В этот день… №2-31 (1-10 сентября)



Александр Грищенко Поздравляем всех учащихся и преподавателей школ, университетов, институтов и академий с новым учебным годом! И желаем успехов в учёбе и работе по избранной специальности!
 

 
 
 
1 сентября 1957 года – первый старт крылатой ракеты (КР) «Буря» (СССР).

Интерес американских военных, проявленный к тематике крылатых ракет в начале 50-х годов (проекты «Навахо» (Navaho), «Снарк» (Snark), «Матадор» (Matador) и др.), вызвал ответную реакцию в Советском Союзе. В 1954 году специалисты НИИ-88 приступили к работам по теме Т-1: «Теоретическое и экспериментальное исследование по созданию двухступенчатой баллистической ракеты с дальностью полёта 7000-8000 км», параллельно была начата тема Т-2: «Теоретические и экспериментальные исследования по созданию двухступенчатой крылатой ракеты с большой дальностью полёта».

О советских межконтинентальных крылатых ракетах (МКР) долгое время было известно лишь узкому кругу специалистов. Только в 1992 г. на научной конференции, посвящённой Международному году космоса (Москва), впервые прозвучали названия МКР – «Буря» и «Буран». Эти ракеты, также как и межконтинентальная баллистическая ракета, разрабатывались в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР №957-409 от 20 мая 1954 г. Разработка МБР (Р-7) велась в ОКБ-1 НИИ-88 под руководством С. П. Королёва и о ней мы уже рассказывали (обзор №1-23 21–31.08.2016).

В Советском Союзе научно-исследовательские работы над сверхзвуковыми МКР велись по двум направлениям:

  • над «лёгкой» МКР – заводской шифр «350» или «Буря», разработка которой была поручена ОКБ-301 Семена Алексеевича Лавочкина;
  • над «тяжёлой» МКР – заводской шифр ракеты «42/41» (ускорители получили обозначение «41», а маршевая ступень «42»), заводской шифр комплекса «40» или ракетно-самолётная система (РСС40) «Буран», которую разрабатывал ОКБ-23 Владимира Михайловича Мясищева.

Геометрические проекции межконтинентальной крылатой ракеты «Буря»Научным руководителем обоих этих проектов был назначен М. В. Келдыш. МКР «Буря» являлась одним из любимых детищ М. В. Келдыша, так как он уделял ей (по крайней мере, на первых этапах её разработки и испытаний) очень много внимания, решая не только научно-технические, но и организационные вопросы, связанные с созданием и развитием научно-производственных коллективов.

Разработка сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (СПВРД) РД-012 и РД-018 соответственно для маршевой ступени МКР «Буря» и «Буран» была возложена на ОКБ-670 главного конструктора Михаила Макаровича Бондарюка.

В 1954 г. был разработан эскизный проект опытного образца МКР «Буря». Под руководством Г. Н. Толстоусова прорабатывались варианты спасения маршевой ступени планированием или реактивно-парашютным способом.

Для работ по МКР был создан ряд новых подразделений и развёрнуто строительство уникальной стендовой базы в Тураево, огневой стенд натурных реактивных двигателей в ЦАГИ (Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н. Е. Жуковского) и т.п. Что касается двигателей МКР, то в августе 1954 г. уже начались испытания РД-012. Длительность огневой работы определялась запасом воздуха и составляла 15 минут при заданном ресурсе 6 часов.

Одновременно был спроектирован эжекторный стенд – труба прямоточного двигателя (ТПД), где на срезе сопла СПВРД обеспечивались условия, соответствующие полёту на высоте 25 км. На стенде ТПД в 1956 г. были проведены испытания СПВРД РД-012 в условиях высоты 25 км. После пуска компрессорной в филиале ЦИАМ (Центральный институт авиационного моторостроения) в ОКБ-670 на её базе был создан стенд Ц-12, обеспечивающий непрерывную огневую работу РД-012 в течение 6 часов. На этом стенде и была проведена основная отработка РД-012 и РД-018. В ноябре 1956 г. к лётным испытаниям был готов и двигатель РД-012У.

