Расчет летно-технических характеристик самолета гражданской авиации

Размещено на http://www.allbest.ru/

ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

Расчет летно-технических характеристик самолета гражданской авиации

к расчетно - графической работе по дисциплине «Динамика полета»



Содержание

самолет полетный скорость двигатель

Исходные данные

1 Расчёт основных ЛТХ самолёта

1.1 Определение полётной массы самолёта

1.2 Расчёт и построение полётных поляр

1.3 Расчёт и построение кривых потребных тяг Жуковского

1.4 Расчёт и построение кривых располагаемых тяг самолёта со струйными движителями (ТРДД)

1.5 Определение характерных скоростей горизонтального полёта и построение диапазона скоростей полёта самолёта

1.6 Определение максимальной вертикальной скорости, скорости набора высоты и потолка самолёта

1.7 Расчёт и построение барограммы набора высоты самолётом

1.8 Расчёт и построение поляры скоростей планирования самолёта

Основные ЛТХ самолета

Список литературы

Приложение А



Исходные данные

Таблица 1

1	Расчётная крейсерская скорость,	960 км/ч
2	Расчётная высота полёта,	13100 м
3	Взлётная масса,	245000 кг
4	Площадь крыла,	328,96
5	Тип двигателя (с указанием степени двухконтурности для ТРДД)	6
6	Статическая тяга двигателя,	3222000 Н
7	Статический удельный расход топлива,	0,036 кг/(н·ч)
8	Вариант АХ	6

Таблица 2

Полетная конфигурация самолета для АХ-6

	0	2	4	6	8	10	12	14	16	18	20	22
	0,00	0,16	0,32	0,48	0,64	0,80	0,965	1,11	1,23	1,29	1,31	1,25

Таблица 3

M = 0+0,95		0,00	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,35
M ? 0,60 M = 0,80 M = 0,85 M = 0,90 M = 0,95		0,0200 0,0210 0,0240 0,0280 0,0340	0,0204 0,0215 0,0254 0,0310 0,0395	0,0215 0,0233 0,0288 0,0364 0,0495	0,0289 0,0335 0,0425 0,0583 0,0895	0,0410 0,0545 0,0750 - -	0,0620 0,0975 - - -	0,0970 - - - -	0,1540 - - - -	0,1812 - - - -



1. Расчет основных ЛТХ самолета

1.1 Определение полётной массы самолёта

Расчёт основных лётно - технических характеристик (ЛТХ) самолёта производим для средней полётной массы

,

где - взлётная масса [кг], указанная в задании;

- полный запас топлива [кг].

Приближённо величину полного запаса топлива можно принять:

,

где для самолётов с ТРД, ТРДД, .

Примем А = 0,5

Вес (силу тяжести) самолёта определяем по его средней полётной массе:

,

где ; в кг.



1.2 Расчёт и построение полётных поляр

Полётные поляры (поляры режимов горизонтального полёта) рассчитываем для пяти высот полёта ():

- для каждой высоты полёта по таблицам международной стандартной атмосферы (приложение) определяем давление окружающей среды (Па), а величину потребного коэффициента подъёмной силы определяем по формуле

где - площадь крыла самолета (;- число Маха полета.

Принимаются значения , при которых для полетной конфигурации самолета задана в табличном виде зависимость

- для каждой высоты полёта точки, соответствующие полученным значениям , отмечаем на каждой зависимости , соединяя их плавной кривой. Получаем поляры режима горизонтально установившегося полёта для фиксированных высот и массы самолёта при различных значениях М полёта.

На рисунке 1.2.1 представлены зависимости .



Рисунок 1.2.1 Зависимость

Решения сводим в таблицы 1.2.1 и 1.2.2.

Таблица 1.2.1

Зависимость коэффициента подъемной силы самолета от давления окружающей среды и числа полета

Величина	Полученные данные
Высота Н, км	0	3	6	9	11,5
Давление Р, Па	101325	70125	47213	30791	20976
	Значения
0,3	0,8584	1,2403	-	-	-
0,4	0,4829	0,6977	1,0362	-	-
0,5	0,3090	0,4465	0,6632	1,0169	-
0,6	0,2146	0,3101	0,4606	0,7062	1,0366
0,8	0,1207	0,1744	0,2591	0,3972	0.5831
0,85	0,1069	0,1545	0,2295	0,3519	0,5165
0,9	0,0954	0,1378	0,2047	0,3139	0,4607
0,95	0,0856	0,1237	0,1837	0,2817	0,4135



Таблица 1.2.2

Зависимость коэффициента лобового сопротивления самолета от давления окружающей среды и числа полета

Величина	Полученные данные
Высота Н, км	0	3	6	9	11,5
Давление Р, Па	101325	70125	47213	30791	20976
	Значения
0,3	0,0711	0,1778	-	-	-
0,4	0,0032	0,0499	0,1038	-	-
0,5	0,0254	0,0305	0,0462	0,0996	-
0,6	0,0225	0,0254	0,0312	0,0509	0,1039
0,8	0,0212	0,0221	0,0244	0,0315	0,0513
0,85	0,0238	0,0249	0,0284	0,0381	0,0592
0,9	0,0304	0,0324	0,0367	0,0469	0,0669
0,95	0,0377	0,0408	0,0474	0,0627	0,0923

На рисунках А.1 - А.5 приложения A представлены поляры режима горизонтального установившегося полета.

1.3 Расчёт и построение кривых потребных тяг Жуковского

Расчёт свойств самолёта с ТРДД производим методом тяг.

Кривые потребных тяг рассчитываем для следующих высот: Н = 0, 3, 6, 9, 11,5 км.

Порядок расчёта:

- на принятой высоте, задаёмся рядом значений коэффициента подъёмной силы, (начиная и включая ;

- при принятых значениях по соответствующей полётной поляре снимаем соответствующие им значения коэффициента лобового сопротивления;

- определяем аэродинамическое качество



K = ;

- подсчитаем потребную тягу

;

- определяем скорость, потребную для горизонтального полёта на каждой принятой высоте и при каждом принятом значении коэффициента

м/с)

где с - плотность воздуха (кг/),

S - площадь крыла ().

Расчётные данные сводим в таблицы 1.3.1 - 1.3.5.

Таблица 1.3.1

Значения потребных тяг в зависимости от скорости горизонтального полета на высоте Н = 0 км

Величина	Полученные значения
	0,0856	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7
	0,038	0,024	0,026	0,028	0,034	0,04	0,048
К	2,271	8,333	11,539	14,286	14,706	15	14,583
, Н	763896	216311	156224	126181	122576	120173	123606
с, кг/	1,225
V, м/с	323,286	211,499	172,688	149,552	133,764	122,109	113,051
V, км/ч	1163,83	761,397	621,678	538,389	481,549	439,593	406,984
Величина	Полученные значения
	0,8	0,9	1	1,2361
	0,06	0,08	0,108	0,175
К	13,333	11,25	9,259	7,049
, Н	135194	160230	194679	255722
с,кг/	1,225
V, м/с	105,75	99,702	94,585	85,074
V, км/ч	380,698	358,956	340,507	306,265

Таблица 1.3.2

Значения потребных тяг в зависимости от скорости горизонтального полета на высоте Н = 3 км

Величина	Полученные значения
	0,12369	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7
	0,04078	0,022	0,024	0,028	0,032	0,04	0,05
К	3,033	9,091	12,5	14,286	15,625	15	14
, Н	594304	198284	144207	126181	115365	120172	128756
с, кг/	0,90941
V, м/с	312,136	245,469	200,425	173,573	155,248	141,722	131,209
V, км/ч	1123,691	883,689	721,529	624,862	558,894	510,198	472,351
Величина	Полученные значения
	0,8	0,9	1	1,2403
	0,06	0,076	0,102	0,177
К	13,333	11,842	9,804	6,979
, Н	135194	152218	183863	258259
с, кг/	0,90941
V, м/с	122,735	115,715	109,777	98,571
V, км/ч	441,844	416,575	395,198	354,855

Таблица 1.3.3

Значения потребных тяг в зависимости от скорости горизонтального полета на высоте Н = 6 км

Величина	Полученные значения
	0,1837	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7
	0,0474	0,038	0,026	0,028	0,034	0,04	0,05
К	3,876	5,263	11,539	14,286	14,706	15	14
, Н	465121	342492	156224	126181	122576	120173	128756
с, кг/	0,66022
V, м/с	300,603	288,093	235,277	203,712	182,206	166,33	153,992
V, км/ч	1082,169	1037,13	846,816	733,364	655,941	598,789	554,371
Величина	Полученные значения
	0,8	0,9	1	1,0362
	0,062	0,08	0,098	0,1038
К	12,903	11,25	10,204	9,983
, Н	139701	160230	176654	180572
с, кг/	0,66022
V, м/с	144,046	135,808	128,839	126,568
V, км/ч	518,567	488,909	463,82	455,646

Таблица 1.3.4

Значения потребных тяг в зависимости от скорости горизонтального полета на высоте Н = 9 км

Величина	Полученные значения
	0,28169	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8
	0,0627	0,052	0,032	0,036	0,044	0,05	0,062
К	4,493	5,769	12,5	13,889	13,636	14	12,903
, Н	401229	312448	144207	129786	132189	128756	139700
с, кг/	0,46712
V, м/с	288,597	279,651	242,185	216,617	197,743	183,075	171,251
V, км/ч	1038,949	1006,74	871,866	779,821	711,876	659,069	616,503
Величина	Полученные значения
	0,9	1	1,1	1,255
	0,076	0,094	0,128	0,187
К	11,842	10,638	8,594	6,715
, Н	152218	169443	209755	268449
с, кг/	0,46712
V, м/с	161,457	153,171	146,043	136,727
V, км/ч	581,244	551,416	525,755	492,219

Таблица 1.3.5

Значения потребных тяг в зависимости от скорости горизонтального полета на высоте Н = 11,5 км

Величина	Полученные значения
	0,4135	0,5	0,7	0,8	0,9	1	1,037
	0,0924	0,063	0,063	0,075	0,087	0,099	0,1039
К	4,475	7,937	11,111	10,667	10,321	10,101	9,981
, Н	402803	227126	162233	168993	174651	178456	180606
с, кг/	0,33728
V, м/с	291,552	265,136	224,081	209,608	197,621	187,479	184,104
V, км/ч	1049,587	954,489	806,691	754,59	711,434	674,926	662,776

Графики потребных тяг приведены совместно с графиками располагаемых тяг на рисунках А.6 - А.10.

1.4 Расчёт и построение кривых располагаемых тяг

Располагаемая тяга самолета с струйным движителями равна

где i - число двигателей;

статическая тяга одного двигателя;

относительная тяга ТРД в эксплуатационном диапазоне (при , ),которая определяется по типовой высотно-скоростной характеристике двигателя с заданной степени двухконтурности двигателя .

Кривые располагаемых тяг рассчитываем для тех же высот, для которых рассчитывали кривые потребных тяг, т.е. для Н = 0, 3, 6, 9, 11,5 км. В следующей последовательности:

- на принятых высотах задаёмся рядом скоростей и на каждой принятой высоте и скорости по соответствующей типовой характеристике ТРД определяем относительную тягу;

- подсчитываем располагаемую тягу силовой установки самолета для принятых высот и скоростей полета;

- строим кривые располагаемых тяг на том же рисунке, на котором построены кривые потребных тяг .

Результаты расчета располагаемых тяг сводим в таблицу 1.4.



Таблица 1.4

Значения тяг в зависимости от скорости горизонтального полета и высоты полета

Высота	Величина	Принятые или полученные данные
	V,км/ч	0	200	400	600	800	1000
Н = 0		-	0,826	0,7	0,613	0,54	0,487
	, Н	-	550116	466200	408258	359640	324342
Н = 3		0,8	0,667	0,58	0,513	0,46	0,367
	, Н	532800	444222	386200	341658	306360	244422
Н = 6		-	0,533	0,473	0,427	0,387	0,367
	, Н	-	354978	315018	284382	257742	244422
Н = 9		-	0,42	0,373	0,34	0,32	0,3
	, Н	-	279720	248418	226440	213120	199800
Н = 11,5		-	0,327	0,287	0,263	0,24	0,239
	, Н	-	217782	191142	175158	159840	159174

Графики располагаемых тяг приведены совместно с графиками потребных тяг Жуковского на рисунках А.6 - А.10.

1.5 Определение характерных скоростей горизонтального полёта методом тяг и построение диаграммы диапазона скоростей

У самолёта с ТРД в качестве характерных скоростей в горизонтальном полёте принимаем скорости:

- теоретическую минимальную;

- наивыгоднейшую;

- крейсерскую;

- максимальную;

- практическую минимальную (скорость горизонтального полета, которая разделяет I и II режимы полета).

определяем как скорость, при которой отношение тяг является наименьшим. Для ее определения необходимо:

- в диапазоне 150 - 200 км/ч с интервалом 20 - 50 км/ч задаться 5 - 10 значениями скоростей;

- на каждой принятой скорости просчитаем значения потребной и располагаемой тяг;

- вычисляем отношение на всех принятых скоростях;

- по данным расчёта на каждой высоте построим кривую ;

- по минимуму кривой определяем .

Результаты расчета на принятых высотах сводим в таблицу 1.5.1.

Таблица 1.5.1

Данные для вычисления практической минимальной скорости

Н = 0 км	V, км/ч	320	340	360	380	400	420
	, Н	230000	194679	160230	135194	123606	120000
	, Н	500000	490000	480000	470000	460000	454000
		0,46	0,397	0,334	0,288	0,268	0,264
Н = 3 км	V, км/ч	360	380	400	420	440	460
	, Н	250000	210000	182863	152218	135194	130000
	, Н	398000	390000	386280	380000	372500	370000
		0,628	0,538	0,473	0,401	0,363	0,351
Н = 6 км	V, км/ч	460	480	500	520	540	560
	, Н	176653	165000	152000	139700	133000	128756
	, Н	305000	303000	300000	293000	291000	290000
		0,579	0,545	0,507	0,477	0,457	0,444
Н = 9 км	V, км/ч	520	540	560	580	600	620
	, Н	220000	186000	161000	152218	145000	139700
	, Н	235000	232000	230000	228000	226440	225000
		0,936	0,802	0,7	0,668	0,640	0,621
Н = 11,5 км	V, км/ч	780	800	820	840	860	870
	, Н	166000	164500	162000	160500	160200	159228
	, Н	160000	159840	159500	159000	159400	159228
		1,037	1,029	1,016	1,009	1,005	1

Кривые изображены на рисунках A.11 - A.14.

Значения всех характерных скоростей для всех принятых высот сводим в таблицу 1.5.2.

Таблица 1.5.2

Характерные скорости установившегося горизонтального полета

, км
0	306,265	420	439,593	538,389	859,5
3	354,855	460	558,894	721,758	928
6	463,82	560	598,799	733,364	920
9	506	620	659,07	840	925
11,5	870	870	870	870	870

Графики характерных скоростей представлены на рисунке A.15.

1.6 Определение максимальной вертикальной скорости, скорости набора высоты и потолка самолёта

Максимальную вертикальную скорость определяем для установившегося ( = const) набора высоты. При этом допущении расчёт и сводится к определению и скорости при ней в следующей последовательности:

- по кривым тяг Жуковского в зоне наибольшего избытка тяги на каждой принятой высоте задаёмся 4 - 5 значениями скоростей;

- на каждой скорости определяем по кривым значения располагаемой и потребной тяг;

- вычисляем на каждой скорости избыток тяги

, (Н);

- определяется избыток мощности

, (Вт);

- cтроим на каждой принятой высоте кривую избытка мощности

- по максимуму кривых определяем и ;

- вычисляем максимальную вертикальную скорость на каждой принятой высоте по формуле

, (м/с).

Результаты расчёта приведены в таблицах 1.6.1 и 1.6.2.

Таблица 1.6.1

Данные для построения кривых избыточной мощности

, км	, кН	, кН	,	,	, кН	,кВт
0	290,8	194,6	340	94,4	290,8	27466,4
	339,8	135,2	380	105,5	339,8	35868,4
	342,5	123,6	406	112,7	342,5	38636,9
	331,8	120,2	440	122,1	331,8	40556,7
	317,4	122,5	480	133,3	317,4	42323,3
	301,4	126,5	540	150	301,4	452128,5
	245,7	156,2	620	172,2	245,7	42328,1
	226	165	660	183,3	226	41433,3
	209	174	700	194,4	209	40638,8
, км	, кН	, кН	,	,	, кН	,кВт
3	390	210	380	105,5	180	19000
	369	128,7	470	130,5	240,2	31365,1
	360	120,1	510	141,6	239,8	33975,6
	352	118	540	150	234	35100
	350	115,3	560	155,5	234,6	36498,7
	343	118	580	161,1	225	36250
	338	126,1	620	172,2	211,8	36479,9
	329	135	680	188,8	194	36644,4
	325	140	700	194,4	185	35972,2
6	305	176,6	460	127,7	128,3	16399,8
	298	139,7	520	144,4	158,3	22865,5
	293	132	540	150	161	24150
	290	128,7	560	155,5	161,2	25082,4
	288	122	580	161,1	166	26744,4
	284,3	120,1	600	166,6	164,2	27368,3
	276	122,7	660	183,3	153,2	28094,9
	270	124	700	194,4	146	28388,8
	263	132	760	211,1	131	27655,5
9	228,5	152,2	580	161,1	76,2	12289,8
	225	139,7	620	172,2	85,3	14690,5
	223	132	640	177,7	91	16177,7
	222	128,7	660	183,3	93,2	17094,7
	221	130	680	188,8	91	17188,8
	220	131	700	194,4	89	17305,5
	218	130	720	200	88	17600
	214	129,7	780	216,6	84,2	18248,5
	212	130	800	222,2	82	18222,2
	210	138	860	238,8	72	17200
11,5	159,2	159,2	870	241,6	0	0

Кривые избыточной мощности приведены на рисунках A.16 - A.19.

Таблица 1.6.2

Итоговая таблица для построения кривых изменения , по высоте полета

, км	,	, кВт	,
0	540	45212,8	25
3	560	36498,7	20,2
6	600	27368,3	15,1
9	660	18248,5	10,1
11,5	870	0	0

Кривые изменения , по высоте полета представлены на рисунках A.20 и A.21.

По кривой определяем теоретический и практический потолки самолета: , .



1.7 Расчёт и построение барограммы набора высоты самолётом

Барограммой набора высоты называется графическая зависимость высоты от времени набора.

Зная вертикальные скорости при наборе высоты можно найти время для набора самолетом заданной высоты полета

.

Определение интеграла выполняем приближённым численным методом в следующей последовательности:

- используя график строим зависимость в диапазоне высот H = 0…;

- делим диапазон высот от H до на ряд участков так, чтобы интервал ?H соответствовал условию, что подынтегральная функция изменялась на выбранном интервале не более, чем в 1,5 раза;

- определяем среднее значение подынтегральной функции в каждом выбранном диапазоне

- вычисляем время набора каждого выбранного интервала высот

- последовательным суммированием времени набора высоты всех предыдущих участков определяем время набора практического потолка

Результаты расчётов сводятся в таблицы 1.7.1 и 1.7.2.

Таблица 1.7.1

Данные для построения зависимости

Н, км	, м/с
0	25	0,039
3	20,2	0,049
6	15,1	0,066
9	10,1	0,099
11,4	0,5	2

Кривая представлена на рисунке A.22.

Таблица 1.7.2

Данные для построения барограммы подъёма самолёта

H, км	, с/м	?H, км	, с/м	, мин	, мин
0	0,03986892	-	-	-	0
3	0,049388	3	0,04462846	2,231423	2,231423
4,5	0,055	1,5	0,052194	1,30485	2,81565
6	0,065864	1,5	0,060432	1,5108	5,047073
6,8	0,07	0,8	0,067932	0,90576	5,952833
7,6	0,09	0,8	0,08	1,0666667	7,0195
9	0,105447	1,4	0,0977235	2,280215	9,299715
9,05	0,0164	0,05	0,0609235	0,0507696	9,350484
9,1	0,175	0,05	0,0957	0,07975	9,430234
9,2	0,25	0,1	0,2125	0,3541667	9,784401
9,3	0,35	0,1	0,3	0,5	10,2844
9,5	0,49	0,2	0,42	1,4	11,6844
9,8	0,735	0,3	0,6125	3,0625	14,7469

Барограмма подъёма самолёта представлена на рисунке A.23.

1.8 Расчёт и построение поляры скоростей планирования самолёта

Расчёт проводится по средней высоте полёта

При посадочной массе самолёта и сводится к расчёту и построению поляры скоростей планирования и наибольшей дальности планирования, наибольшей продолжительности планирования.

Посадочная масса самолёта:

.

Необходимую для расчёта поляру планирования принять совпадающей с полярой самолёта при .

Расчёт проводится в следующей последовательности:

- задаёмся рядом значений коэффициента подъёмной силы с интервалом 0,1…0,2 в диапазоне от до ;

- по поляре планирования по принятым значениям определяем соответствующие им значения коэффициента лобового сопротивления самолёта ;

- вычисляем при каждом принятом значении аэродинамическое качество K



- определяем тангенс угла планирования угол планирования ;

- определяем скорость планирования

- находим горизонтальную и вертикальную составляющие скорости планирования

- по полученным значениям скоростей и строим поляру скоростей планирования;

- делаем разметку углов атаки на поляре скоростей планирования;

- путём проведения касательной из начала координат к поляре скоростей планирования определяем режимы наибольшей дальности планирования и наибольшего времени планирования;

- расчёты сводим в таблицу 1.8.



Таблица 1.8

Итоговая таблица для построения поляры скоростей планирования

Принятые значения	Полученные значения
		K		, град	, м/с	, м/с	, м/с
0	0,02	0	-	-	-	-	-
0,1	0,0194	5,12978	0,1949	11,03	0,1913	0,9815	355,43
Принятые значения	Полученные значения
		K		, град	, м/с	, м/с	, м/с
0,2	0,0220	9,06417	0,1103	6,29	0,1096	0,9939	239,67
0,4	0,0285	14,0082	0,0713	4,08	0,0712	0,9974	169,77
0,6	0,0403	14,8817	0,0671	3,84	0,0669	0,9977	138,64
0,8	0,0626	12,7725	0,0782	4,48	0,0781	0,9969	120,01
1,2	0,1568	7,6523	0,1306	7,45	0,1296	0,9915	97,729
1,31	0,2271	5,7666	0,1734	9,84	0,1708	0,9852	93,240
0	0,02	0	-	-	-	-	-

Поляра скоростей планирования представлена на рисунке A.24.

На рисунке A.25 изображена зависимость .

Режиму наибольшей дальности планирования соответствует:

.

Режиму наибольшего времени планирования соответствует:

.



Приложение А

Рисунок А.1 Полетная поляра для высоты

Рисунок А.2 Полетная поляра для высоты



Рисунок А.3 Полетная поляра для высоты

Рисунок А.4 Полетная поляра для высоты



Рисунок А.5 Полетная поляра для высоты

Рисунок А.6 Графики располагаемой и потребных тяг Жуковского для высоты



Рисунок А.7 Графики располагаемой и потребных тяг Жуковского для высоты

Рисунок А.8 Графики располагаемой и потребных тяг Жуковского для высоты



Рисунок А.9 Графики располагаемой и потребных тяг Жуковского для высоты

Рисунок А.10 Графики располагаемой и потребных тяг Жуковского для высоты



Рисунок 1.5.1 График для высоты

Рисунок A.11 График для высоты



Рисунок A.12 График для высоты

Рисунок A.13 График для высоты



Рисунок A.14 График для высоты

Рисунок A.15 Диаграмма характерных скоростей



Рисунок A.16 Кривая избыточной мощности для высоты

Рисунок A.17 Кривая мощности для высоты



Рисунок A.18 Кривая мощности для высоты

Рисунок A.19 Кривая мощности для высоты



Рисунок A.20 Кривая изменения

Рисунок A.21 Кривая изменения



Рисунок A.22 Зависимость

Рисунок A.23 Барограмма полета самолета



Рисунок A.24 Поляра скоростей планирования

Рисунок А.25 Зависимость



Список литературы

1. Алаторцев В.П. Методические указания к выполнению курсовой работы по динамике полёта. Уфа: ГОУ ВПО УГАТУ, 2005, 45 с.

2. Атмосфера стандартная. Параметры. ГОСТ 4401-81. М.: издательство стандартов, 1981, 180 с.

3. Система менеджмента качества. Графические и текстовые конструкторские документы.Общие требования к построению, изложению, оформлению. СТО УГАТУ 016-2007. Уфа: УГАТУ, 2007, 93 с.

4. http://www.airwar.ru

Размещено на Allbest.ru