Avtoargon.ru

АвтоАргон
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Схема ТРДД.
1 — Вентилятор.
2 — Компрессор низкого давления.
3 — Компрессор высокого давления.
4 — Камера сгорания.
5 — Турбина высокого давления.
6 — Турбина низкого давления.
7 — Сопло.
8 — Вал ротора высокого давления.
9 — Вал ротора низкого давления.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД, англ. Turbofan) — ТРД с конструкцией позволяющей перемещать дополнительную массу воздуха, проходящую через внешний контур двигателя. Такая конструкция обеспечивает более высокие полетные КПД, по сравнению с обычными ТРД. Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М. [источник не указан 54 дня] На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя (авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года). [источник не указан 54 дня]

Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на два потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше.

Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности, то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур. m = G2 / G1 Где G1 и G2 расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.

Если вернуться к формулам (1) и (4) то принцип присоединения массы можно истолковать следующим образом. В ТРДД, согласно формуле (4) заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета. [источник не указан 54 дня] Уменьшение тяги, которое, согласно формуле (1), вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности — тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.

Все ТРДД можно разбить на 2 группы: со смешением потоков за турбиной и без смешения.

В ТРДД со смешением потоков (ТРДДсм) потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя.

ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолётов.

ПС-90А — российский двухконтурный турбореактивный авиационный двигатель с максимальной тягой 16 000 кгс. Разработан конструкторским бюро ОАО «Авиадвигатель». Устанавливается на пассажирские самолёты семейства Ил-96 (Ил-96-300, Ил-96-400), Ту-204 (Ту-204-100, Ту-204-300, Ту-214), и семейство самолётов Ил-76 (Ил-76МД-90, Ил-76ТД-90, А-50ЭИ, Ил-76МФ). Последняя разработка авиаконструктора П. А. Соловьёва, в честь которого и назван: ПС — Павел Соловьев. Производство осуществляет ОАО «Пермский Моторный Завод».

ПС-90А разрабатывался специально для нового поколения российских самолётов, чтобы удовлетворить все требования авиакомпаний по экономичности, мощности и экологическим характеристикам. ПС-90 демонстрирует существенное превосходство над двигателями, разработанными в 60-х — 70-х и составляет конкуренцию аналогичным западным двигателям: [1][2] .

ПС-90 сертифицирован в 1992 и с тех пор находится в эксплуатации. Двигатель эксплуатируется по техническому состоянию в пределах назначенных ресурсов (циклов) основных деталей. Максимальная наработка без снятия с крыла составляет 12198 ч (з.н. 3949043102040), что в два раза превышает межремонтный интервал двигателей предыдущего поколения, а литерный двигатель наработал 35503 ч (з.н. 3949042001017) [3] .

ПС-90А имеет сертификат о соответствии нормам ИКАО 2008 года по эмиссии [4] и обеспечивает всем самолетам на которые устанавливается соответствие нормам ИКАО на шум самолетов, в том числе и последним — по главе 4 [4] .

ПС-90А

Двигатель ПС-90А — базовая версия, устанавливаемая на Ил-96-300, Ил-96-400, и Ту-204, Ту-214. Максимальная тяга — 16 000 кгс. Этот двигатель впервые позволил российским самолётам конкурировать с западными по топливной эффективности

ПС-90А-76

Модификация базовой версии ПС-90А. Разработан специально для замены устаревших Д-30КП на самолётах Ил-76. Этот чрезвычайно удачный транспортный самолёт столкнулся в 90-х с жёсткими международными требованиями по экологичности и шуму. ПС-90А-76 позволил устранить эти недостатки. Возможна конвертация в эту модификацию из ранее выпущенных двигателей базовой модификации ПС-90А, что позволяет заметно снизить стоимость. Максимальная тяга — 14 500 кгс.

ПС-90А-1

Модификация базовой версии ПС-90А. Увеличена тяга двигателя на максимальном режиме до 17 400 кгс. Кроме этого, двигатель оснащен малоэмиссионной камерой сгорания и новыми звукопоглощающими конструкциями 2-го поколения. Предназначен для эксплуатации на транспортном самолёте Ил-96-400Т и на пассажирском Ил-96-400М. В последние дни 2007 года ОАО «Авиадвигатель» получило официальный документ, подтверждающий сертификацию авиационного двигателя ПС-90А-1 — дополнение № 29 к сертификату типа двигателя ПС-90А.

