В этот день… №2-33 (21-30 сентября)



Александр Грищенко Завершая сентябрьскую «Поэму о крыльях», расскажем о человеке, чей приоритет в разработке крылатых ракетно-космических систем общепризнан – австрийце Эйгене Зенгере.
 

 
 
 
21 сентября 1983 года сошёл с орбиты спутник «Космос-379» (СССР).

Под официальным наименованием спутник «Космос-379» на самом деле скрывался лунный посадочный корабль ЛК, который разрабатывался ОКБ-1 в рамках постановления №655-268 «О работах по исследованию Луны и космического пространства».

Лунный корабль состоял из герметичной кабины космонавта, отсека с двигателями ориентации с пассивным плоским ячеистым агрегатом стыковки, приборного отсека, лунного посадочного агрегата и ракетного блока Е. Электропитание ЛК осуществлялось химическими аккумуляторами, устанавливаемыми снаружи на рампе ЛПА и приборном отсеке. Система управления строилась на базе БЦВМ и имела ручную систему управления, позволяющую космонавту самостоятельно выбирать место посадки визуально через специальный иллюминатор. Лунное посадочное устройство было четырёхопорной оригинальной конструкции с сотовыми поглотителями остаточной вертикальной скорости посадки.

Схема лунного корабля

Схема лунного корабля:
1 – лунный посадочный агрегат; 2 – ракетный блок Е; 3 – кабина космонавта; 4 – блоки системы жизнедеятельности; 5 – прибор наблюдения при посадке; 6 – блок двигателей ориентации; 7 – радиатор системы терморегулирования; 8 – стыковочный узел; 9 – датчик прицеливания; 10 – юстировочные датчики; 11 – приборный отсек; 12 – телевизионная камера; 13 – всенаправленные антенны; 14 – источники питания; 15 – опорная стойка с амортизатором; 16 – подкос с амортизатором; 17 – посадочный радиолокатор; 18 – навесной приборный отсек; 19 – слабонаправленные антенны; 20 – антенны системы сближения; 21 – телевизионные антенны; 22 – двигатель прижатия; 23 – основной двигатель; 24 – отражатель; 25 – резервный двигатель

Масса ЛК перед спуском на Луну составляла 5560 кг, включая блок Е массой 2950 кг. Двигательная установка блока Е имела основной двигатель с регулируемой тягой и резервный двигатель. Взлётная масса ЛК составляла 3800 кг. Высота ЛК равнялась 5,2 м, размер по опорам лунного посадочного аппарата – 5,4 м.

ЛК в цехе ОКБ-1Ракетный блок Е и двигатель к нему разрабатывались в ОКБ-586 (главный конструктор — Михаил Кузьмич Янгель). Главное требование, предъявляемое к блоку Е – надёжность. Это определялось тем, что на предыдущих этапах полёта в случае отказа РН и головного блока Л3, спасение экипажа возможно за счёт системы аварийного спасения с отказом от полёта и возвращением экипажа на Землю, либо за счёт изменения циклограммы работы ракетных блоков головного блока Л3 с изменением схемы полёта и отказом от посадки на Луну. А вот после включения двигателя блока Е на завершающем этапе посадки на Луну жизнь космонавта зависит от надёжной работы систем блока Е, и в случае его отказа гибель космонавта неизбежна. Требование высокой эксплуатационной надёжности определило и выбор топливных компонентов для двигателей блока Е – четырёхокиси азота и НДМГ, и конструктивные особенности блока.

Для повышения надёжности блока Е в его состав введены два двигателя, близкие по характеристикам – основной 11Д411 и резервный 11Д412. Резервный двигатель выполнен двухкамерным и его камеры расположены симметрично по обеим сторонам основной камеры. Основной двигатель имеет двукратный запуск (первое включение при посадке на поверхность Луны, второе – при старте с Луны).

Схема блока ЕРезервный двигатель – с одноразовым запуском. Он запускается либо на участке посадки в случае отказа основного двигателя, обеспечивая возвращение ЛК на орбиту ИСЛ, либо при старте с Луны запускается одновременно с основным двигателем, подстраховывая его, и обеспечивая более надёжный старт с ЛПУ.
В связи с тем, что посадка ЛК предусматривалась на неподготовленную поверхность Луны, в схеме полёта ЛК предусматривался режим зависания над местом посадки с маневрированием в горизонтальной плоскости для ухода от значительных неровностей. Чтобы обеспечить зависание ЛК был введён режим глубокого дросселирования двигателя 11Д411 с обеспечением регулирования величины тяги двигателя в широких пределах. В состав двигателя были введены соответствующие регулирующие устройства и проведён полный цикл экспериментальной отработки.

Двигатель РД-858 (11Д411)Основные технические характеристики двигателя РД-858 (11Д411): тяга на основном режиме – 20,1±1,96 кН, тяга в режиме глубокого дросселирования – 8,41±2,94 кН; удельный импульс на основном режиме – 3090 м/с, удельный импульс на режиме глубокого дросселирования – 2790 м/с; давление в камере сгорания на основном режиме – 7,85 МПа, давление в камере сгорания на режиме глубокого дросселирования – 3,31 МПа; соотношение компонентов топлива на основном режиме – 2,03, соотношение компонентов топлива на режиме глубокого дросселирования – 1,6; суммарное время работы – до 470 с, время работы на режиме глубокого дросселирования – до 100 с; сухая масса двигателя – 53 кг.

Двигатель РД-858 (11Д411) был выполнен по открытой схеме с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива. Двигатель имеет системы регулирования тяги и поддержания соотношения компонентов топлива.

Основные технические характеристики двигателя РД-859 (11Д412): тяга двигателя – 20,05±1,96 кН; удельный импульс – 3060 м/с; давление в камере сгорания – 7,85 МПа; соотношение компонентов топлива – 2,0; суммарное время работы – до 400 с; сухая масса двигателя – 57 кг.

Двигатель РД-859 (11Д412)Двигатель РД-859 (11Д412) также был выполнен по открытой схеме с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива.

Для обеспечения запуска двигателей блока Е в условиях невесомости в баках были предусмотрены разделительные устройства, отделяющие газ наддува (гелий) от компонентов топлива. Вначале для этой цели предусматривались эластичные «мешки», закреплённые в верхней части баков, в которых должна была создаваться газовая подушка. Однако в процессе работ не удалось найти материал для изготовления «мешков», который был бы достаточно герметичен, чтобы при длительном хранении блока Е до включения двигателей, гелий не просочился бы в основное пространство баков. В связи с этим уже на стадии экспериментальной отработки была изменена конструкция баков и введены жёсткие разделители, представляющие собой перегородки в баках, выполненные из алюминиевого сплава. Соединение двух полостей каждого бака осуществляется через отверстия, защищённые от прохождения газа в полость под разделителем в невесомости сетчатыми и капиллярными устройствами.

Был проведён большой комплекс экспериментальной отработки, в том числе и на стендах невесомости, на самолёте Ту-16, имитировавшем условия невесомости, и жёсткие разделительные устройства подтвердили свою работоспособность.

КА Т2К

КА Т2К для отработки функционирования систем лунного корабля в условиях космического пространства на околоземной орбите:
1 – посадочный радиолокатор; 2 – каркас; 3 – ракетный блок Е; 4 – блоки системы жизнедеятельности; 5 – система САФ; 6 – прибор наблюдения; 7 – кабина космонавта; 8 – блок двигателей ориентации; 9 – радиатор системы терморегулирования; 10 – стыковочный узел; 11 – ионные датчики; 12 – телевизионная камера; 13 – приборный отсек; 14 – всенаправленные антенны; 15 – антенна; 16 – навесной приборный отсек; 17 – отражатель; 18 – резервный двигатель; 19 – бак окислителя; 20 – бак горючего; 21 – кабель-мачта; 22 – пневмосистема; 23 – слабонаправленные антенны;24 – астровизир; 26 – антенны системы сближения; 27 – антенна системы телеметрии; 28 – баллоны системы СТР; 29 – баллон системы СОГС; 30 – основной двигатель

Проектирование блока Е началось в 1963 году, а двигателей РД-858 (11Д411) и РД-859 (11Д412) – в 1965 году. В 1970–1971 гг. проводились лётные испытания экспериментального образца лунного корабля (Т2К). Корабль Т2К представлял собой ЛК без лунного посадочного агрегата, поскольку лётные испытания проводились на околоземной орбите.

Работоспособность бортовых систем лунного корабля с ракетным блоком была успешно проверена в полёте на околоземной орбите на беспилотных лунных кораблях Т2К, которые были запущены РН «Союз» 24.11.1970 («Космос-379»), 26.02.1971 («Космос-398») и 12.08.1971 («Космос-434»).

Через девять лет после закрытия советской программы пилотируемого полёта на Луну, прекратил своё существование первый из беспилотных кораблей Т2К («Космос-379»). Жаль, что его не сохранили на орбите памятником романтичной эпохи покорения космоса, когда главными были совсем не экономические приоритеты.


 

22 сентября 1905 года родился Эйген Зенгер (Австро-Венгрия).

Эйген Зенгер (Eugen Sänger) родился в городке Преснице (Богемия, Австро-Венгрия), сейчас – Чехия. Учился в Техническом университете города Граца, а в 1929 году закончил Высшую техническую школу в Вене. В 1930-1935 гг. он работал ассистентом в этом же учебном заведении. Специализировался в области гражданского строительства, но после ознакомления с работами Макса Валье и Германа Оберта заинтересовался аэронавтикой. В отличие от Оберта и Годдарда, Зенгер считал, что космонавтика является логическим продолжением авиации. Он стремился к плавному переходу от аэроплана к высотному самолёту стратосферы и далее – к заатмосферной технике. Зенгер собирался сделать заатмосферный самолёт предметом своей диссертации, но университет отклонил это как фантастику. Тогда он ограничился более конкретной тематикой – крылом ферменного типа.

Эйген Зенгер (22.09.1905-10.02.1964)Уже в 1932 году в Технологическом институте Вены Зенгер соорудил испытательный стенд и начал проводить испытания ЖРД. Двигатель со сферической камерой работал на лёгком нефтяном горючем и газообразном или распылённом жидком кислороде. Камера охлаждалась за счёт прокачивания горючего через охлаждающую рубашку под высоким давлением. Позже, в 1930-х гг. Зенгером также был создан ряд двигателей с камерами, образованными одной (или двумя) спирально намотанными трубками, по которым в процессе работы двигателя протекал хладагент, охлаждавший камеру.

В 1933 году Зенгером была написана и издана книга «Техника ракетного полёта» – первая книга по ракетостроению, написанная в академическом стиле. В 1935 и в 1936 году в журнале «Flug» Зенгер опубликовал свои статьи о летательном аппарате, который позднее превратится в проект «Антиподного бомбардировщика Зенгера». С 1936 года Зенгер становится руководителем научно-исследовательского института Министерства авиации рейха в Трауэне, в котором доводит свои исследования до стадии технического проекта.

Схема ЖРД Эйгена Зенгера (1932)Долгое время существовало мнение, что ракеты должны возвращаться в плотные слои атмосферы под небольшим углом и почти до конца Второй мировой войны все расчёты строились именно на этом. Но доктор Эйген Зенгер в сотрудничестве с математиком Иреной Бредт (Irene Bredt), впоследствии ставшей его женой (в 1954 году), предложили новую концепцию. Согласно их теории, ракету следовало возвращать на землю под углом, близким к прямому. Зенгер и Бредт подготовили соответствующий научный доклад, который был засекречен и в количестве 100 экземпляров разослан наиболее крупным учёным и специалистам. Впоследствии несколько экземпляров доклада, озаглавленного «Дальний бомбардировщик с ракетным двигателем», были обнаружены специальными разведывательными группами союзников.

Зенгера интересовал вопрос, что будет, если крылатая ракета войдёт в плотные слои атмосферы слишком быстро и слишком круто. Из доклада было ясно, что в этом случае ракета должна рикошетировать, подобно плоскому камню, касающемуся водной поверхности («баллистический шлепок»). «Отскочив» от плотных слоёв, ракета должна снова уйти вверх, в более разреженные слои атмосферы. Пролетев некоторое расстояние, ракета опять попадёт в плотные слои и вновь рикошетирует. В целом траектория её полёта будет представлять волнистую линию с постепенно затухающей амплитудой. По расчётам Зенгера и Бредт, такая траектория полёта весьма значительно повышала возможную дальность полёта крылатой ракеты.

Суборбитальная ступень бомбардировщика-антипода (3D модель)Основываясь на этом, Зенгер создал концепцию ракетного «бомбардировщика-антипода». Предполагалось, что длина его составит 28 м, размах крыльев – почти 15 м, сухой вес – 20 т, вес топлива и бомбовой нагрузки – 80 т. Полный стартовый вес доводился до 100 т. Но при таком весе очень много топлива требовалось для взлёта, не помогли бы и стартовые ускорители. Доктор Зенгер предложил построить длинный прямой стартовый трек с рельсами длиной 3 км! Самолёт помещался бы на салазки, на которых устанавливалось любое необходимое количество ракетных двигателей. Эти ракетные салазки должны были работать около 10 секунд, что позволяло разогнать самолёт до скорости 500 м/с. Затем ЛА должен был набирать высоту с помощью собственного маршевого двигателя.

«Принимая скорость истечения равной 300 м/с, – писал Зенгер, – можно довести скорость крылатой ракеты до 6000 м/с и поднять её на максимальную высоту 260 км».

Траектория полёта бомбардировщика-антиподаДалее бомбардировщик должен был двигаться по описанной выше траектории. Девятая нижняя точка лежала бы в 16800 км от точки старта. Затем самолёт в течение некоторого времени мог оставаться на высоте 40 км, а в 23000 км от точки старта терял бы высоту и, пролетев ещё 500  км, совершил бы посадку.

Посадочная скорость должна была составить всего 140 км/ч, что давало возможность производить посадку ракетоплана на посадочные полосы большинства аэропортов мира.

Несмотря на детальную проработку траектории полёта и решения проблемы старта, идея Зенгера в 1942 г. была отвергнута – было слишком поздно, чтобы реализовать столь масштабный проект. Кроме того, бомбовая нагрузка составляла всего 300 кг, что было ничтожно мало.

С 1942 года Зенгер работал в DFS (научно-исследовательский центр планеризма в Айнринге). До окончания войны он занимался отработкой технологии прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Тем не менее, он продолжал теоретические исследования по обоснованию возможности осуществления суборбитального полёта с минимальной затратой энергии, которые были обобщены в трудах «О ракетно-космическом самолёте» и «О ракетном двигателе для дальнего бомбардировщика» (1944).

Схема стартового трекаПосле войны Зенгер работал на французское правительство, а в 1949 году основал «Fèdèration Astronautique». В 1951 году он стал первым президентом Международной Астронавтической Федерации. В 1954 году Зенгер вернулся в Германию. Был направлен в научно-исследовательский институт физики реактивных двигателей в Штутгарте. С 1961 по 1963 гг. был консультантом фирмы «Юнкерс» в разработке ПВРД. Кроме того, он занимался разработками солнечного паруса. С 1963 года – профессор кафедры «Элементы космической техники» в Техническом университете в Западном Берлине. В 1961-1964 гг. проводил исследования по космическому пилотируемому самолёту для транспортных полётов на околоземную орбиту, которые были опубликованы в работе «Предложения о разработке европейского космического корабля» (1964). Эйген Зенгер был активным сторонником международного сотрудничества в космонавтике. Он был консультантом Европейской организации по разработке ракет-носителей (ЕЛДО) и Европейской организации по космическим исследованиям (ЕСРО).

Эйген Зенгер и Ирена БредтЗенгер – автор классического труда теоретической космонавтики, написанного в 50-е годы ХХ столетия, чьё название и сегодня звучит несколько фантастически: «К механике фотонных ракет». В предисловии к этой книге он писал о том, что «…быстрое усовершенствование оружия невероятной разрушительной силы показывает всё большую бессмысленность его действительного применения для войны. В недалёком будущем всё человечество должно будет признать, что война не только морально, но и технически бессмысленна». А ещё он чётко представлял «космическое» будущее всего человечества. «Всматриваясь в завтра, – писал Зенгер, – мы видим, как химические ракеты сооружают «внешние земные станции», мы видим термоядерные атомные ракеты, движущиеся на межпланетных путях, и, наконец, ракеты с фотонно-ракетными приводами и прямоточными фотонно-реактивными приводами, проникающие в крайние дали космоса на поиски наших братьев во Вселенной. Для этих задач не хватит сил отдельной нации, нам нужны лучшие умы, лучшие инженеры, лучшие пилоты и вся рабочая сила всех людей, нам нужно человечество, созревшее для межзвёздного пространства».

В настоящее время есть только химические ракеты. Нет ни термоядерных атомных ракет, ни, тем более, фотонных ракет. Может быть дело всё в том, что мы так и не созрели до таких свершений?

Эйген Зенгер умер в Берлине 10 февраля 1964 года в возрасте 58 лет. Его работы по ракетно-космическому самолёту были очень важны как для американских проектов Х-15, Х-20, «Спейс Шаттл», так и для некоторых советских разработок (и не только), о которых мы расскажем в ближайшем будущем.


 

26 сентября 1983 года – спасение экипажа КК «Союз-Т» (Владимира Титова и Геннадия Стрекалова) системой аварийного спасения (СССР).

Первые советские КК 3КА («Восток»), 3КВ («Восход») и 3КД («Восход-2») имели весьма несовершенные возможности спасения космонавтов в случае аварийных ситуаций на старте. На кораблях «Восток» использовалась система индивидуального катапультирования космонавтов, что не обеспечивало достаточной дальности увода и защищённости экипажа (например, при взрыве РН), а также существовали участки полёта, где спасение маловероятно или невозможно. На кораблях «Восход» не было даже возможности катапультирования экипажа, так как в корпус СА «Востока» втиснули не одно, а несколько кресел для размещения космонавтов.

Двигательная установка системы аварийного спасения 11Д828Новые трёхместные корабли «Союз» должны были получить новые возможности функционирования и обеспечения безопасности полёта, обеспечивающие спасение экипажа на всём протяжении участка выведения.

В результате большого объёма проведённых изысканий и исследований в ОКБ С. П. Королёва принимается наиболее рациональная и принципиально новая в отечественной космонавтике схема увода СА специальными пороховыми двигателями с посадкой на штатной системе приземления. В 1963 году в ОКБ-1 были разработаны проектно-компоновочные решения по отделяемому головному блоку (ОГБ) системы аварийного спасения (САС), который в случае аварии должен отделяться от аварийного носителя и уводить на безопасное расстояние отделяемую часть корабля (СА и бытовой отсек). Компоновка выбиралась, исходя из обеспечения его статической аэродинамической устойчивости. Энергетика перемещения ОГБ обеспечивалась группой твердотопливных двигателей, формировавших траекторию полёта.

Двигательная установка системы аварийного спасения 11Д855 корабля «Союз-Т»ДУ САС представляла собой многофункциональный агрегат, состоящий из группы твердотопливных двигателей, предназначенный в аварийной ситуации для увода ОГБ от РН на безопасное расстояние и высоту, достаточную для работы парашютной системы, а в нормальном полёте – сброса ДУ САС на заданном этапе полёта после прохождения плотных слоёв атмосферы.

Работы по созданию ДУ САС проводились на заводе «Искра» в КБ под руководством И. И. Картукова. Непосредственно конструкторскую группу разработчиков возглавлял Б. С. Куликов.

ДУ САС, получившая индекс 11Д828, была выполнена в виде единого блока и устанавливалась сверху на головном обтекателе. В её состав входил центральный двигатель, двигатель разделения, управляющие двигатели, бортовая кабельная сеть и балансировочный груз. Центральный двигатель имел одну камеру сгорания с верхним расположением соплового блока с двенадцатью соплами. Управляющие двигатели размещались над центральным двигателем под защитным обтекателем в виде «грибка». При аварии должен был запускаться центральный двигатель, и ОГБ отделялся и уводился от РН. В связи с разными при аварии наклонами предусматривалась корректировка траектории. Для этого на головном обтекателе размещали гироприборы, по сигналам от них включались управляющие двигатели, вектор тяги ДУ САС отклонялся, и направление движения ОГБ изменялось. В вершине траектории полёта ОГБ происходило разделение СА и бытового отсека, на ДУ САС включался двигатель разделения, СА отделялся от ОГБ.

Монтаж ДУ САС на космический корабльВ условиях нормального полёта сброс головного обтекателя осуществлялся в два этапа: сначала с использованием двигателя разделения уводилась ДУ САС вместе с верхним конусом ГО, затем с помощью специальных твердотопливных двигателей, не относящихся к ДУ САС, сбрасывались створки обтекателя. Лётные испытания корабля «Союз», начавшиеся в конце 1966 года, а также полёты «Зондов» по программе облёта Луны, подтвердили работоспособность САС.

Конструкция космических кораблей «Союз» изменялась и на смену просто «Союзу» пришёл «Союз-Т». По заданию ОКБ-1 заводом «Искра» была создана новая ДУ САС для новой модификации корабля. Были увеличены дальность и высота увода при аварии на старте. Для обеспечения посадки СА вдали от старта вводилась ветровая логика, т.е. учёт ветра при выборе направления увода. При высотных авариях на участке после сброса ДУ САС и до сброса головного обтекателя вводился увод ОГБ вверх и в сторону с помощью двух пар дополнительных двигателей, автономно (вне ДУ САС) размещаемых на головном обтекателе. На первых «Союзах» этот этап полёта не был обеспечен средствами спасения экипажа. Появление таких средств на этом участке позволило внедрить ранний сброс ДУ САС (123-я секунда полёта вместо 160-й секунды), что компенсировало потери массы на модернизацию САС. Кроме того, в составе ДУ САС появился второй дополнительный двигатель увода, устанавливаемый над основным: при аварии на старте он включался и увеличивал высоту увода, а при высотных авариях, где устойчивость ОГБ уменьшалась, этот двигатель выполнял функции дополнительного балансировочного груза.

Космонавты Владимир Титов (слева) и Геннадий Стрекалов (справа)Новая ДУ САС показала себя в деле 26 сентября 1983 года, когда при запуске «Союза-Т» произошла авария РН на старте. Причиной явилось возгорание на ракете, произошедшее в одном из агрегатов системы подачи топлива в газогенераторы ТНА во время предпусковых операций примерно за 2 минуты до старта. Буквально за секунды до взрыва по визуальному наблюдению участников была выдана команда «Авария», сработала автоматика, и ДУ САС увела ОГБ от аварийного носителя. Примерно через 3-4 секунды после отделения ОГБ ракета разрушилась и рухнула в приямок стартового сооружения. САС и системы корабля, участвующие в спасении, полностью выполнили свои задачи. СА с экипажем был удалён на безопасное расстояние от стартового комплекса и совершил посадку вне зоны воздействия аварийной РН. Самочувствие космонавтов после приземления было хорошее. Владимир Титов и Геннадий Стрекалов, испытавшие высокую перегрузку, без последствий для здоровья позже вернулись к своей космической деятельности. Каждый из них успешно осуществил по несколько полётов в космос.

Так в условиях тяжёлой и крайне опасной аварии РН на старте был спасён экипаж готовившегося к запуску космического корабля. Случившееся подтвердило эффективность проектных решений по средствам аварийного спасения экипажа, ещё раз указало на необходимость повышенного внимания к их разработке, и свидетельствовало о важности и значимости многолетних усилий разработчиков ракетно-космической техники по созданию САС и её агрегатов.


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. А. М. Первушин. Битва за звезды: Космическое противостояние. – ООО «Издательство АСТ», 2003.
  2. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное» / Под ред. генерального конструктора, академика С. Н. Конюхова. – Днепропетровск: ГКБ «Южное» им. М. К. Янгеля, 2000.
  3. Двигатели 1944-2000. Авиационные, ракетные, морские, промышленные. – М.: «АКС-Конверсалт», 2000.
  4. А. М. Первушин. Битва за звезды: Ракетные системы докосмической эры. – ООО «Издательство АСТ», 2003.
  5. А. В. Амброжевич. Развитие транспортных систем с ЖРДУ. – Харьков: Рукопись, 2007.
  6. И. А. Князев, А. Ф. Докучаев. История создания двигательных установок системы аварийного спасения космических кораблей «Союз» / В кн. «История развития отечественной пилотируемой космонавтики» / Сост. М. А. Первов. – Федеральное космическое агентство, Российская академия космонавтики им. К. Э. Циолковского, 2015.
  7. А. Н. Новиков, В. А. Тимченко, И. И. Хамиц. Система аварийного спасения космических кораблей «Союз» / В кн. «Создание перспективных двигателей твёрдого ракетного топлива», под ред. М. Д. Граменицкого. – М.: Издательство МАИ, 2004.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru