Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
О. п. с. применяется также как средство предотвращения отрыва пограничного слоя к реализации около тела течения, близкого к безотрывному течению идеальной жидкости. Впервые на это указал Л. Прандтль (1904), который путём отсоса жидкости через щели в кормовой части кругового цилиндра практически полностью устранил отрыв пограничного слоя с его поверхности. Правда, при этом как расход отсасываемой жидкости, так и энергетические затраты на отсос очень значительны. О. п. с. как средство управления пограничным слоем используется, например, для энергетической механизации крыла. См. также статью Управление пограничным слоем. В. А. Башкин. Зависимость ct от lgRex: сплошные кривые — ламинарное течение, штриховая кривая — турбулентное течение. Охайн (Chain) Ханс Пабст фон (р. 1911) — немецкий конструктор турбореактивных двигателей. Учился в физическом институте Гёттингенского университета, где разработал концепцию турбореактивного двигателя с центробежным компрессором, в 1930 получил свой первый патент. В 1936 поступил на фирму «Хейнкель», где создал турбореактивный двигатель He S1 с тягой 980 Н, а затем улучшенные варианты He S3 и He S3A. В 1939 состоялся первый полёт экспериментального самолёта He 178 с турбореактивным двигателем He S3B, в 1941 начались лётные испытания самолёта He 280 с двумя турбореактивными двигателями He S8A с тягой по 4900 Н. В 1942 О. создал двигатель He S30, доводка которого была прекращена, поскольку началось серийное производство турбореактивных двигателей фирмы «Юнкерс». В 1947 эмигрировал в США, где работал в различных научно-исследовательских центрах. охлаждаемая конструкция — одна из возможных термосиловых конструкций гиперзвукового летательного аппарата, в системе теплозащиты которой используется внутреннее конвективное охлаждение. Конструктивные элементы О. к., образующие внешние обводы летательного аппарата, представляют собой панели (рис. 1), включающие каналы для хладагента, которые одновременно могут служить силовыми подкрепляющими элементами. Система теплозащиты О. к. выполняется по одноконтурной (открытой) схеме, в которой хладагент выполняет функции и теплоносителя и теплопоглотителя, или по двухконтурной схеме, в которой теплоноситель циркулирует по замкнутому контуру, передавая теплоту расходуемому теплопоглотителю (рис. 2). Теплопоглотителем может служить топливо основной силовой установки. В качестве теплоносителя в двухконтурных системах теплозащиты используется водный раствор этиленгликоля, калий-натриевая эвтектика (жидкометаллический теплоноситель) и другие. Система теплозащиты О. к. включает также коллекторы подачи и сбора хладагента, подводящие и отводящие магистрали, регулирующую и измерительную аппаратуру, теплообменник (в двухконтурных системах), насосы подачи (отвода) хладагента. Для повышения эффективности системы в каналах охлаждения панелей и теплообменниках используются различные интенсификаторы теплообмена. Благодаря работе системы охлаждения максимальная температура силовых элементов О. к. ограничивается некоторым заданным значением независимо от значения теплового потока, подводимого к поверхности летательного аппарата вследствие аэродинамического нагревания. Это позволяет использовать конструкционные материалы с высокой удельной прочностью, уменьшить температурные напряжения, исключить ползучесть материала и другие нежелательные явления, связанные с тепловым воздействием на конструкцию. Недостатки О. к. — повышенная сложность по сравнению с горячей конструкцией, определяемая наличием большого числа дополнит, элементов и необходимостью регулирования расхода хладагента в каждой зоне конструкции и в зависимости от режима движения летательного аппарата, а также пониженная надёжность, так как выход из строя даже одного из каналов охлаждения может привести к недопустимому возрастанию температуры панели.
Рис. 1. Панели охлаждаемой конструкции: а — с внешним «тепловым барьером»; б — с охлаждением внешней поверхности: 1 — обшивка; 2 — канал охлаждения; 3 — подкрепляющий стрингер; 4 — сотовый заполнитель; 5 — теплоизоляционное покрытие. Рис. 2. Схемы систем охлаждения: а — одноконтурная; б — двухконтурная: 1 — охлаждаемая панель; 2 — коллекторы; 3 — магистраль; 4 — насос; 5 — регулятор расхода; 6 — теплообменник. охлаждение двигателя газотурбинного — защищает от перегрева основную камеру сгорания, турбину, затурбинное устройство, форсажную камеру сгорания и реактивное сопло. Охлаждаются также масло, циркулирующее в маслосистеме, и опора с подшипниками. Для регулирования радиального зазора между корпусом и рабочими лопатками компрессора в некоторых двигателях охлаждается корпус компрессора. Основным хладагентом является воздух, отбираемый из промежуточных ступеней компрессора или за ним, мотогондола продувается встречным потоком воздуха. Масло охлаждается, как правило, топливом двигателя, реже — встречным потоком воздуха. Охлаждение масла происходит в специальных теплообменниках (см. Масляная система). Для охлаждения стенок жаровых труб в основных камерах сгорания применяется конвективно-плёночная система охлаждения. Охлаждающий воздух подаётся через несколько кольцевых щелей в стенке вдоль внутренней поверхности жаровой трубы. По мере роста параметров рабочего процесса двигателя возрастают лучистые потоки теплоты светящегося пламени в жаровой трубе к её стенкам, в связи с чем растет число поясов охлаждения и увеличивается конвективная составляющая охлаждения. Для снижения температуры стенки жаровой трубы на её внутреннюю поверхность наносятся теплозащитные покрытия. Для тепловой защиты силового корпуса форсажной камеры от высокотемпературных продуктов сгорания применяют ненапряжённые (в силовом отношении) проницаемые экраны. По тракту охлаждения (каналу между корпусом и экраном) протекает газ (или чистый воздух) с относительно низкой температурой. Вытекающий из тракта охлаждения через отверстие или щели в экране газ охлаждает экран, а остальной газ в конце тракта поступает для охлаждения реактивного сопла. В современных авиационных газотурбинных двигателях температура газа перед турбиной значительно превышает уровень температур, допустимый по условиям жаростойкости и жаропрочности применяемых в турбинах материалов. Поэтому требуется интенсивное охлаждение узлов турбины для обеспечения её работоспособности. Наиболее теплонапряжёнными элементами являются сопловые и рабочие лопатки, диски турбин. При умеренном уровне температуры газа перед турбиной (до 1250 К) применялись простейшие схемы воздушного охлаждения — обдув воздухом дисков, корпусов и хвостовиков лопаток. более высокие температуры газа перед турбиной были освоены в результате разработки развитых схем охлаждения турбин и применения новых литейных жаропрочных сплавов на никелевой основе. Для охлаждения используется воздух, отбираемый из компрессора двигателя. Для охлаждения сопловых лопаток первых ступеней турбин чаще всего используется конвективно-плёночная схема с внутренним дефлектором. В сопловых лопатках последующих ступеней применяется чисто конвективная схема охлаждения с внутренним дефлектором. На рис. а показана типичная конвективно-пленочная схема охлаждения сопловых лопаток. Для охлаждения рабочих лопаток применяются разнообразные схемы охлаждения, одна из которых показана на рис. б. В некоторых конструкциях рабочих лопаток применяется такое же конвективно-пленочное охлаждение, как и в сопловых лопатках. При конвективно-плёночном охлаждении соплового аппарата первой стукни турбины за расчётную температуру газа, определяющую работу турбины, принимается температура смеси газа и охлаждающего воздуха в критическом сечении решётки соплового аппарата. Тепловое состояние самого соплового аппарата определяется по максимальным локальным значениям температуры газа на входе, которые заметно больше среднемассовой температуры газа из-за неравномерности поля температур на выходе из камеры сгорания. Окружная неравномерность поля температур газа перед сопловым аппаратом не влияет на температуру рабочих лопаток вследствие естественного осреднения поля при вращении рабочего колеса. Для теплового состояния рабочих лопаток и диска большое значение имеет радиальное поле температур газа, осреднённых в каждом коаксиальном сечении проточной части турбины. Обычно максимальное значение температуры газа наблюдается в среднем сечении; в периферийном и корневом сечениях температуры газа снижаются, что создаёт благоприятные условия для охлаждения корпусов и дисков турбины. Охлаждение турбины связано с определённым ухудшением параметров двигателя, которое становится тем большим, чем больше расход воздуха на охлаждение. Уменьшение расхода охлаждающего воздуха достигается путём снижения его температуры в теплообменнике промежуточного охлаждения или при отборе его из промежуточных ступеней компрессора. Повышение эффективности охлаждения, применение новых жаропрочных и жаростойких материалов и теплозащитных покрытий также приводит к уменьшению расхода охлаждающего воздуха или даёт возможность дальнейшего повышения температуры газа перед турбиной. При относительно малых лучистых потоках теплоты от продуктов сгорания к стенкам реактивного сопла их тепловая защита сводится только к оттеснению высокотемпературных продуктов сгорания от стенок, поэтому охлаждение стенок сопла осуществляется с помощью одной завесы воздуха, организуемой в дозвуковой части сопла. Совершенствование систем охлаждения узлов авиационных газотурбинных двигателей является необходимым условием форсирования его параметров и расширения области применения двигателей по скорости полёта.
Охлаждаемые турбинные лопатки: а — сопловая; б — рабочая; 1 — корпус сопловой лопатки; 2 — передний дефлектор; 3 — турбулизаторы потока охлаждающего воздуха; 4 — задний дефлектор; 5 — отверстия перфорации; 6 — ребро, направляющее поток охлаждающего воздуха; 7 — корпус рабочей лопатки. Павлов Иван Фомич (1922—1950) — советский лётчик, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945), майор. В Советской Армии с 1940. Окончил Чкаловскую военную авиационную школу пилотов (1942), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1949). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи, штурманом авиаполка. Совершил свыше 200 боевых вылетов. После войны командовал авиаполком. Погиб при исполнении служебных обязанностей. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1 й степени, медалями. Бронзовый бюст в Кустанае. Лит.: Кириллов П. П., А родом он из Кустаная, в его кн.: Оставшийся в легенде, М., 1983. И. Ф. Павлов. «Пайпер» (Piper Aircraft Corp.) — самолётостроительная фирма США. Основана в конце 20 х гг. под названием «Тейлор эркрафт» (Taylor Aircraft Co.), современное название с 1937. Выпускает лёгкие самолёты авиации общего назначения с поршневыми двигателями и турбовиновыми двигателями. Наибольшее распространение получили: J-3 «Каб» (первый полёт в 1936, построено 14 125), РА-28 «Супер каб» (1949, построено 5135) и РА-28 «Чероки» (1963, построено свыше 10 тысяч). В 80 х гг. серийно выпускалось более 20 типов лёгких административных самолётов, среди них: с поршневыми двигателями — «Арчер», «Дакота», «Турбо арроу», «Сенека», «Навахо», «Чифтен», «Уорриор», «Малибу», с турбовинтовыми двигателями — «Шайенн». К началу 1990 построено около 130 тысяч самолётов. палубный летательный аппарат — то же, что корабельный летательный аппарат. «Пан Ам» (Pan-Am, Pan American World Airways) — авиакомпания США. Осуществляла перевозки в страны Южной и Центральной Америки, Европы, Азии, Африки. Основана в 1927, одна из первых в США. В 1989 перевезла 17,4 миллионов пассажиров, пассажирооборот 47,73 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 108 самолётов. В конце 80 х гг. вследствие финансовых трудностей начала постепенно утрачивать своё значение, в 1991 обанкротилась и прекратила существование. «Панавиа» (Panavia) — международный консорциум, созданный для разработки и серийного выпуска многоцелевого боевого самолёта «Торнадо» с крылом изменяемой стреловидности (рис. в таблице XXXVI). Образован в 1969 фирмами «Бритиш эркрафт корпорейшен» (с 1977 «Бритиш аэроспейс», Великобритания), «Мессершмитт — Бёльков — Блом» (ФРГ) и «Аэриталия» (Италия). Первый полёт опытного самолёта состоялся в 1974, серийного — в 1979. К началу 1991 было выпущено около 900 самолётов для стран — участниц программы и на экспорт. См. табл. на стр. 400. Табл. — Самолёты консорциума «Панавиа»
* Максимальный угол стреловидности. ** Минимальный угол стреловидности панель в авиастроении — конструктивно-технологический элемент силовой конструкции летательного аппарата, включающий часть обшивки и силового набора. С целью сокращения цикла сборки летательного аппарата в общем стапеле производятся только установка и стыковка готовых П., предварительно собранных при внестапельной сборке. Габаритные размеры стыкуемых П. определяются конструктивными и технологическими разъёмами агрегата. В высокоресурсных летательных аппаратах ширина П. подбирается исходя из условии обеспечения живучести конструкции. По конструктивным признакам различают П.: сборные, монолитно-сборные и трёхслойные. Все они могут иметь различную форму с одинарной или двойной кривизной. Сборные П. включают листы обшивки, окантовки, стрингеры, полушпангоуты, нервюры и др., выполненные из готовых полуфабрикатов в виде листов, профилей, штампованных окантовок и др. (рис. 1). Технология изготовления сборных П. отличается наиболее полным использованием исходных материалов и применением высокопроизводительного автоматического сверлильно-клепального оборудования. Соединение деталей выполняется клёпкой, сваркой, клеесваркой или болтами. Монолитно-сборные П. включают предварительно изготовленные оребрённые детали обшивки, полушпангоуты или нервюры (рис. 2). Входящие в П. детали обшивки могут изготавливаться из штамповок, плит, прессов, панелей, механически обработанных листов. Главное преимущество монолитно-сборных П. — малая масса, получаемая благодаря тщательной конструктивной проработке и высококачественной механическое обработке. Соединение элементов П. с обшивкой и друг с другом производится аналогично соединению деталей сборной П. Трёхслойные П. включают верхнюю и нижнюю обшивки, связанные между собой лёгким наполнителем (рис. 3). В качестве обшивки, как правило, используются листы из алюминия или других сплавов, а в качестве наполнителя — сотовые блоки, пенопласт и другие пористые материалы. Трёхслойные П. позволяют получить при малой строительной высоте жёсткую и прочную конструкцию с минимальной массой.
Рис. 1. Сборная панель: 1 — обшивка; 2 — нервюра; 3 — стрингер; 4 — верхняя часть лонжерона. Рис. 2. Монолитно-сборная панель обшивки крыла: а — крыло, образованное верхней и нижней монолитными панелями; б — конструкция, состоящая из нескольких панелей. Рис. 3. Трёхслойная панель: 1 — верхняя обшивка; 2 —сотовый блок; 3 — нижняя обшивка. Панкратьев Алексей Васильевич (1888—1923) — русский лётчик. После окончания в 1911 Петербургской Офицерской воздухоплавательной школы оставлен при ней лётчиком-инструктором. Первый полёт на аэроплане совершил в 1911. в том же году на Гатчинском военном аэродроме провёл лётные испытания радиостанции, установленной на «Фармане». Был одним из инструкторов П. Н. Нестерова. С 1915 в действующей армии. Во время Первой мировой войны командовал воздушным кораблём «Илья Муромец», с 1917 — командир эскадры «муромцев». Принимал участие в работах А. Н. Журавченко и Г. В. Алехновича по разработке систем вооружения «муромцев». В 1919 участвовал в боевых действиях против белогвардейских конных корпусов генералов Мамонтова и Шкуро. С 1922 начальник оперативного отдела штаба Воздушного Флота РСФСР. Погиб в авиационной катастрофе. Портрет см. на стр. 399. А. В. Панкратьев. Паньков Иван Васильевич (1904—1938) — советский воздухоплаватель. Окончил Дирижаблестроительный институт (1937). С 1932 летал на дирижаблях (помощник командира дирижабля), затем командир дирижаблей В-1 и В-6. Под командованием П. дирижабль В-6 совершил рекордный беспосадочный полёт продолжительностью 130 ч 27 мин (1937). Погиб при выполнении полёта на дирижабле В-6, организованного для снятия со льдины группы И. Д. Папанина. И. В. Паньков. Панюков Борис Егорович (р. 1930) — советский государственный деятель, заслуженный работник транспорта СССР (1984). Окончил Егорьевское авиационно-техническое училище (1950), Высшее авиационное училище (1959). В гражданской авиации с 1947 (авиатехник, контрольный мастер, заместитель начальника линейных эксплуатационно-ремонтных мастерских, начальник аэропорта Минеральные Воды, командир Внуковского объединённого авиаотряда — начальник аэропорта). С 1972 начальник управления перевозок и коммерческой эксплуатации МГА СССР, с 1979 заместитель министра. С 1982 первый заместитель министра, в 1990—1991 — министр гражданской авиации СССР, пред. Комиссии СССР по делам ИКАО. Награждён орденом Октябрьской Революции, двумя орденами Трудового Красного Знамени, медалями. Б. Е. Панюков. параллакс (от греческого parallaxis — уклонение) в авиации, космонавтике — боковое смещение плоскости конечной орбиты летательного аппарата относительно точки старта, измеряемое обычно по дуге большого круга от точки старта летательного аппарата до следа плоскости конечной орбиты (см. рис.) на поверхности Земли. В зависимости от решаемой задачи может быть равен нулю, если плоскость конечной орбиты проходит через точку старта, или составлять тысячи км. Схема измерения параллакса. параметры рабочего процесса двигателя (от греческого parametr{{о}}n — отмеривающий, соразмеряющий) — совокупность размерных и безразмерных величин, определяющих состояние рабочего тела в характерных сечениях газовоздушного тракта двигателя. С учётом кпд элементов, характеризующих совершенство протекающих в них процессов, П. р. п. д. определяют удельные параметры авиационного двигателя: удельную тягу Руд или удельную мощность Nуд и удельный расход топлива Суд (по тяге) или {{Св}} (по мощности). П. р. п. д. включают параметры термодинамического цикла: температуру газа перед турбиной (за основной камерой сгорания) Тr, температуру газа за форсажной камерой сгорания Тф (или коэффициент избытка воздуха в форсажной камере), общую степень повышения давления в компрессорах {{π}}к{{Σ}}, а также (в турбореактивных двухконтурных двигателях) — степень повышения давления в вентиляторе {{π}}в и степень двухконтурности m. Кроме того, рабочий процесс двигателя определяется степенью повышения давления скоростным напором набегающего потока {{π}}v и его температурой на входе Т*вх, которые определяются скоростью и высотой полёта и состоянием атмосферы. Все перечисленные П. р. п. д., кроме температур, являются подобия критериями двигателя. Критериями подобия для нагрева рабочего тела являются отношения Т*г/Т*вх и Тф/Твх температур газа в рабочем процессе к температуре воздуха на входе (см. Приведённые параметры двигателя). Степень повышения входного давления скоростным напором {{π}}v есть функция Маха числа полёта М{{∞}}, которое также является критерием подобия рабочего процесса. Выбор значений П. р. п. д. определяется их влиянием на удельные параметры двигателя, назначением двигателя, требуемыми надёжностью и ресурсом. Удельная тяга турбореактивного двухконтурного двигателя всегда возрастает с повышением Тr и падает с увеличением m (рис. 1). В двигателях транспортных самолётов значения П. р. п. д. выбираются из соображения достижения максимальной экономичности при реализации максимально возможного значения Тr, что обусловливает применение нефорсированных турбореактивных двухконтурных двигателей. Значение Тr max определяется взлётным режимом в жаркую погоду (температура воздуха 30{{˚}}С, давление 0,1 МПа) и достигает 1600—1700 К. При этом в крейсерском полёте (высота H = 11 км, М{{∞}} = 0,75—0,85) для обеспечения потребной тяги Тr = 1300—1400 К, и это значение при {{π}}к{{Σ}} = 30—35 и m = 5—6 близко к оптимальному по удельному расходу топлива Суд (рис. 2). Значения Суд min уменьшаются с повышением значении параметров m и {{π}}к{{Σ}}. На рис. 1 и 2 даны три значения {{π}}к{{Σ}}: 12, 32 и 50. Значение {{π}}к{{Σ}} = 12 характерно для турбореактивных двухконтурных двигателей начала 60 х гг., {{π}}к{{Σ}} = 32 — для турбореактивных двухконтурных двигателей 70—80 х гг., {{π}}к{{Σ}} = 50 — для перспективных турбореактивных двухконтурных двигателей. В турбореактивных двухконтурных двигателях с форсажной камерой сверхзвуковых манёвренных и многоцелевых самолётов П. р. п. д. выбирают, достигая компромисса между требованиями по тяге (габариту и массе) и экономичности. Первое требование удовлетворяется выбором Tr max и применением форсажа. Значение Tr min достигает 1600—1800 К. Второе требование особо важно при необходимости полёта сверхзвукового самолёта с дозвуковой скоростью, для чего обычно выбирается m0 = 0,3—2 на расчётном режиме. Ограничение m связано с ростом габарита двигателя в связи с падением Pуд.ф. (рис. 3). Лит.: Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М., Теория авиационных газотурбинных двигателей, ч. 2, М., 1978; Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М., 1979. А. Л. Пархомов. Рис. 1. Пример влияния параметров рабочего процесса на удельную тягу Pуд турбореактивного двухконтурного двигателя H = 11 км, М{{∞}} = 0,85). Рис. 2. Пример влияния параметров рабочего процесса на удельный расход топлива Суд турбореактивного двухконтурного двигателя (H = 11 км, M{{∞}} = 0,85). Рис. 3. Пример влияния параметров рабочего процесса на удельную тягу двигателя Pуд.ф и удельный расход топлива Суд.ф турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой (Н = 0, М{{∞}} = 0). gараплан — общее название летательных аппаратов с гибким крылом, а также первых дельтапланов (до появления у них балансирного управления). Для уменьшения скорости свободного падения парашютиста в 30 е гг. в СССР разрабатывались конструкции крыла-парашюта (Г. А. Шмидт, Н. С. Смирнов, 1935; Б. В. Павлов-Сильванский, 1936, и др.), относящиеся к П. и являвшиеся прообразом дельтаплана (рис. 1). П. в виде гибкого крыла дельтавидной формы в плане предполагалось использовать в качестве планирующего парашюта для возвращения посадочного модуля американского космического аппарата «Джемини». Возможно также применение П. с жёстким или надувным каркасом в качестве аварийного средства для спасения пилота самолёта, в качестве разведывательных дистанционно-пилотируемых аппаратов, для десантирования людей, грузов и техники. Имеются бескаркасные конструкции гибкого дельтавидного крыла, являющегося куполом спортивного парашюта, и парашюта-крыла прямоугольной формы в плане с однослойным крылом-куполом (рис. 2). Развитием П. являются управляемые планирующие парашюты-крылья прямоугольной формы с двухслойной оболочкой, имеющие аэродинамическое качество более 1,5. В зарубежной патентной и технической литературе термин «П.» относится в основном к таким конструкциям. Эти П.-планирующие парашюты имеют аэродинамическое качество 2,5—3, площадь прямоугольного крыла 19—21 м2, скорость горизонтального полёта 9—11 м/с. Кроме термина «П.» употребляются также другие названия летательных аппаратов с гибким крылом: парапланёр, параглайдер, гибколёт. Дельтапланы благодаря особенностям системы управления, конструкции и более высокому аэродинамическому совершенству выделились в самостоятельный класс. В 80 е гг. название П. закрепилось за конструкцией парашют-крыло, снабженной мототележкой, обеспечивающей автономный старт и самостоятельный полёт П. Ю. В. Макаров. Рис. 1. Крыло-парашют конструкции Г. А. Шмидта и Н. С. Смирнова. Рис. 2. Параплан-дельтавндное крыло Дельта-11-Уинг (США).
Конструкция распространения не получила из-за относительно невысоких аэродинамических характеристик. Подкосный моноплан-парасоль АИР-3 («Пионерская правда») конструкции А. С. Яковлева (1929. СССР).
Основные части П.: купол со стропами, крепящимися к подвесной системе, вытяжное кольцо с тросом и шпильками, ранец для компактного размещения купола, строп и вытяжного П. Используются П., имеющие различную форму купола в плане (круглую, прямоугольную, треугольную), площадь купола 50—80 м2. Площадь запасного П. 40—50 м2 (минимальная площадь для безопасного снижения человека с куполом тормозящего действия). Скорость нормального снижения П. не превышает 7 м/с. Купол П. выполняется из тканей (шёлк, хлопок, нейлон, капрон, стеклометаллизированных волокно и т. п.) различной воздухопроницаемости — от 0 до 500 дм3/(м2с), которые отличаются несминаемостью, высокими прочностью, термостойкостью и малой удельной массой. жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|