ПС-90А-2

Унифицированный двигатель ПС-90А-2 предназначен для самолетов типа Ил-96, Ту-204/Ту-214.

По сравнению с базовым ПС-90А двигатель ПС-90А-2 обладает рядом преимуществ, в числе которых:

  • повышение надежности в 1,5…2 раза;
  • снижение стоимости жизненного цикла на 37 %;
  • уменьшение трудоемкости обслуживания в эксплуатации в 2 раза;
  • возможность форсирования по тяге до 18000 кгс;
  • полная взаимозаменяемость с двигателем ПС-90А;
  • сохранение весовых характеристик;
  • стабильность параметров в процессе эксплуатации;
  • соответствие нормам ИКАО 2006 года по шуму (самолетов Ту-204, Ил-96-300) и нормам ИКАО 2008 года по эмиссии;
  • разрешение на полеты ETOPS 180 2х-двигательных самолетов;
  • локализация разрушений при обрыве рабочей лопатки вентилятора под корень;
  • повышение пожаробезопасности в связи с заменой части топливных агрегатов на пневматические;
  • возможность замены рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора в эксплуатации;
  • сертификация по АП-33 (соответствуют Нормам летной годности США FAR 33).
Читать еще:  Двигатель caab volkswagen caravelle т5 характеристики

Дата добавления: 2016-06-22 ; просмотров: 3204 ; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Тема 9 Конструкция и работа силовой установки самолета

Важнейшим элементом ЛА является двигатель, данные которого в значительной степени определяют возможность достижения больших скоростей, дальностей и высот полёта. В связи с расширением диапазона скоростей, дальностей и высот полёта, повышением надежности двигателей и безопасности полёта самолетов и вертолетов существенно усложняются конструктивные схемы авиационных двигателей, улучшаются их параметры

рабочего процесса, повышается уровень автоматизации авиадвигателей и топливной автоматики в целом.

Турбореактивный двигатель

Схема турбореактивного двигателя: 1 — входное устройство; 2 — осевой компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — рабочие лопатки турбины; 5 — сопло.

В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются.

Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках.

Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолётах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливно-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.

Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги. Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащённые системами охлаждения, и термобарьерные покрытия.

Двухконтурные двигатели

Дальнейшее повышение эффективности двигателей связано с появлением так называемого внешнего контура. Часть избыточной мощности турбины передаётся компрессору низкого давления на входе двигателя.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

5

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) со смешением потоков: 1 — компрессор низкого давления; 2 — внутренний контур; 3 — выходной поток внутреннего контура; 4 — выходной поток внешнего контура; 5 – камера смешения

В турбореактивном двухконтурном двигателе (ТРДД) воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности 4 — потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.

Двигатели с малой степенью двухконтурности (m 2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов.

Зависимость удельной тяги от степени двухконтурности

Сравнение ТРД, ТРДД и ТВД как движителей выполним при одинаковых параметрах рабочего процесса и неизменных внешних условиях. В предыдущей главе было показано, что три рассматриваемых типа двигателя не различаются как тепловые машины, и при принятом условии работа цикла у них одинаковая. Одинаковые также температура T *к и относительный расход топлива q т . Проанализируем влияние степени двухконтурности на удельную тягу (P уд и P уд G I ) ТРДД как общий случай рассматриваемых ГТД.

Из (6.17) вытекает, что с увеличением степени двухконтурности скорость c с и, следовательно, удельная тяга движителя P уд уменьшаются, что объясняется увеличением доли рабочего тела G II , к которому не подводится тепло, т.е. распределением энергии по большей массе рабочего тела. Это приводит к уменьшению потерь кинетической энергии с выходной скоростью и к увеличению полетного КПД (6.14).

Увеличение полетного КПД является фактором, повышающим КПД движителя. Однако величина h дж , как уже отмечалось, зависит и от коэффициента гидравлических потерь в наружном контуре ТРДД (винте ТВД).

Читать еще:  Что такое дпкв в инжекторном двигателе

Рассмотрим идеальный движитель, когда h r II = 1, h дж = h п. При этом удельная тяга P уд G I в расчете на 1 кг рабочего тела, к которому подводится тепло, будет изменяться пропорционально изменению полетного КПД (6.16), и увеличение степени двухконтурности приведет к непрерывному росту КПД движителя и удельной тяги P уд G I.

Удельная тяга будет стремиться к максимальному значению (P уд G I) max = L e / V п в предельном случае, когда степень двухконтурности стремится к бесконечности, а КПД движителя – к единице. В частном случае (V п = 0) бесконечно большой степени двухконтурности соответствует бесконечно большая удельная тяга P уд G I.

Для реального движителя с увеличением степени двухконтурности коэффициент гидравлических потерь h r II уменьшается (6.8), в этом случае гидравлические потери растут, а потери кинетической энергии уменьшаются. Причем вначале преобладающее влияние на h дж оказывает полетный КПД, а затем – коэффициент гидравлических потерь. Противоположное влияние двух факторов приводит к тому, что КПД движителя и удельная тягаP удG I по степени двухконтурности имеют максимум (рис. 6.6).

Рассмотрим, от каких факторов зависят оптимальная степень двухконтурности и максимальное значение удельной тяги P удG I.

Рис. 6.6. Зависимость удельной тяги и определяющих ее параметров от

степени двухконтурности (L e= 560 кДж/кг, V п = 200 м/с, h II = 0,96)

Чтобы определить оптимальную степень двухконтурности, выразим удельную тягу P удG I через степень двухконтурности и полученную функцию исследуем на максимум. Приравнивая производную нулю, после преобразования получаем

m opt = = f (L e, L r II, V п ). (6.19)

Оптимальная степень двухконтурности зависит, таким образом, от работы цикла, потерь в наружном контуре и от скорости полета. Чем больше работа цикла и меньше потери в наружном контуре, тем большая степень двухконтурности необходима для получения максимальной тяги. С уменьшением скорости полета оптимальная степень двухконтурности увеличивается.

Анализ влияния степени двухконтурности на удельные параметры ГТД – это сравнение различных типов двигателей: с переходом от ТРД к ТРДД и далее к ТВД удельная тягаP удG I повышается (см. рис. 6.6), что является следствием увеличения степени двухконтурности, т.е. распределения энергии по большей массе и снижения потерь кинетической энергии.

Сравним различные типы ГТД при дополнительном условии – одинаковом расходе воздуха через основной контур, а следовательно и при одинаковом расходе топлива (4.2а). В этом случае увеличение удельной тяги P удG I при переходе от ТРД к ТРДД и ТВД означает такое же увеличение абсолютной тяги и снижение удельного расхода топлива (1.2).

Сравнение различных типов ГТД при условии одинаковой тяги показывает, что переход от ТРД к ТРДД и далее к ТВД сопровождается сни­жением расхода воздуха через основной контур двигателя вследствие увеличения удельной тяги P удG I и одновременным повышением суммарного расхода воздуха через движитель, что объясняется уменьшением удельной тяги движителя P уд. Снижение G I и повышение G S означает, что габариты основного контура уменьшаются, а габариты движителя увеличиваются. Уменьшаются, кроме того, как абсолютный, так и удельный расходы топлива.

Сравнение ГТД как движителей здесь выполнено для дозвуковых скоростей полета (см. рис. 6.6 ). Влияние скорости полета рассмотрено в гл. 7.

6.5. НАИВЫГОДНЕЙШЕЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ЭНЕРГИИ
МЕЖДУ КОНТУРАМИ ТРДД

В предыдущем разделе зависимость удельной тяги ТРДД от степени двухконтурности рассматривалась для частного случая распределения энергии между контурами (c сII = c сI ). Выразим удельную тягу ТРДД через работу цикла для общего случая, когда c сII ¹ c сI , и проанализируем зависимость величины P удG I от коэффициента х, характеризующего распределение энергии между контурами, как это сделано в [9].

6.5.1. Вывод формулы удельной тяги для общего случая
распределения энергии между контурами (c сII ¹ c сI )

Тягу ТРДД выразим через удельную тягу внутреннего и наружного контуров:

P = P удIG I + P удII G II ,

P удG I = P удI + P удII m , (6.20)

а P удI и P удII – через скорости истечения рабочего тела из контуров двигателя:

P удG I = c сI – V п + m ( c сII – V п ) . (6.20а)

Скорость истечения из внутреннего контура определим из уравнения (5.6), для чего избыточную работу турбины L тII выразим через L e и коэффициент х согласно формуле (6.12):

Скорость истечения из наружного контура определим из формулы (6.11). Подставив в эту формулу L сжII, запишем ее в следующем виде:

Выражая работу компрессора L кII через работу турбины L тII (6.5), а работу турбины – через L e и х (6.12), получаем

Подставляя выражения для c сI и c сII в (6.20а), получаем

P удG I = – V п + m .

Из уравнения (6.21) следует, что удельная тяга ТРДД зависит от работы цикла, скорости полета (как и обычного ТРД) и, кроме того, от степени двухконтурности, распределения энергии между контурами, а также от потерь в наружном контуре.

В гл. 5 отмечалось, что работа цикла зависит от температуры газа перед турбиной, суммарной степени повышения давления, температуры наружного воздуха и КПД процессов сжатия и расширения. Следовательно, удельная тяга P удG I ТРДД зависит от параметров цикла T *г и p S , параметров движителя, которыми будем называть m и х, от внешних условий V п и T н и от потерь в узлах h сж , h р и h II.

Перечисленными факторами определяются также удельная тяга движителя P уд (6.15), полетный КПД (6.14а), коэффициент гидравлических потерь h r II (6.13) и, следовательно, КПД движителя.

6.5.2. Зависимость удельной тяги от распределения энергии
между контурами ТРДД

Зависимость удельной тяги от коэффициента x, характеризующего распределение энергии между контурами, проанализируем при условии, когда m= const и все остальные параметры, от которых зависит P уд , неизменны. (Так как при m= const величины P уд G I и P уд однозначно определяют друг друга, то результаты анализа одинаково относятся к P уд G I , P уд и к абсолютной тяге.)

Читать еще:  Высокая температура масла в двигателе что делать

Пусть x = 0. В этом случае в наружный контур энергия не передается, а скорость потока на выходе из наружного контура из-за влияния потерь меньше скорости полета и, следовательно, в наружном контуре возникает отрицательная тяга. Поэтому при x= 0 удельная тяга ТРДД меньше удельной тяги ТРД.

С увеличением х повышаются работа турбины L тII, передаваемая в наружный контур, работа компрессора наружного контура L кII, степень повышения давления p *кII, скорость истечения из наружного контура и одновременно снижается скорость истечения рабочего тела из внутреннего контура. Тяга наружного контура растет, а внутреннего – снижается. Одновременно полетный КПД наружного контура уменьшается, внутреннего – увеличивается (рис. 6.8).

При x= 1 тяга внутреннего контура равна нулю, так как вся энергия передается в наружный контур. При этом тяга наружного контура ТРДД близка к тяге ТРД, если в частном случае принять m= 1 (6.21). Она отличается от тяги ТРД в этом случае только вследствие влияния потерь в наружном контуре (h II

Степень двухконтурности

Степень двухконтурности — параметр турбо­реак­тив­но­го двигателя, показывающий отношение расхода воздуха через внешний контур двигателя к расходу воздуха через внутренний контур. Чем больше величина этого параметра, тем больший КПД двигателя удаётся получить.

КПД двигателя самолета сильно зависит от эффективности превращения кинетической энергии отбрасываемых за единицу времени двигателем газов в мощность силы тяги . Чем больше отношение (так называемый полётный КПД), тем более эффективно механическая энергия выходящих из двигателя газов преобразуется в работу силы тяги.

Мощность силы тяги

,

где — скорость движения самолета относительно воздуха, а сила тяги [1]
(в пренебрежении массовой долей расходуемого топлива)

,

где — скорость реактивной струи относительно самолета, — масса газа, выбрасываемая из двигателя в единицу времени.

Механическая работа двигателя по разгону реактивной струи расходуется на приращение её кинетической энергии, и в единицу времени

.

.

Следовательно, полетный КПД можно увеличить, уменьшая скорость реактивной струи. Однако при этом линейно снижается сила тяги, что требует увеличение массы пропускаемого через двигатель воздуха.

Такая прямолинейная тактика увеличения КПД полета противоречит тепловому КПД, так как эффективность сжигания топлива улучшается с увеличением давления и температуры в камере сгорания. Прокачка через камеру сгорания избыточных объемов воздуха требует дополнительной энергии для его нагрева и дополнительной мощности компрессора высокого давления. Поэтому основная идея турбовентиляторного двигателя состоит в пропускании ненужных для сгорания топлива (но необходимых для тяги) объемов воздуха через внешний контур, где он не встречает ни компрессоров, ни турбин.

Термин «степень двухконтурности» относится к области реактивных двигателей, широко используемых в авиации. Он определяется как отношение между массовым расходом воздуха, проходящим через внешний контур двигателя к массовому расходу воздуха через внутренний контур двигателя.

Турбореактивные двигатели обычно делятся на две категории: с высокой степенью двухконтурности (или турбо­венти­ля­тор­ные) и ТРД с низкой степенью двухконтурности.

Меньшая степень двухконтурности обеспечивает большую скорость реактивной струи, которая необходима для достижения высоких, обычно сверхзвуковых, скоростей. Она увеличивает удельный расход топлива.

Большая степень двух­контур­нос­ти обеспечивает меньшую скорость реактивной струи, истекающей из сопла. Это уменьшает удельный расход топлива, но также уменьшает максимальную скорость и увеличивает вес двигателя.

Ещё одно преимущество турбо­венти­ля­тор­но­го двигателя перед реактивными двигателями с малой степенью двухконтурности заключается в том, что холодный воздух из внешнего контура, смешиваясь с горячими газами из турбины, снижает давление на выходе из сопла. Это способствует снижению шумности двигателя [2] .

Описание [ править ]

Реактивные двигатели способны вырабатывать большую мощность, чем они используют в первом контуре. Это происходит из-за ограничения по температуре газов перед турбиной, таким образом большая часть топлива просто сжигается. Тягу двигателя можно увеличить, используя форсажную камеру или водяное охлаждение турбины, но оба этих способа ведут к огромному уменьшению КПД. Тем не менее, это применялось в старых реактивных двигателях для увеличения тяги на взлёте.

Создан и испытан в 1937 году Архипом Люлькой , авторское свидетельство N312328/25, выданное 22 апреля 1941 года.

Британская двигателе­строи­тель­ная компания «Роллс-Ройс» одной из первых применила это явление в турбо­реак­тив­ном двигателе «Conway», разработанном в начале 1950-х годов. Обычный реактивный двигатель был оснащён компрессором большего размера. Двигатель «Конвэй» имел довольно низкую степень двух­контур­ности (порядка 0,3), но экономия топлива уже была весьма ощутима, и его последователи («Rolls-Royce Sprey») получили широкое распространение.

Если двигатель, к примеру, пропускает два килограмма воздуха по внешнему контуру на каждый килограмм воздуха, пропущенного по внутреннему, то говорят, что его степень двухконтурности равна двум (или 2:1). Большие степени двухконтурности обеспечивают больший КПД без сжигания дополнительного топлива. Суть заключена в уравнении Мещерского — тяга зависит от скорости реактивной струи линейно, а энергия квадратично. Чем меньше скорость воздуха, тем больше КПД.

Таким образом, КПД может быть увеличен почти на 50%.

Степени двухконтурности некоторых двигателей [ править ]

Современные двигатели всегда имеют некоторую степень двухконтурности. Она, главным образом, зависит от класса самолёта. На перехватчиках она мала в силу необходимости достижения высоких скоростей. На пассажирских самолётах она высока и напрямую сказывается на экономической эффективности.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector