременно по всему размаху.

 

 

На прямоугольном крыле отделение потока начинается у корня крыла и распространяется к законцовкам. Уменьшение подъёмной силы происходит вблизи центра тяжести самолёта, поэтому несимметричный срыв не создаёт большого кренящего момента. Самолёт теряет высоту, но крен, как правило, не развивается. Потеря подъёмной силы ощущается впереди центра тяжести, и центр давления смещается назад. Таким образом, самолёт сам опускает нос и уменьшает угол атаки, то есть самолёт имеет тенденцию к самопроизвольному выходу из сваливания. Отделившийся поток с крыла возбуждает тряску задней части фюзеляжа и хвостового оперения, предупреждая пилота о приближающемся сваливании. Элероны, находясь вне зоны срыва потока, могут сохранять эффективность. Все вышеперечисленные факторы представляют наиболее желательное поведение самолёта на сваливании:

Предыдущая статья:Анализ графика подъёмной силы. 1 страница Следующая статья:Анализ графика подъёмной силы. 3 страница
page speed (0.0152 sec, direct)