Главная  Форум  Гостевая  Комментарий  Ссылки   Дневник  English  Deutsch  Français  El español

 

Тематическая модель бомбардировщика

 

Продувочная модель бомбардировщика, аналогичного американскому В-2 была показана по центральному телевидению в документальном фильме "Пятое поколение".

Вероятно модель относится к периоду конец 80-ых -  середина 90-ых годов.

Основной вариант - стратегический бомбардировщик, вооружен шестью крылатыми ракетами Х-101 / 102, с дальностью до 5500 км.

Бомбардировщик оснащен комплексом самообороны в который кроме стандартных средств радиоэлектронного противодействия включены четыре ракеты воздух-воздух и прицельная РЛС заднего обзора.

 

На базе данной платформы могли быть разработаны следующие варианты:

 

- стратегический бомбардировщик, замена Ту-95МС,

- самолет противолодочной обороны (ПЛО), замена Ту-142,

- самолет разведки и целеуказания,  замена Ту-95РЦ,

- заправщик, замена Ил-78

 

Проведённые ЦАГИ исследования в области аэродинамики "летающих крыльев" вероятно найдут применение в создании перспективного комплекса дальней авиации (ПАК ДА)
 

Предполагаемые характеристики:

                                               202                             В - 2 ( США )

длина                                     23.0 м                        21.03 м

размах                                    73.0 м                        52.43 м

площадь крыла                      526 кв.м                    477.52 кв.м

 

вес:   

       максимальный              180000 кг                   181440 кг

        пустого                          90000 кг                     56700 кг

        топлива                    до 70000 кг                     74845 кг

        нагрузки                   до 20000 кг                     17420 кг

дальность                              14000 - 16000 км

двигатели                              4 х 11000 кгс

 

 

Крылатая ракета Х-101/102

 

Площадь крыла         2.4 кв.м

Длина                        9.0 м

Размах крыла            4.5 м

 

Площадь:

Вид сверху                8.25 кв.м

Вид сбору                  4.58 кв.м

Вид спереди              0.35 кв.м

Объем                        2.36 куб.м

Плотность                 1017 кг/куб.м

 

Вес стартовый          2400 кг

Вес спец. БЧ             1 х 130 кг   (длина 1.0 м, диаметр 0.3 м, 200 кТ)

Вес топлива              1130 кг    

Вес конструкции      720 кг                        

Вес оборудования    220 кг         

Вес с.у.                      200 кг    

 

Дальность                 5500 км

Время полета            7.5  часа.

 

Двигатель                  Р-127-300

Тяга                            720 кгс

Расход топлива         133 кг/ч

 

Скорость

            Макс.              800 км/ч

            Крейс.            720 – 750 км/ч

            Миним.          570 км/ч

Высота полета          40 – 110 м

 

Нагрузка на крыло   1015 кг/кв.м

Тяговооруженность 0.3


вес ПУ                        2200 кг
вес ПУ с КР               6 * 2400 кг + 2200 кг = 16600 кг
 


 

ОСОБЕННОСТИ КОНЦЕПЦИИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА
В СХЕМЕ «ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО»


А.Л. Болсуновский, Н.П. Бузоверя, Б.И. Гуревич, В.Е. Денисов,
Е.Б. Скворцов, СИ. Скоморохов, О. В. Сонин, П.М. Чернявский,
А. И. Шаныгин, Л.М. Шкадов

Введение
С конца 80-х годов в ЦАГИ ведутся исследования пассажирских самолетов в схеме «летающее крыло» (ЛК). Суть этой концепции заключается в возможности размещения всех или части пассажиров в широком центроплане крыла. В этом случае можно достичь существенно более высоких значений аэродинамического качества, уменьшить взлетный вес, повысить топливную и экономическую эффективность. Первоначальная концепция ЛК характеризовалась двигателями над хвостовой частью центроплана и килями, размещенными на концах крыла. Сформированная компоновка отражала и тот факт что «летающее крыло» может представлять собой некоторую компромиссную интегральную концепцию, включающую также элементы традиционных схем, например фюзеляж. Особенности схемы «летающее крыло» потребовали детального изучения ряда ключевых проблем, чтобы показать ее техническую осуществимость.
1. Предварительные исследования
Конфигурация крыла. Концепция самолета в схеме ЛК предполагает наличие профилированного центроплана крыла, в котором размещается пассажирский салон. Форма в плане центроплана крыла, стреловидность его передней кромки, относительная доля переднего и заднего наплывов наибольшим образом влияют на поведение моментных характеристик в продольном канале на больших углах атаки. При отсутствии горизонтального оперения вид зависимости mz(a) в значительной мере определяет возможность реализации данной схемы самолета. Определение рациональной конфигурации крыла являлось одной из основных задач для экспериментальных исследований на первом этапе работы над проектом.
С этой целью в аэродинамических трубах ЦАГИ было испытано три аэродинамических модели (ЛК-101, ЛК-102, ЛК-103) с размахом крыла около 2-х метров с центропланами различной конфигурации.
На основании полученных результатов были исключены из рассмотрения конфигурации крыла с большим передним наплывом в пользу крыльев с развитым задним наплывом, который, кроме удовлетворительных моментных характеристик, обеспечивал достаточные внутренние объемы в центроплане крыла.
Абсолютный размах крыла не ограничивался требуемым лимитом — 80 м, так как предполагалось, что концы консолей на стоянке и рулежке могут отклоняться. Рули направления устанавливались на концах крыла с целью совместить их функции с функциями аэродинамических законцовок. В дальнейшем выяснилось, что кили, размещенные на концах крыла, более чем на 200 км/час снижают критическую скорость флаттера, и кили с концов крыла были перемещены на центроплан.
Механизация крыла включала рули высоты, расположенные на задней кромке центроплана крыла, предкрылки, не выдвижные закрылки и элевоны, секции которых на концах крыла конструктивно выполнены в виде расщепляющихся щитков.
Тематическая модель, испытанная в аэродинамических трубах, помогла уточнить эффективность расщепляющихся щитков на задней кромке внешних секций консолей крыла. На этой же модели испытаны рули высоты, расположенные на задней кромке центроплана крыла.
Размещение силовой установки. Анализировались различные варианты размещения двигателей на самолете. При более детальном изучении проблемы было принято решение отказаться от первоначального решения разместить силовую установку над центропланом крыла в его хвостовой части в пользу традиционного варианта размещения двигателей на пилонах под передней кромкой крыла. Расчеты показали, что при размещении двигателей вблизи задней кромки центроплана самолет имеет значительную степень статической неустойчивости в продольном канале.
Кроме того, учитывались следующие факторы:
— при размещении двигателей на пилонах над центропланом крыла, то есть выше центра тяжести самолета, проблематично скомпенсировать пикирующий момент от тяги двигателей без больших потерь подъемной силы на взлетно-посадочных режимах;
— при размещении двигателей в ряд разрушение вращающихся элементов одного из них может вызвать последовательное разрушение всех остальных.
Конструкция центроплана. Основные особенности конструкции пассажирского самолета в схеме «летающее крыло» связаны с размещением пассажирской кабины в центроплане крыла и способом восприятия избыточного давления, действующего на стенки кабины. На основе выполненных расчетов было показано, что верхние и нижние панели в зоне центроплана, воспринимающие нагрузки от консолей крыла, могут одновременно воспринимать избыточное давление наддува.
В носовой и хвостовой частях центроплана, где на его поверхность действуют относительно небольшие местные аэродинамические нагрузки, основным фактором, определяющим толщину плоских трехслойных панелей и их массу, являются связанные с аэродинамическими требованиями нормируемые ограничения на величину относительной деформации поверхности крыла. В этих зонах рациональной может оказаться концепция раздельного восприятия нагрузок, реализованная в виде конструкции, состоящей из плоских панелей, воспринимающих внешние нагрузки, и отдельной конструкции в виде цилиндрических оболочек, работающих на внутреннее давление. Новые конструктивные решения, которые предлагается применить в центроплане ЛК, в том числе конструкции оболочек и оригинальные конструкции аварийных выходов, должны быть исследованы более детально и отработаны на экспериментальных отсеках и макетах.
Рациональная пассажировместимостъ. При определении рациональной пассажировместимости самолета в качестве критерия использовались топливная эффективность и прямые эксплуатационные расходы. Было установлено, что рациональное число пассажиров может составить 750 пассажиров в трехклассной компоновке. Эксплуатационные расходы «летающего крыла» такой размерности получались близкими к минимальным. При этом на основе предварительных оценок предполагалось, что самолет сможет удовлетворить требованиям ФАР-25 по аварийной безопасности и быть совместимым с инфраструктурой аэропортов.
Экспериментальные исследования базовой компоновки. По результатам работы по определению параметров базовой компоновки была спроектирована и испытана в трансзвуковой трубе ЦАГИ Т-106 аэродинамическая модель самолета для крейсерского числа М = 0,8. Результаты испытаний подтвердили возможность получения на реальных компоновках «летающих крыльев» крейсерского аэродинамического качества на 20-25 % выше, чем на самолетах традиционной схемы.
2. Разработка и сравнение альтернативных компоновочных схем
Предполагаемый ввод в эксплуатацию самолета ЛК можно ожидать не ранее 2015 года, т. е. к тому времени, когда может стать актуальной проблема создания следующего за А380 поколения самолетов сверхбольшой вместимости. Тем не менее, было принято решение использовать при проектировании передовой уровень современной технологии, применяемый на уже проектируемых самолетах.
Основные технические требования:
- дальность полета 13700 км,
- пассажировместимость: в 3-х классах 750 пасс,
- число Мкр 0,85,
- длина ВПП 3300 м,
нормативные требования FAR-25.
Технико-технологический уровень :
ограниченное применение композиционных материалов, небольшие степени статической неустойчивости в продольном канале, двигатели, реально разрабатываемые в настоящее время, инфраструктура современных аэропортов.
С учетом возможных требований рассмотрен ряд альтернативных компоновок ЛК, характеризующихся конкурирующими оригинальными идеями. Кроме того, с целью сравнительного анализа под те же технические требования была разработана традиционная схема самолета.
Компоновки ЛК сравнивались между собой по техническим, эксплуатационным и экономическим критериям. По совокупности показателей для дальнейших исследований была выбрана «гибридная» схема, в которой 40% пассажиров размещено в центроплане крыла вне фюзеляжа. «Гибридная» схема:
— содержит в себе все особенности, связанные с «критическими» технологиями, ассоциируемыми со схемой типа «летающее крыло»;
— в ней нашли отражение некоторые важные эксплуатационные проблемы, не решенные для других альтернативных вариантов;
— имеет преимущество по техническим и экономическим критериям, рассчитанным в соответствии с уровнем методик, использованных на первой стадии проекта.
3. Исследование расчетной концепции «летающего крыла»
Выбранная расчетная концепция ЛК — «гибридная» схема — была подвергнута детальному многодисциплинарному исследованию, включающему расчетные и экспериментальные исследования в аэродинамических трубах и на пилотажных стендах. В течение 4-х лет с 1997 года по 2001 год в этих исследованиях было задействовано до 120 специалистов ЦАГИ.
Аэродинамические характеристики. Для экспериментальных исследований в аэродинамических трубах было изготовлено и испытано в общей сложности 6 больших моделей самолета. На первых трех моделях отрабатывалась на малых скоростях в основном форма крыла в плане и, в частности, моментные характеристики на больших углах атаки. Две последующие модели использовались для определения характеристик различных видов механизации крыла, исследовалось также поведение самолета на больших углах атаки. Последняя, исполнительная модель самолета, выполненная в масштабе 1:62,5, с размахом крыла 1,6 м, является точной копией выбранной концепции ЛК. Она использовалась в основном для исследования крейсерской аэродинамики. Модель получила обозначение «ЛК-0,85».
Экспериментальное исследование эффективности взлетно-посадочных устройств самолета проводилось в ЦАГИ в аэродинамической трубе малых скоростей Т-102. Крейсерские аэродинамические характеристики определялись в аэродинамической трубе околозвуковых скоростей Т-106.
Результаты пересчета полученных в условиях трубы Т-106 (Re = 4,75 • 106) величин максимального аэродинамического качества к условиям натурного полета (Re = 150 • 106) подтверждают высокий уровень аэродинамического качества в крейсерском полете и показывают хорошее совпадение с проведенными ранее численными расчетами.
Максимальное аэродинамическое качество исследованной модели ЛК в пересчете на натурные условия составляет Кмах = 24,5 при числе М = 0,85.
На взлетно-посадочных режимах самолет с отклоненной механизацией может иметь максимальное значение коэффициента подъемной силы Су мах = 1,6.
Прочность, аэроупругость и вес конструкции. Рассматривались различные аспекты прочности, аэроупругости и ресурса:
— определение огибающих нагрузок в различных сечениях упругого крыла с учетом
• аэродинамических маневренных нагрузок,
• воздействия однократного порыва,
• воздействия непрерывной турбулентности,
• массово-инерционных нагрузок,
• нагрузок от внутреннего избыточного давления;
— влияние деформации упругого крыла на положение аэродинамического фокуса и эффективность органов управления;
— исследование критической скорости флаттера для различных форм колебаний;
— исследование ресурса конструкции крыла и допустимого числа полетов между осмотрами при обеспечении критерия живучести конструкции.
Существенную роль при определении напряженно-деформированного состояния, объема материала и веса силовой части крыла играла важная особенность схемы ЛК, имеющей существенно большую высоту сечений крыла, чем самолет традиционной схемы. Это позволило реализовать больший размах крыла, чем в самолете традиционной схемы. Кроме того, значительный размах центральной части крыла (22 % размаха крыла) с большой высотой сечений имеет высокие жесткости при изгибе и кручении, что облегчает решение проблем флаттера консолей крыла.
Устойчивость, управляемость, системы управления. Обеспечение нормативных требований к устойчивости, управляемости и системам управления ЛК имеет принципиально важное значение для возможности технической реализации такого типа самолетов. Для решения этой задачи в ЦАГИ выполнен значительный объем исследований как расчетных, так и экспериментальных в аэродинамических трубах и на пилотажных стендах. В процессе исследований:
— определены основные принципы управления самолетом при помощи цифровой резервированной электродистанционной системы управления (ЭДСУ);
— разработана силовая система управления (ССУ) с тремя одновременно работающими электрогидравлическими приводами объемного регулирования с форсированием давления и производительности гидронасоса и мощности электродвигателя на предельных режимах и при отказах;
— разработана структура комплексной системы активного управления, снижающая ветровые, турбулентные и маневренные нагрузки.
Далее рассмотрены некоторые особенности управления самолетом в продольном канале.
Продольный канал ЭДСУ состоит из системы триммирования и балансировки, системы улучшения продольной устойчивости и управляемости и ограничителей предельных режимов.
Система улучшения устойчивости и управляемости должна обеспечить заданные характеристики продольной управляемости, высокое качество переходных процессов при управлении перегрузкой.
Система триммирования и балансировки должна обеспечить триммирование усилий на рычаге управления и балансировку самолета рулями. На систему триммирования и балансировки возлагается также задача обеспечения устойчивости по скорости.
Ограничители предельных режимов полета обеспечивают ограничение угла атаки, скорости, угла тангажа при взлете и посадке, возможно, нормальной перегрузки.
ЭДСУ содержит два контура:
— основной цифровой контур,
— резервный аналоговый контур,
— Аварийная эвакуация.
Исследованная компоновка ЛК соответствует требованиям FAR к аварийным выходам по их размерам, количеству, расстоянию друг от друга и доступности при всех возможных положениях и конфигурациях самолета в случае аварийной посадки.
Кроме того, по требованиям FAR-25-800 аварийная эвакуация при посадке на землю должна быть продемонстрирована при использовании не более 50 % выходов. В этом случае принято использовать выходы, расположенные на одном борту самолета. У самолетов в схеме ЛК пассажирский салон значительно шире, и критическая длина пути пассажира до аварийного выхода в случае функционирования половины выходов может заметно увеличиться. Однако, если рассмотреть другую возможную ситуацию — функционирование аварийных выходов только в передней или только в задней половине салона, то относительно короткий салон ЛК обеспечивает более короткий путь до аварийного выхода, чем в случае длинного фюзеляжа.
— Конструкция аварийных выходов. Аварийные выходы самолета типа Л К, расположенные в передней кромке крыла, боковых кромках центролплана и т.п., будут иметь нетрадиционную конструкцию.
— Трансформация пассажирского салона. В зависимости от ситуации на рынке перевозок может возникнуть необходимость в переоборудовании пассажирского салона. В самолете ЛК пассажирский салон размещается в центроплане крыла, силовые элементы которого образуют ряд перегородок, ограничивая возможность трансформации салона.
— Создание семейства самолетов. Для фюзеляжных самолетов модификация базового варианта самолета с целью создания семейства самолетов различной пассажировместимости осуществляется путем вставок цилиндрических секций фюзеляжа перед и за центропланом крыла. Исследованная в ЦАГИ «гибридная» схема имеет носовую и хвостовую части фюзеляжа и может быть модифицирована тем же способом, что и классические фюзеляжные самолеты. В общем случае модификации самолетов типа Л К могут создаваться путем «раздвижки» центроплана профилированными продольными вставками. Этот метод модификации самолета более сложный, чем для фюзеляжных самолетов, т. к. затрагивает основную силовую конструкцию крыла.
— Грузовой вариант самолета. В фюзеляжной части самолета ЛК «гибридной» схемы можно разместить типовые для больших грузовых самолетов контейнеры AMA (2,44 х 2,44 х 3,18 м). В центропланных отсеках возможно размещение контейнеров меньших габаритов, например типа LD-3. В ряде случаев грузовая модификация ЛК может быть менее эффективной, чем в случае фюзеляжного самолета, вследствие ограниченной высоты отсеков в центроплане, не допускающих размещения контейнеров АМА и необходимости использования увеличенного числа грузовых люков в широкой кабине с перегородками.
Увеличение аэродинамического качества ЛК происходит благодаря увеличенному размаху крыла при примерно одинаковой площади омываемой поверхности. Избежать увеличения массы конструкции ЛК удается благодаря особенностям конструкции ЛК, имеющего широкий жесткий центроплан с большой строительной высотой. Кроме того, в центроплане крыла, имеющем мощные верхние и нижние панели между лонжеронами, размещается более 35 % пассажиров, что уменьшает площадь дополнительных поверхностей, воспринимающих внутреннее давление.
Выводы
Проведенные в ЦАГИ расчетные и экспериментальные исследования облика и характеристик пассажирских самолетов в схеме «летающее крыло» подтверждают, что самолеты такого типа представляют одно из перспективных направлений совершенствования транспортной авиации.
Показано, что дальний магистральный самолет сверхбольшой пассажировместимости (на 750 мест) в схеме ЛК благодаря увеличению Кмах на 20-22 % сможет обеспечить снижение расхода топлива на 25 % и снижение эксплуатационных расходов на 7-9 % по сравнению с самолетом традиционной схемы, спроектированным под те же требования, что примерно эквивалентно эффекту от внедрения всех достижений авиационной технологии за последние 20 лет. В последнее время в ЦАГИ проводятся исследования самолета типа ЛК умеренной вместимости (200 мест). Высокоэкономичный самолет в схеме ЛК с очень большой дальностью полета и улучшенными условиями базирования мог бы явиться альтернативой перспективному ДМС традиционной конфигурации, возможные варианты которого изучаются авиационными фирмами разных стран.
Результаты расчета характеристик самолета умеренной пассажировместимости (200-250 мест) показывают, что при очень большой расчетной дальности полета (15-16 тыс. км) схема ЛК сохраняет преимущество перед самолетами традиционной схемы, рассчитанными на такие же требования.
Основными проблемами, требующими углубленных исследований, являются проблемы, связанные с обеспечением приемлемых характеристик управляемости на больших углах атаки, а также ряд вопросов, связанных с эксплуатацией самолета и его модификацией.
 

 

 

Базовый противолодочный "самолет 202" (Ту-202)


В начале 70-х годов прошлого века ОКБ А.Н.Туполева приступило к проектированию противолодочного самолета наземного базирования. В отличии от предыдущих проектов, которые были модификационными развитиями серийных самолетов (серия противолодочных самолетов Ту-142), в данном случае речь шла о проектировании нового самолета, оснащенного высокоэффективным противолодочным комплексом. По своей схеме самолет, получивший обозначение "самолет 202" (Ту-202), был близок к другому проекту ОКБ этого периода - самолету ДРЛО Ту-156. В качестве силовой установки предполагалось использовать перспективные турбовентиляторные двигатели с большой степенью двухконтурности (возможно вариант Д-18 или дальнейшие развития Д-30КУ, в более поздней перспективе ПС-90).
Согласно проекта "самолета 202" выполнялся по нормальной схеме моноплана с низкорасположенным стреловидным крылом и стреловидным хвостовым оперением. Четыре турбовентиляторных двигателя Д-30КУ размещались под крылом на пилонах. Схема 4-х стоечного шасси с 4-х колесной тележкой на каждой стойке, позволяла иметь низкую приведенную нагрузку на ВПП, что позволяло, в сочетании с развитой системой взлетно-посадочной механизации, эксплуатировать самолет с аэродромов 1-го класса.
Для "самолета 202" был выбран фюзеляж диаметром 4,9м, что позволяло компактно расположить внутри его оборудование, элементы противолодочного комплекса, часть топлива, а также скомпоновать просторную пилотскую кабину, и обеспечить комфортные условия для операторов комплекса и радиоэлектронных систем (экипаж самолета 8-9 человек, объем гермокабины - 75-80 куб.м). Рациональная компоновка систем в фюзеляже позволила сократить длину коммуникаций, связывающих системы, уменьшить массу и взаимное влияние радиоэлектронных систем друг на друга.
Крыло для самолета было выбрано умеренной стреловидности, большого удлинения с толстым суперкритическим профилем, позволявшим иметь высокие аэродинамические и летно-технические характеристики при минимальной массе конструкции. Крыло имело мощную механизацию по всему размаху передней и задней кромок. В толстом крыле большого удлинения размещались топливные кессон-баки, 66% топлива размещалось в крыле.
Хорошие аэродинамические характеристики самолета, в сочетании с высокой отдачей по топливу (55%) и с хорошими высотно - скоростными характеристиками перспективных турбовентиляторных двигателей с большой степенью двухконтурности позволяли получить необходимые летно-технические данные самолета. Использование суперкритических профилей в наборе крыла позволило иметь большую крейсерскую скорость (850-900 км/ч) на маршруте, что существенно должно было сократить время выхода самолета в район барражирования, по сравнению с Ту-142, а также обеспечить сравнительно небольшую скорость полета в процессе барражирования (450 км/ч).
Для увеличения дальности и продолжительности полета "самолет 202" предполагалось оборудовать системой дозаправки топливом в полете по системе "Конус" от стандартных самолетов-заправщиков советских ВВС.
Помимо современной и высокоэффективного противолодочного комплекса, основанного на новейших достижениях отечественной науки и техники, "самолет 202" должен был оснащаться мощной автоматизированной системой РЭП интегрированной в единую систему обороны самолета, в которую также входила кормовая дистанционная пушечная установка типа ГШ-26-6 с радиолокационным и оптическим прицелами и боекомплектом на 800-1000 снарядов различного назначения. Работы по "самолету 202" требовали больших финансовых затрат, поскольку речь шла о создании нового самолета-носителя с новой силовой установкой, поэтому решено было, как и в случае с Ту-156, идти по пути дальнейшего развития и модификации серийных вариантов самолетов (Ту-142М и т.д.).

Согласно проекта "самолет 202" имел следующие данные:


- размах крыла - 48,6 м;
- длина самолета - 45,0 м;
- высота самолета - 14,6 м;
- площадь крыла - 230 кв.м;
- диаметр фюзеляжа - 4,9 м;
- взлетная масса - 185000 кг;
- масса топлива - 102000 кг;
- масса оборудования - 12000-12500 кг;
- масса средств обороны - 2000-2500 кг;
- боевая нагрузка - 4500 кг;
- крейсерская скорость - 850-900 км/ч;
- скорость барражирования - 450 км/ч;
- практическая дальность полета - 17000 км;
- время барражирования на удалении:
4000 км - 8,6 ч;
6000 км - 4,7 ч.

 

http://www.migavia.com/tupolev/aircraft-202.html

 

 

31.01.2013

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Ту-156

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Найти: на