Для разработки системы управления крылатой ракеты в 1955 г. в НИИ-1 МАП был создан филиал, возглавляемый Рубеном Григорьевичем Чачикяном, с главными конструкторами систем И. М. Лисовичем (по астронавигационной системе управления маршевой ступени) и Г. Н. Толстоусовым (по автопилоту маршевой ступени). Надо отметить, что в этом филиале впервые в СССР была создана астронавигационная система управления.

МКР «Буря» в сборочном цехеС. П. Королёв предложил проверить эту систему на самолёте. Предложение было принято. К началу 1952 г. система была готова к установке на самолёте Ил-12, на котором было совершено 10 полётов по маршруту Москва–Даугавпилс (700 км). Испытания проводились на протяжении второй половины 1952 г. – первой половины 1953 г. За всё время испытаний не было отмечено ни одного отказа, а ошибка навигации составила не более 7 км.

Следующую проверку система автономной астронавигации проходила в 1954-1955 гг. На вновь изготовленных самолётных макетах были снова проведены самолётные испытания, но на этот раз использовался самолёт Ту-16. В 4-х полётах на дальность 4000 км на высоте 10-11 км при средней скорости 800 км/ч за 5-6 часов полёта система имела ошибки в пределах 3,3-6,6 км. По тем временам такая ошибка означала достаточно хорошую точность.

Эскизное проектирование МКР «Буря» завершилось в 1955 г. Однако в 1956 г. вышло постановление Советского правительства, по которому боевой заряд весом 2100 кг, под который проектировалась ракета, был заменён боевым зарядом весом 2350 кг. Это потребовало соответствующих изменений в конструкции ракеты. Вся техническая документация для «Бури» была готова в 1957 г.

Вскоре было начато производство опытного экземпляра. К концу 1957 г. МКР «Буря» была уже построена. Всего было изготовлено 19 ракет на двух заводах: №301 (г. Химки, Московская обл.), №18 (г. Куйбышев). СПВРД для маршевой ступени изготавливались на заводе №24 (г. Куйбышев). Ускорители для МКР «Буря» изготавливались на заводе №301 в Химках.

Конструкция МКР «Буря» была выполнена из жаростойких конструкционных материалов: из ранее не использовавшегося в авиации титана различных марок и высокопрочных нержавеющих сталей. Для уменьшения сопротивления корпус снаружи полировали до зеркального блеска. Толщина листов, из которых сваривались корпуса МКР «Буря», составляла 0,6 мм. Технологию их обработки и сварки разрабатывали в ВИАМе (Всесоюзный институт авиационных материалов) и МВТУ им. Н. Э. Баумана. МКР «Буря» за свой длительный полет (общее его время 2,5 ч) могла прогреваться до небывало высоких температур. Например, температура конструкции двигательного канала могла достигать 420°С. Крылья и внешние поверхности фюзеляжа (они же – внешние стенки баков) имели «более низкую» температуру – до 350°С. В конструкции «Бури» использовались и другие термостойкие материалы, применявшиеся для герметизации различных покрытий, изоляции, остекления и т.п. Большинство из этих материалов ко времени создания МКР не было освоено советской промышленностью. Их внедрение шло параллельно с работами по ракете.

«Буря» на лафете-установщикеМКР «Буря» была двухступенчатой. 1-я ступень состояла из двух блоков ускорителей с четырёхкамерными ЖРД разработки ОКБ-2 НИИ-88, которым руководил А. М. Исаев. Стартовый ускоритель в виде цилиндрической формы с заострённой передней частью состоял из топливных баков и четырёхкамерного ЖРД С2.1100, затем – С2.1150. В топливные баки каждого ускорителя заправлялось 20840 кг окислителя и 6300 кг горючего.

В струе газов ЖРД располагались газовые рули, обеспечивающие управление ракетой на начальном участке полёта. При наборе скорости управление полётом осуществлялось воздушными рулями. На ускорителях устанавливались горизонтальные рули и стабилизаторы. Ускорители общим весом 64760 кг симметрично располагались под крыльями маршевой ступени и крепились к её фюзеляжу на 4-х узлах каждый.

Под ускорители первой ракеты «Буря» было создано две модификации двигателей. С. А. Лавочкин выдвинул требование сначала работать на максимальной тяге, постепенно снижая её. Вначале с этим предложением по двигателю С. А. Лавочкин обратился к В. П. Глушко, но тот отказался оказать поддержку. Тогда Лавочкин обратился к А. М. Исаеву и в его лице нашёл единомышленника и сподвижника. В сравнительно короткий срок – за два-три года была произведена отработка и начаты лётные испытания двигателя С2.1100.

М. В. Келдыш отмечал большой вклад А. М. Исаева в создание этого двигателя. А. М. Исаев не удовлетворился результатом работы двигателя на изопропилнитрате. Он начал создавать более совершенный двигатель С2.1150, который значительно отличался по весу от прежнего и был создан на базе ЖРД С2.253 ракеты Р-11. Заказ на двигатели С2.1150 был перенесён на завод №500 в Тушино, где и было налажено их серийное производство. ЖРД С2.1100 имел следующие характеристики: тяга (первый режим) – 670,6 кН, тяга (второй режим) – 476,5 кН; время работы – 80 с; сухая масса двигателя – 650 кг.

Технические характеристики ЖРД С2.1150: компоненты топлива – азотная кислота и амин; тяга в пустоте – 671,2 кН; удельный импульс на земле – 2136 м/с, удельный импульс в пустоте – 2450 м/с; давление в камере сгорания – 5,3 МПа; количество камер сгорания – 4; время работы – 70 с; сухая масса двигателя – 650 кг.

Старт МКР «Буря»Маршевая ступень «Бури» была построена по нормальной самолётной схеме с треугольным среднерасположенным крылом, имеющим стреловидность по передней кромке 70° и тонкий сверхзвуковой профиль. В передней части цилиндрического фюзеляжа маршевой ступени находился сверхзвуковой диффузор с центральным телом, в котором размещалась боевая часть. В хвостовую часть фюзеляжа вёл воздухопровод, окружённый кольцевыми баками с топливом. СПВРД диаметром 1700 мм стыковался с воздухопроводом и питался топливом с помощью турбонасосного агрегата (ТНА) и регулятора подачи топлива, устанавливаемых в специальном отсеке.

Фюзеляж заканчивался обтекателем сопла СПВРД и крестообразным хвостовым оперением с аэродинамическими рулями. Система астронавигации находилась в охлаждаемом приборном отсеке в средней верхней части фюзеляжа, а датчики этой системы прикрывались специальным куполом из жаростойких кварцевых пластин.

Маршевый СПВРД РД-012 2-й ступени разработан ОКБ-670 М. М. Бондарюка. При испытаниях двигателя на пятом «горячем» и последующих семи «горячих» пусках с работающими ПВРД (часть которых испытывалась уже в июле–декабре 1952 г.) впервые в мире удалось получить устойчивую работу ПВРД на скоростях, близких к 3М в свободном полете. В конце 1952 г. кандидатуры участников этой работы – Щетинков, Зуев, Панкратов, Меркулов, Беспалов, Карпейский, Винницкий и Алфёров – во главе с Келдышем были представлены в Комитет по Сталинским премиям. В конце февраля учёным «по секрету» сообщили, что Комитет выдвинул их на получение Сталинской премии 1-й степени. Однако за неделю до подписания постановления умер И. В. Сталин, в связи с чем эта премия была отменена.

МКР «Буря» стартовала вертикально, непосредственно со стрелы лафета-установщика (специального пускового устройства) на железнодорожной платформе конструкции Ново-Краматорского машиностроительного завода им. В. И. Ленина (главный конструктор В. И. Капустинский). После старта МКР разгонялась ускорителями до скорости 3М и достигала высоты 18-20 км. Управление ракетой на разгонном участке траектории сначала осуществлялось с помощью газовых рулей, а затем переключалось на воздушные (газовые сбрасывались).

Крылатая ракета межконтинентальной дальности «Буря»

Крылатая ракета межконтинентальной дальности «Буря»:
1 – отделяющееся центральное тело с боевой частью; 2 – воздухозаборник СПВРД; 3 – центральная часть фюзеляжа КР с топливными баками; 4 – горгорт с иллюминаторами и системой астронавигации; 5 – крыло; 6 – хвостовое оперение КР; 7 – хвостовой отсек КР; 8 – аэродинамические стабилизаторы ускорителей; 9 – газовые струйные рули; 10 – сопло СПВРД; 11 – бак горючего ускорителя; 12 – бак окислителя ускорителя; 13 – носовой обтекатель ускорителя

После того как скорость достигала 3М и выходил на режим максимальной тяги СПВРД, производилась расцепка ускорителей и маршевой ступени. Далее полет маршевой ступени до района цели происходил с постоянной скоростью 3,15-3,2М и с постоянным аэродинамическим качеством на СПВРД. На маршевом участке полет корректировался с помощью системы автоматической астронавигации «Земля». За время полёта до цели МКР поднималась до высоты 25,5 км. При приближении к цели маршевая ступень, управляемая автопилотом, должна была совершить противозенитный манёвр и перевести МКР в крутое пикирование на цель. При этом отделялось центральное тело с боевым ядерным зарядом (конечная высота полёта превышала высоту отделения на 7–8 км).

На полигоне Владимировка (Астраханская обл.) к 30 июля 1957 г. была завершена подготовка технической позиции и стартовой площадки и подготовлена к пуску первая ракета – заводской №2/1. К этому времени конструкция МКР прошла целую серию наземных испытаний. В испытательном варианте ракета оборудовалась дублирующей системой управления по радио (РУ-6) и приёмоответчиками (СО-Д1), обеспечивающими радиолокационное визирование ракеты с земли, тремя РТС-8 и одной высокоопросной РТС-5, обеспечивающими запись параметров МКР «Буря». Вместо боезаряда в испытательном варианте МКР располагалось телеметрическое оборудование.

Её лётные испытания начались в августе 1957 г. 1 августа при попытке запуска возникли осложнения. Так, оказалось, что выбор изопропилнитрата в качестве горючего привёл к тому, что «Буря» не ушла со старта из-за взрыва клапана пуска. Аварийное выключение двигателя спасло МКР от взрыва и пожара. Быстро была выяснена и причина неполадки.

В авральном порядке была произведена доработка нового двигателя, он был привезён на полигон и установлен на ракету взамен неисправного. Ровно через месяц ракета снова стояла на старте. 31 августа ракета оторвалась от пускового устройства, двигатели ускорителей сработали нормально (давления в камерах сгорания вышли на режим, о чем свидетельствовали показания сигнализаторов давления), но из-за неполадок в системе управления – из-за динамической нагрузки – сработали реле системы управления и дали ложную команду на отделение газовых рулей ускорителей.

Это привело к потере управления ракетой, и она, совершив кувырок, взорвалась рядом со стартовой позицией. Конструкция хвостового отсека впоследствии была доработана и проведены все необходимые испытания двигателя, подтвердившие правильность этого решения.

3D рисунок МКР «Буря»Первая МКР «Буря» ушла со старта 1 сентября 1957 г. В последующих трёх запусках нормальный полет прерывался ещё до расцепления ступеней: во втором – на 31-й секунде, в третьем – на 63-й секунде и в четвёртом – на 81-й секунде. В этом полете маршевая ступень ракеты не успела запустить свой двигатель. Первый же удачный пуск состоялся 22 мая 1958 г. В этом полете расцепка прошла успешно и был запущен СПВРД маршевой ступени.

Затем последовали ещё три неудачных пуска. Седьмой пуск не состоялся из-за аварийного отключения двигателя на старте. Ракета не вышла из зацепов пускового устройства. Причина оказалась в «человеческом факторе» – в линии подачи изопропилнитрата обнаружилась ветошь. Этот двигатель был заменён, и через месяц ракета ушла со старта нормально. 28 декабря 1958 г. состоялся очередной пуск МКР «Буря». В двух последующих пусках отмечена рекордная для того времени дальность полёта: 1350 км при скорости 3300 км/ч и 1760 км при скорости 3500 км/ч.

Для проведения следующего полёта на МКР была установлена астронавигационная аппаратура. К сожалению, этот пуск оказался неудачным.

Последующие запуски проводились с МКР в новой компоновке. Были модернизированы ускорители и на 1-й ступени установлены новые ЖРД. Запуск 19 апреля 1959 г. с новыми ускорителями состоялся без астронавигационной системы наведения. Этот полет продолжался около десяти минут. Следующий полет позволил провести испытание системы астронавигации. После выполнения программы полёта ракета была развёрнута на 210° и дальше летела по радиокомандам. Дальность её полёта составила 4000 км.

На этом испытания МКР «Буря» на короткой трассе завершились. Однако, показав ряд конструкционных, эксплуатационных и боевых преимуществ перед МКР, 20 января 1960 г. на вооружение РВСН стала поступать межконтинентальная МБР Р-7. То обстоятельство, что как носитель ядерного оружия МКР «Буря» не в состоянии конкурировать с МБР, стало ясным практически для всех, в том числе и для С. А. Лавочкина. Ещё в 1958 г. в ОКБ-301 было предложено использовать МКР «Буря» в качестве фоторазведчиков и ракет-мишеней. Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 5 февраля 1960 г. разрешило использовать пять оставшихся МКР «Буря» для отработки варианта фоторазведчика.

Макет ракеты Ла-350 в музее НПО им. С. А. ЛавочкинаНачались испытания МКР на «длинной трассе»: Владимировка – полуостров Камчатка. По этой теме в феврале–марте 1960 г. состоялось три запуска. Однако в октябре работы по фоторазведчику «Буря» были прекращены. 16 декабря 1960 г. состоялся последний пуск МКР «Буря», но уже в варианте ракеты-мишени. Последние испытания были проведены уже без C. А. Лавочкина (он скончался 9 июня 1960 г.).

В последних двух пусках удалось получить наибольшую дальность полёта (6500 км). Работа маршевого двигателя прекратилась из-за полной выработки топлива. В ОКБ-301 были намечены пути получения расчётной дальности в 8000 км. Однако дальность полёта ракеты в 8000 км была недостаточна, чтобы охватить всю территорию возможного противника. Ещё в 1959 г. заказчик выдвинул требование большей дальности полёта. Требование было обоснованным, так как американская МБР «Атлас» в августе 1959 г. доставила боевой груз на расстояние 9000 км. Ответом американцам стала МБР Р-7А.

В ходе испытаний маршевой ступени «Буря», конечно, наблюдались отказы некоторых её систем, но не было серьёзных замечаний, касающихся аэродинамики и прочности конструкции ракеты, СПВРД, тепловых режимов топлива, условий размещения имитатора груза в боевом отсеке, высокотемпературных рулевых машин, приборных отсеков, отсеков астронавигационной системы и многих других аспектов, которые были под контролем при комплексной тепловой наземной отработке «Буря».

После закрытия темы по МКР «Буря» споры вокруг крылатых ракет не прекратились. На заседании Государственного комитета по авиационной технике, состоявшемся в марте 1960 г., А. И. Микоян, М. В. Келдыш, А. С. Яковлев и С. Б. Ильюшин высказались за разработку беспилотных летательных аппаратов, в том числе и за сохранение МКР «Буря». Уже в 90-е годы ХХ столетия, в одном из телеинтервью, В. П. Мишин говорил о том, что проект МКР не следовало закрывать.

Хочется подчеркнуть, что МКР «Буря» для своего времени была выдающимся достижением, при её разработке было применено несколько новейших предложений, которые ещё нигде не использовались и опередили своё время. Результаты, достигнутые в процессе разработки и лётного испытания МКР, в дальнейшем нашли широкое применение в авиации, ракетной и космической технике. Проектные решения по СПВРД легли в основу разработок многих СПВРД, применённых в зенитных и крылатых ракетах, которые стоят на вооружении и в настоящее время. Решения по длительной тепловой защите МКР нашли применения в космической технике и в МБР. Автоматическая система астронавигации в различных вариантах используется как в космической технике, так и в авиации.

В 1955–1957 гг. по инициативе М. В. Келдыша на основе опыта «Буря» была начата предэскизная проработка стратегической крылатой ракеты с ядерным ПВРД. Рабочее название этой ракеты «Объект КАР» (Крылатая атомная ракета). Эта конструкция должна была быть 5–6 м в диаметре и более 30 м в длину.

Создание аналогичных советских и американских МКР «Буря», «Буран», «Навахо» и «Снарк» проходило практически в одно и то же время. Даже характеристики и судьбы этих разработок были схожими. Так же, как и ракета «Буря», ракета «Навахо» полетела. Но и советские, и американские конструкторы так и не довели эти конструкции до требуемых параметров.


 

7 сентября 1956 года – достигнута рекордная высота полёта на ракетоплане Х-2 (США).

Проведя первую серию испытаний ракетопланов Х-1 (обзор №1-03 01–15.12.2015), фирма «Белл» совместно с НАКА и ВВС начали проектирование нового ракетного самолёта Х-2 для исследований аэро- и термодинамических явлений на скорости в 3 Маха. Предполагалось, что постепенно, по мере модернизации, Х-2 сможет достигнуть высоты в 60 км.

Экспериментальный ракетный самолёт Х-2Первый опытный образец Х-2 был построен в 1952 году. Он представлял собой моноплан классической схемы (длина – 13,4 м, высота – 4,13 м, взлётная масса – 13000 кг) с низкорасположенным стреловидным крылом (размах – 9,76 м, угол стреловидности — 40°), имеющим острую переднюю кромку. Крыло оснащено носовыми щитками, расположенными приблизительно на 2/3 длины передней кромки, а также обычными элеронами, снабжёнными триммерами. Стабилизатор – стреловидный, управляемый, а киль – прямой, с рулём направления. Фюзеляж в центральной части имел форму, близкую к цилиндрической, а передняя и хвостовая части – конусообразную. На верхней и нижней поверхностях фюзеляжа находились два больших продольных обтекателя, которые закрывали проводку и оборудование системы управления, а также выпускаемую во время приземления лыжу. Крыло, оперение и фюзеляж были выполнены из нержавеющей стали.

Предназначение ракетоплана для полётов на больших скоростях и высотах потребовало разработки безотказного и безопасного способа катапультирования пилота в случае аварии. В своём выборе конструкторы остановились на варианте отделения всей кабины от самолёта. Кабина имела теплоизоляционное покрытие и стационарное переднее остекление, состоящее из двух стёкол. Стекла не только сохраняли свои свойства до температуры 540°С, но и поглощали инфракрасные лучи.

Воздушный старт ракетоплана Х-2На Х-2 использовался восьмикамерный ракетный двигатель XLR-25CW фирмы «Кертисс-Райт» («Curtiss-Wright») с максимальной тягой 53,37–71,05 кН. Двигатель был оснащён насосами для подачи топлива (этиловый спирт и жидкий кислород), а также оборудованием для запуска, выключения и регулирования тяги во время полёта. Ёмкость топливных баков обеспечивала работу двигателя в течение 2,3–6 минут.

Вначале, в июне 1952 года было выполнено несколько планирующих полётов Х-2 со специально приспособленного для этой цели бомбардировщика В-50 и облёт с работающим двигателем. Однако вторая попытка полёта с запуском двигателя привела к катастрофе. 12 мая 1953 года во время заправки топливных баков опытного ракетоплана в воздухе, когда Х-2 находился ещё в бомбоотсеке носителя, произошёл взрыв, самолёт вспыхнул и сгорел в воздухе. Погибли пилот Скип Зиглер и два члена экипажа В-50, готовившие ракетоплан к самостоятельному полёту.

Второй экземпляр ракетоплана построили в 1955 году, а его облёт с работающим двигателем состоялся в ноябре. Позже, 25 июля 1956 года, пилот Айвен Кинчело на Х-2 достиг рекордной скорости в горизонтальном полёте – 3360 км/ч, а 7 сентября 1956 года – рекордной высоты в 38430 м.

Второй опытный образец постигла участь первого. Всего лишь через 20 дней после рекордного полёта произошла катастрофа, а пилот Милбурн Апт погиб. Причины катастрофы выяснить так и не удалось.

Не исключено, что причины катастроф были связаны с ДУ экспериментального самолёта. Ни в одном из последующих проектах ЖРД XLR-25CW не использовался.


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. М. Павлушенко, Г. Евстафьев, И. Макаренко. Беспилотные летательные аппараты: история, применение, угроза распространения и перспективы развития. – «Права человека», 2005.
  2. Двигатели 1944-2000. Авиационные, ракетные, морские, промышленные. – М.: «АКС-Конверсалт», 2000.
  3. А. М. Первушин. Битва за звезды: Космическое противостояние. – ООО «Издательство АСТ», 2003.
  4. Erik Bergaust. Rocket aircraft . – USA: «G. P. Putnam’s Sons», 1961.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru