Новое v горизонтальное оперение – технология авиастроения будущего.

Современная авиация имеет громадное значение для развития нашей страны как в гражданском нюансе, так и в армейском. улучшение и Развитие авиации содержится в увеличении надежности , улучшении и упрощенные разработки производства , улучшении эксплуатационных черт летательных аппаратов. Все это важне компоненты при разработке и проектировании авиационной техники.

Качественные и количественные показатели, характеризующие стоимость и надёжность соответствующего летательного аппарата , имеют разные параметры. Но наиболее значимыми из всех эксплуатационных черт есть — значение и надёжность нужного груза на долю веса самолета.

Указанный термин предполагает в себе финансовo — действенное значение самолета.

В данной статье предлагается новый метод управления стабилизатором самолета расположенного в передней части и отклоняющегося в вертикальной плоскости — от «нулевого» положения , до большого положения хорошего либо отрицательного « V » стабилизатора. Таковой метод управления стабилизатором оказывает помощь повысить маневренность летательного аппарата , уменьшить расход горючего , к тому же и повысить коэффициент нужного действия аэропорта.

Коэффициент нужного действия аэропорта — это повышение пропускной свойстве человекопотока за определенный срок времени, в полной мере вероятно обеспечить при сокращении срока захода самолета на посадку .

Самолет с размещением в передней части стабилизатора взял в литературе наименование « утка » , но эта форма есть статически неустойчивой . Предложенная в моей статье схема сможет повысить статическую устойчивость самолета таковой схемы , если сравнивать с простой схемой « утка » , и еще и она не требует затрат на устойчивость по оси тангажа .

Тангаж — (от французского — tangage ) наклон летательного аппарата довольно основной , поперечной оси ( еще его именуют продольной крен ) . Тангаж измеряется от нулевого до хорошего либо отрицательного угла положения самолета.

Предложенная в статье схема может рассматриваться как перспективная для гражданских пассажирских самолетов , и для вероятного применения на самолетах транспортной авиации.

И все эти преимущества становятся уместными во время кризиса.

Определив , что на современном самолете истребителе-перехватчике русском военной авиации Су — 27С в первый раз в мире была использована совокупность отклоняемого вектора тяги, что и вдохновило на авторские размышления о создании совокупности трансформации угла положения стабилизатора на самолетах. И с того времени началось ее создание.

С применением совокупности трансформации поперечного « V » стабилизатора в самолетах поднимались кое-какие элементы аэродинамики , что со своей стороны привело бы к нарушению особенностей этих самолетов , и к вероятному разрушению элементов самолетов.

Эта разработка есть целесообразной и предполагается для внедрения как в авиационные вооруженные силы , что будет содействовать упрочнению их обороноспособности , надежности и всепогодности , так и на разные военно — транспортные и пассажирские образцы , как существующей , так и перспективной авиационной техники, ставит целью повышение экономичности перевозок.

Помимо этого направляться изучить стороны, каковые заключаются в уменьшении (либо вероятном повышении ) шума при пересечении самолетом сверхзвукового барьера. Этот фактор на данный момент совсем не изучен, но чтобы доказать возможность этого утверждения, нужно сделать много расчетов и совершить большое количество опытов, это займет большое количество времени и количества работы . Помимо этого , проводить такие опыты смогут соответствующие эксперты, имеющие громадную научно — опыт работы и исследовательскую базу в самолётостроении и проектировании .

В данной статье предлагается рассмотрение следующих неприятностей:

а ) нужные конструктивные трансформации , связанные с ними дополнительные способы и весовые изменения их нейтрализации .
б) балансировка , управляемость и устойчивость полета с новой совокупностью .
в ) влияние данной модификации на экономичность самолета.
г ) хорошим влиянием этого новшества на безопасность полета.

Главная часть

Об главных мои успехи в изучении данной технологии.

Тема, как уже рассказывалось в поступлении неповторима, и никем ни при каких обстоятельствах в мире не исследовалась.

Чтобы ввести в курс дела, поведаю о наименовании некоторых части самолета. (На рисунке схема «утка»)

1 — фюзеляж , 2 — горизонтальное оперение , 3 — вертикальное оперение , 4 — крыло.

Это главные части самолета , которым будет посвящена статья.

Базу данной статьи образовывает доклад о горизонтальном оперении, которое есть изобретением, и и о его перспективно использование на различных самолетах.

Совершим же на данный момент рассказ о горизонтальном оперение и стабилизаторе.

Горизонтальное оперение — часть оперения самолета , которая предназначена для обеспечения продольной устойчивости управления и самолёта самолетом .

Отличие между горизонтальным оперением и стабилизатором содержится в том , что в горизонтальное оперение входят руль и стабилизатор высоты, а стабилизатор — часть горизонтального оперения для обеспечения продольной устойчивости .

У самолетов с дозвуковой скоростью полета горизонтальное оперение в большинстве случаев складывается из недвижимого либо ограниченно подвижного руля и недвижимого стабилизатора высоты.

Подвижные руль и стабилизатор высоты смогут отклоняться довольно собственных осей . При отклонении ( повороте ) на какой-либо угол руля высоты на горизонтальном оперении появляется дополнительная аэродинамическая сила , а исходя из этого — дополнительный момент относительно центра тяжести самолета. В соответствии с области дозвуковых скоростей , простой руль высоты самолета достаточно действенно снабжает самолету управляемость . В тех случаях , в то время, когда на протяжении полета существенно изменяется центровка , то эффективность неполноповоротного стабилизатора недостаточна, употребляется полноповоротный управляемый стабилизатор .

Центровка — это центр тяжести самолета. Но нежели правильнее, то это допустимые пределы, каковые определяют возможность перемещения центра тяжести самолета (к примеру при загрузке на земле, при выработке горючего в воздухе, при перемещении грузов на протяжении воздушного десантирования). Эти границы составляются предприятием –разработчиком, а при эксплуатации самолета направляться строго их выполнять, потому что мельчайшее отклонение от требований центровки либо выход за эту границу неизбежно ведет к авикатастрофе.

Рис . № 2 . Схема сил , действующих на самолет.

G — сила тяжести самолета , Y — подъемная сила , P — тяга , Q — сила лобового сопротивления .

На дозвуковых скоростях полета самолета отклонения руля высоты ведет к появлению дополнительной силы на горизонтальном оперении не только за счет самого руля , но и в следствии перераспределения давления на стабилизаторе .

Создатель желал бы подметить, что полет самолета на дозвуковой скорости и сверхзвуковой существенно отличается, что прежде всего позвано скачками уплотнения.

Скачок уплотнения – это ударная волна, характерная для сверхзвукового течения газа узкая область, в которой, в случае если вычислять её неподвижной, происходит резкое уменьшение скорости газа и соответствующий рост давления, температуры, энтропии и плотности газа. Толщина скачка уплотнения в направлении, обычном к его поверхности, т. е. протяженность, на которой происходит изменение параметров газа, мелка — порядка средней длины свободного пробега молекул. Как правило пренебрегают этим значением, но для нас оно принципиально важно.

При полете самолета на сверхзвуковых скоростях — эффективность руля высоты имеет тенденцию к понижению. Указанная тенденция к понижению разъясняется тем , что изменение давления, вызванное отклонением руля , не выходит за пределы скачка уплотнения , и так , не достигает стабилизатора. Благодаря этого , отклонение руля высоты не проявляет никакого влияния на характер и объём распределения давления на протяжении стабилизатора.

Вследствие этого на самолетах , имеющих сверхзвуковую скорость полета, отыскало использование цельноповоротное горизонтальное оперение. Переход к цельноповоротному горизонтальному оперению разрешил расширить его (горизонтального оперения) эффективность на около звуковых и сверхзвуковых скоростях полета , особенно на громадных высотах .

В наши дни время от времени цельноповоротное горизонтальное оперение употребляется для поперечного управления самолетом . Его консоли отклоняются совместно при продольном управлении и дифференцированно — при управлении креном .

В первую очередь, создатель желает поведать об эффективности , и о хороших качествах этого проекта. Для сравнения создатель предоставит пара форм самолета (хорошая и форма утка ).

В хорошей форме есть как и минусы так и плюсы , каковые определяют ее предстоящую концепцию развития . В мире самый распространена эта форма , так как она отличается собственной несложной форме и имеет громадную возможность предстоящего развития . Еще одна обстоятельство содержится в том , что эта форма есть совершенной аэродинамической для грузовых самолетов к примеру таких, как Ан -124 и Boeing – 777F (значительная отличие между ними пребывает в методах загрузки и / либо выгрузки грузов). У самолета Ан — 124 имеется рампа , по которой идет загрузка и / либо разгрузки груза, а в Boeing — 777 она идет через дверной проем в плоскости фюзеляжа. ) Но не нужно забывать и о ее недочётах , такие как: меньше нужный количество для горючего , и еще затраты на балласт. Но эта форма есть и пара несложнее , чем форма « утка » .

Хорошая форма имеет и большие хорошие стороны:

— Перед крылом самолета нет никаких частей , каковые имели возможность бы его затемнить при трансформации положения самолета либо раздражать набегающий воздушный поток , что нарушало бы плавность обтекания крыла и снижало бы его несущие свойства ;
— Размещение горизонтального оперения позади крыла разрешает укоротить носовую часть фюзеляжа, усиливает обзор и дает нам возможность уменьшить площадь горизонтального оперения ( носовая часть фюзеляжа формирует дестабилизирующий путевой момент) .
Помимо этого , указанная форма имеет кое-какие недочёты:
— Горизонтальное оперение трудится в условиях скошенного и заторможенного крылом воздушного потока , вследствие этого настоящий ( подлинный ) угол атаки оперения может стать отрицательным , а скорость обтекаемого его потока будет меньше , чем на крыле ;
— Фактически на всех режимах полета горизонтальное оперение формирует отрицательную подъемную силу , как следствие этого значительно уменьшается подъемная сила самолета , в частности утрата в подъемной силе особенно громадна на режимах посадки и взлёта самолета.

Форма самолета с компоновкой « утка » употребляется значительно меньше , и в целом в военных самолетах. Еще один минус — она ??требует особой подготовки пилотов , по причине того, что она статически неустойчива . Это к примеру , как маятник . В случае если его вывести из положения равновесия , то он будет кататься из стороны в сторону , а позже все равно возвратится в положение равновесия . Это соответствует простой схеме самолета , а схема «утка» не возвращается в положение равновесия . А посредством данной совокупности трансформации поперечного « V » стабилизатора , возможно пара повышена управляемость самолетом ( к схеме « утка » , и уменьшить расход горючего , к самолетам хорошей схемы , еще вероятно намного расширить устойчивость и маневрирование самолета при критических нагрузках , и при исполнении боевых маневров ) .

Главными преимуществами схемы « утка » :

— Крыло не затрагивает характерные черты обтекания потоками горизонтального оперения
— Горизонтальное оперение в полете формирует хорошую подъемную силу
— При успехи громадных углов атаки срыв потока на горизонтальном оперении машинально переводит самолет на меньшие углы атаки, сокращает опасность перехода крылья на закритические углы срыва и атаки самолета в штопор

Сейчас создатель желал бы выделить эффективность работы данной совокупности .

Сам хороший эффект содержится в уменьшении негативного влияния стабилизатора на обтекания крыла .

Стабилизатор — это одна , из серьёзных горизонтальных плоскостей самолета , которая снабжает устойчивость самолета .

Конструкция киля и стабилизатора складывается из продольного комплекта ( лонжеронов , стрингеров и стенок ) , поперечного комплекта ( нервюр ) и обшивки .

киль и Стабилизаторы имеют в большинстве случаев двухлонжеронную либо кессонную конструкции , наряду с этим относительно их жёсткость и прочность.

Изгиб принимается либо ремнями лонжеронов , либо стрингерами с обшивкой , поперечная сила — по большей части стенками лонжеронов ; кручение — замкнутым контуром , что складывается из обшивки , стенок лонжеронов и продольных стен.

Стабилизаторы смогут быть разъемными либо неразъемными по размаху .

При маленькой площади и относительно малой длине продольные балки горизонтального оперения стабилизатора чаще делаются неразъемными , вследствие этого их конструкция делается более несложной и легкой.

Разъемы по размаху стабилизатора , каковые заблаговременно предусматриваются требованиями эксплуатации и технологии , находятся в плоскости симметрии самолета , у борта фюзеляжа , либо у киля.

Нижние части стабилизатора крепятся посредством фитингов и уголков на лонжеронах в центре, намертво прикрепляя его к фюзеляжу . В месте перелома направлений к лонжерону относится усиленная бортовая нервюра . Соединение стабилизатора с фюзеляжем осуществляется посредством двух передних и двух задних стыковочных узлов .

В двухлонжеронных конструкциях стабилизатора стыковое соединение выполняется стыковыми узлами на лонжеронах центральной части , либо на усиленных шпангоутах .

Горизонтальное оперение на современных самолетах довольно часто находится на киле самолета и создаёт совместно с ним Т — образную конструкцию.

На некоторых самолетах предусматривается регулирование угла постановки стабилизатора в полете, что делает вероятным балансировку самолета на разных вариантах его изменения и загрузки центровки.

Во многих случаях, эта совокупность может действенно трудиться на взлетно — посадочных стадиях и при исполнении боевых маневрирования.

Рис . № 3 Методы применения совокупности трансформации поперечного « V » стабилизатора при пикировании и на посадочном режиме.

В чем по большому счету содержится роль трансформации положения поперечного « V » стабилизатора?

При положении стабилизатора в нулевой степени идет обычный полет на крейсерской скорости. Без громадных трансформаций направления , и без кренов . При хороших углах атаки , стабилизатор поднимается вверх , что разрешает значительно уменьшить негативное влияние на крыло (как при положении в нулевой степени ) . Затмение крыла продемонстрировано на рисунке № 3 прямой линией , а хороший угол положения — пунктиром . Схема положения потока стабилизатора также пунктиром . На этом рисунке вы видите более хорошее влияние совокупности . Но не нужно забывать , что и со своей стороны это усиливает и статическую устойчивость самолета при боевых маневрах на понижение (в схеме « утка » ) и расширить критический угол атаки ( у самолета простой схемы).

Имеется кроме этого и неуместны случаи применения совокупности . Такие , как при пикировании и при взлете. По большей части она не нужна из-за того , что воздушное пространство, что обтекает стабилизатор не затеняет крыло , как это происходит при взлете. Но в возможности , эта совокупность может употребляться для возможного уменьшения и облегчения давления на стабилизатор при взлете в негативных условиях . И еще , создатель бы внес предложение применять компоновку самолета «Утка » в гражданской авиации , так как эта форма более перспективная , но менее предсказуема , при негативных условиях . Да и в конечном итоге сейчас знания авиации нужно существенно расширять и совершенствовать если сравнивать с существующими.

на данный момент, рассказ о « бездействии » совокупности на взлетных режимах.

Особенности совокупности «Утка » , отлично возможно разглядеть в военной авиации.

Совокупность «Утка » продемонстрировала себя на первых этапах весьма капризной , но позже, по окончании некоего времени она оправдала себя . хороший пример этого есть то , что на первых этапах эксплуатации американский армейский самолет — разведчик YF -12 , кроме этого узнаваемый под псевдонимом « Тёмная птица » испытывал громадных повреждений еще на первых этапах опробований , при скоростных пробежках . На которых он неоднократно с полосы .

Самолет YF-12, выполненный АО аэродинамической схеме «Утка».

Ко второй части доклада, а правильнее о самом механизме работы совокупности.

Потому, что форма самолета « утка » в этом докладе привилегированная то ей будет посвящена большинство текста.

По компоновке эта форма самолета статически не устойчива и благодаря (полетным чертям ) размещением крыла в задней части фюзеляжа. Эта же совокупность окажет помощь преодолеть эту анти устойчивость. Но вся эта устойчивость весьма относительна , так как при разных скоростях стабилизатор по различному обтекается воздухом . Но вероятно происхождение флаттера на скорости превышающей

1000 км / час.

Создатель рекомендует установить автоматическую совокупность трансформации угла положения поперечного « V » стабилизатора. По причине того, что , в то время, когда пилот будет делать маневрирование , ему некогда будет смотреть за углом стабилизатора. Еще одна из недочётов совокупности это маленький комплект углов трансформации поперечного « V » стабилизатора.

При разном наклоне самолета ( крене ) необходимо выставлять различный угол наклона . При наклоне по тангажу нужно также выставлять разный угол. В данной части статьи представлены ограничения в применении, но давайте возвратимся к хорошим эффектам, чему и посвящена статья.

Предложенная схема обязана продемонстрировать собственные лучшие эксплуатационные характеристики в воздушном бою и при посадке самолета. Вероятно применение совокупности и в негативных условиях таких , как при шквальном ветре и громадном дожде . Еще в горном климате и на высокогорных аэропортах. Это все о возможности применения совокупности, а сейчас о некоторых условные предосторожности при применении.

Как создатель думает, эту совокупности вероятно применять и при форсажном режиме и при громадной скорости (вероятно большем 1000 км / ч ). Будет строгий запрет (лишь на громадных пассажирских самолетах ) на резкие маневры с выпуском совокупности трансформации угла положения стабилизатора., что обусловлено не предостережениями в эксплуатации, а самой динамикой и геометрией самолета, поскольку при выведении громадного пассажирского самолета из энергичных маневров нужно учитывать его силы и момент инерции, противостоящие выводу самолета в установившийся либо ровный горизонтальный полет.

Пара слов о весе самолета. Из-за того , что будут установлены кое-какие новые механизмы и большое количество различной аппаратуры , то вес самолета невольно увеличится , и приведет к повышению массы, момента инерции и ухудшению динамических черт, но не бывает худа без хороша. Все вышеописанные моменты возможно с легкостью компенсировать возрастанием соответствующих маневренных черт.

Но данный недочёт возможно скоро устранить, сделав больше угол атаки стабилизатора.

Рис. № 5 (Главное, первое, основное положение стабилизатора. Носовая часть на самолете)

Это главное положение, а при скорости, меньшей в 1000 км / ч оно может изменяться.

О весе. Как уже и говорилось, что повышение веса самолета приведет к негативным последствиям. Ликвидировать данный недочёт весьма легко, поменять угол атаки стабилизатора.

В рисунке № 6 представлено как устраняется недочёт убыточной веса аппаратуры самолета. Нежели не входить в аэродинамики и дебри физики, то возможно очень этот факт: с трансформацией угла атаки несущей поверхности изменяются и ее подъемные чёрта, мы можем вычислить изменение подьемной силы, исходя из поляры самолета.

Поляра ( крыла , самолета , планера ) — диаграмма , изображающая зависимость между коэффициентом подъемной лобового сопротивления и силы крыла ( самолета , планера ) при различных углах атаки . Поляра именуется время от времени кроме этого кривой Лилиенталя . В случае если поляру выстроить в одном масштабе , то вектор , совершённый из начала координат в любую точку кривой , будет равен коэффициенту полной аэродинамической силы для данного угла атаки . Поляра самолета ( планера ) , кроме лобового сопротивления крыла , учитывает лобовое сопротивление остальных деталей самолета и влияние интерференции . Вид поляры зависит от геометрических параметров крыла ( самолета , планера ) и от параметров подобия ( числа Рейнольдса , числа М ) . На громадных скоростях полета , при которых отражается сжимаемость воздушной среды , каждому числу М соответствует собственная поляра . Поляра разрешает выяснить характерные углы атаки крыла ( самолета , планера ) , в частности : угол атаки нулевой подъемной силы ( в точке , где коэффициент подъемной силы равен нулю ) , критический угол атаки ( в точке , где коэффициент подъемной силы большой ) , удачнейший угол атаки ( в точке касания поляра с прямой , совершённой из начала координат ) , углы атаки с однообразным аэродинамическим качеством ( в точках пересечения поляры с прямой , совершённой из начала координат под углом , тангенс которого равен аэродинамическому качеству крыла , самолета либо планера ) .

Рис . № 6 (метод веса устранения и Увеличение самолёта ) .

Изменение угла положения стабилизатора оказывает помощь самолету расширить эффективность и избежать нежелательного пикирующего момента и еще сделать громадную пользу , по окончании последствий повреждения ракетой неприятеля . Но обслуживание совокупности хватит таки сложным из-за того , что совокупность трансформации поперечного « V » стабилизатора , предусматривает весьма сложную и технически она сложна в изготовлении , для нее потребуются эксперты большого уровня , с целью проведения диагностики и сервисного обслуживания. В Российской Федерации и Украине на отечественное время существует мало таких экспертов , но по окончании запуска самолета в серию (вероятно , еще и на испытательном степени ), создатель сохраняет надежду на их помощь.

Самый статически неустойчива совокупность «Утка » по тангажу , но эта совокупность скоро ликвидирует данный недочёт , и исходя из этого, с уверенностью возможно предложить применять эту схему в гражданской авиации , для того , дабы уменьшить расход горючего и разгрузить воздушное пространство аэропортов. А в условиях назревающей денежного глобального кризиса это сможет уменьшить и дорогое для бизнеса и людей — время. Его необходимость и драгоценность на данный момент весьма смущает всех людей .

Сейчас о социальном эффекте.

Социальный эффект содержится в вероятном уменьшении шума. Для правильного ответа следует сделать сложные вы счета ) уменьшении шума при преодолении звукового барьера и при преодолении громадного расстояния на нем. Это ответственный фактор для самолетов всех типов , среди них и для перехватчиков и для гражданских самолетов , не смотря на то, что для истребителей это свойство нет для того чтобы выдающегося значения , к примеру действенная рассеивающая поверхность (для уменьшения радиолокационной заметности ) .

Механизация стабилизатора

Технически его создать хватало сложно , но сложнее с всего — это сделать его механизацию , другими словами крепления к самолету . Это и есть главной задачей этого иследования. Да и для досконального крепления необходимы богатые знания и годы опыта соответствующих экспертов по аэродинамике .

Схема стабилизатора не весьма сложна , но и не несложная . Главными ее частями являются лонжерон , стрингера и нервюры . Они сочетаются , как в простых самолетах. Но крепления происходит при помощи удлинения лонжерона . Управление происходит посредством гидропривода .

Гидропривод — это совокупность разных по значению элементов оборудования , каковые оказывают помощь руководить самолетом .

В указанном смысле — горизонтальным оперением.

Указанные элементы именуются еще и гидравликой. В горизонтальном оперении с переменным поперечным « V » предусматривается бустерной управления , посредством гидравлики. К оборудованию :

Бустерные управления это — это управление посредством гидропривода ( главного) , что управляется посредством гидроусилителя ( бустера ) .

Гидро усилитель ( бустер ) является гидравлическую совокупность управления и складывается из выполняющего механизма ( силового цилиндра ) , связи и контрольного элемента между ними.

В зависимости от характера подвижного выходного звена различают гидроусилители поступательного и вращательного образа действия .

Процесс трансформации угла установки происходит посредством гидроусилителей , каковые будут расположены на удлиненных лонжеронах . Сами лонжероны закреплены посредством особых винтов , и закреплены на силовых шпангоутах , вероятно для упругости и усиления надёжности в полете. К этому рассказу прилагаются чертежи схемы крепления стабилизатора к фюзеляжу .

При создании данной совокупности ,многие параметры были еще малоизвестны, но была предложена неспециализированная концепція применения трансформации поперечного угла установки горизонтального оаперения, исходя из этого статья есть постановочной и исследовательской, нежели прикладной. Управление достаточно сложное и разнообразное .

К схеме действия этого изобретения.

Она весьма несложна и создана на базе рычага . Большой угол атаки стабилизатора образовывает от -25 до +25 градусов . Это не только техническое ограничение , это большой угол на котором горизонтальное оперение не затеняет крыло. Управление будет производиться бустерно и с автоматического узла связанного с ручкой управления самолетом . Всю работу будет делать техника (особый компьютер) , в который будут загружены разные программы по управлению стабилизатором . Но самая новинка в нем будет особое удлинение стабилизатора. В данной статье предлагается продолжить стабилизатор с целью достижения нового типа управления — рычажного . О нем рассказ ниже.

Так будет смотреться кинематическая схема управления совокупности трансформации поперечного «V» горизонтального оперения.

Рис . № 7 . Кинематическая схема стабилизатора с переменным поперечным V стабилизатора. объяснение :1 — ручка управления самолетом , 2 — автоматическая совокупность управления горизонтальным оперением , 3 — силовой привод автопилота , 4 — бустер (гидроусилитель) , 5 — гидроаккумулятор , 6 — ось трансформации поперечного « V » стабилизатора , 7 — разные положения руля высоты.

Предполагается бустерная схема управления стабилизатором , потому, что она не требует дополнительного времени на балансировку .

Схема управления либо трансформации поперечного « V » стабилизатора осуществляется посредством гидропривода .

Рис . № 8 . Наименование частей совокупности .

объяснение :1 — место положения крыла , 2 — фюзеляж , 3 — стабилизатор , 4 — удлиненный лонжерон , 5 — кронштейн , на котором крепится точка опоры лонжерона , 6 — точка опоры лонжерон

Новое v горизонтальное оперение – технология авиастроения будущего.

Конвертоплан третьего поколения Bell V-280 Valor

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: