Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей. Известная охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями, по предложению снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, при этом каналы сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды на выходе с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях. Кроме того, возможно, что областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, является газовоздушный тракт за турбиной или атмосфера. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя может содержать одно или более дросселирующее устройство, размещенное на выходе из дополнительных воздуховодов, а сами дополнительные воздуховоды могут быть размещены в полостях лопаток соплового аппарата. Применение изобретения обеспечивает снижение температуры масла в 2 раза, обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и, как следствие, повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым, в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.

Известна охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями

/ РФ №26819, МПК F02C7/06, опубл. 20.12.2002 г/

Недостатком данного решения является то, что «горячий» воздух от источника высокотемпературного воздуха с температурой 400-450°С из междисковой полости направляется в полости наддува, далее в предмасляные полости задней опоры турбины высокого давления и задней опоры турбины низкого давления и через масляные подвижные уплотнения поступает в масляную полость, где проходящий воздух нагревает не только масло, но и элементы конструкции масляной опоры, от которых масло нагревается дополнительно. Увеличенный подогрев масла может приводить, как к повышению температуры корпуса подшипника, что уменьшает его долговечность, так и способствует коксообразованию на элементах опоры, что с одной стороны, может приводить к изменению свойств масла, делающего его непригодным для использования, а с другой стороны, может привести к возгоранию кокса и масла на элементах опоры. В результате чего возникает необходимость частой замены масла, а в случае возгорания кокса и уменьшения долговечности подшипника снижает надежность и ресурс работы турбины.

Задача изобретения - повышение экономичности и надежности двигателя.

Технический результат - сохранение свойств использованного масла, повышение надежности подшипника и его долговечности, а также исключение появление кокса и возгорания масла и кокса в процессе эксплуатации.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известная охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями, по предложению, снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, при этом каналы сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды на выходе с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях. Кроме того возможно, что областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, является газовоздушный тракт за турбиной или атмосфера. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя может содержать одно или более дросселирующее устройство, размещенное на выходе из дополнительных воздуховодов, а сами дополнительные воздуховоды могут быть размещены в полостях лопаток соплового аппарата.

Снабжение турбины дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, и их последовательное соединение и с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления и с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, позволяет эвакуировать «горячий» воздух, проникающий из междисковой полости турбин в предмасляные полости, в область низкого давления.

Эвакуация «горячего» воздуха в область с низким давлением позволяет уменьшить или исключить его наличие в предмасляных полостях турбины высокого и низкого давления, обеспечивая существенное снижение подвода тепла к элементам конструкции опор турбин, а также снижение температуры масла в масляных полостях турбин за счет снижения расхода «горячего» воздуха, проникающего в масляные полости через масляные подвижные уплотнения.

Следует отметить, что при этом возрастает расход «холодного» воздуха от источника низкотемпературного воздуха в предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, тем самым дополнительно снижается температура элементов конструкции опор турбин и подогрев масла.

При этом выбор области давления ниже, чем в предмасляных полостях, которая может быть либо атмосферой, либо газовоздушным трактом за турбиной, позволяет получить требуемый перепад давления для выпуска «горячего» воздуха.

Учитывая, что выпуск воздуха происходит из предмасляных полостей, где давление воздуха недостаточно высокое по сравнению с полостями наддува, объемный расход воздуха увеличивается, поэтому необходимо обеспечить достаточно большую проходную площадь дополнительных воздуховодов для выпуска воздуха. Таким образом, размещение дополнительных воздуховодов в полости сопловых лопаток является наиболее оптимальным решением для существующей конструкции.

Наличие одного или более дросселирующих устройств, размещенных на выходе из дополнительных воздуховодов, позволяет настроить, по необходимости, расход «горячего» воздуха, отводимого из предмасляных полостей турбины высокого и низкого давления, изменением площади поперечного сечения дросселирующего устройства, тем самым довести абсолютный расход «холодного» воздуха, поступающего от источника низкотемпературного воздуха до 100%.

На фиг. 1 показан продольный разрез охлаждаемой турбины.

На фиг. 2 показано место А фиг. 1.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит раздаточный коллектор 1 с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха 2, коллектор 3 с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха 4, междисковую полость 5, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха 2, рабочее колесо 6 турбины высокого давления 7 с диском 8 и рабочими лопатками 9, рабочее колесо 10 турбины низкого давления 11 с диском 12 и рабочими лопатками 13. Турбина также содержит цапфы 14 и 15 дисков 8 и 12 соответственно, лопатки соплового аппарата 16, заднюю опору турбины высокого давления 17 и заднюю опору турбины низкого давления 18 с подшипниками 19 и 20 соответственно.

Турбина содержит масляную полость 21 турбины высокого давления 7 и масляную полость 22 турбины низкого давления 11, сообщенные между собой через систему отверстий 23, выполненных в цапфе 15 диска 12 турбины низкого давления 11, полости наддува 24 и 25 и предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого давления 7 и турбины низкого давления 11 соответственно.

При этом предмасляная полость 27 турбины низкого давления 11 посредством воздуховодов 28, размещенных в задней опоре турбины низкого давления 18, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость 26 турбины высокого давления 7 через коллектор 3 сообщена с источником низкотемпературного воздуха 4. Предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения 29, 30 и 31 сообщены с одноименными масляными полостями 21 и 22 соответственно.

Турбина содержит дополнительные воздуховоды 32 и каналы 33, выполненные в задней опоре турбины высокого давления 17. Каналы 33 сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды 32 с областью низкого давления 34, меньшего, чем в предмасляных полостях 26 и 27. На выходе из дополнительных воздуховодов 32 размещены дросселирующие устройства 35.

Турбина работает следующим образом.

Для охлаждения турбины и наддува опор турбины воздух от источника высокотемпературного воздуха 2 через раздаточный коллектор 1 и лопатки соплового аппарата 16 поступает в междисковую полость 5 и далее в полости наддува 24 и 25 турбины высокого 7 и турбины низкого 11 давления, а из них в предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления соответственно.

Одновременно более холодный воздух от источника низкотемпературного воздуха 4 через коллектор 3 поступает в предмасляную полость 26 турбины высокого давления 7.

Значительная часть высокотемпературного воздуха, поступившего в соединенные между собой предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления, через каналы 33, выполненные в задней опоре турбины высокого давления 17, направляется в дополнительные воздуховоды 32 и далее выбрасывается в область низкого давления 34, меньшего, чем в предмасляных полостях 26 и 27. Дросселирующее устройство 35, размещенное на выходе из дополнительных воздуховодов 32, позволяет регулировать количество высокотемпературного воздуха, выбрасываемого в область низкого давления 34, тем самым уменьшая количество «горячего» воздуха в предмасляных полостях 26 и 27, а в некоторых случаях довести процент «горячего» воздуха до нуля.

Из предмасляной полости 26 турбины высокого давления 7 преобладающий холодный воздух направляется, с одной стороны, через масляное подвижное уплотнение 29 в масляную полость 21 турбины высокого давления 7, а с другой стороны, в предмасляную полость 27 турбины низкого давления 11, где далее значительная часть «холодного» воздуха выбрасывается через воздуховоды 28 в атмосферу, а небольшое его количество поступает в масляную полость 21 турбины высокого давления 7 через масляное подвижное уплотнение 30 и в масляную полость 22 турбины низкого давления 11 через масляное подвижное уплотнение 31.

Поскольку масляные полости 21 и 22 турбины высокого 7 и низкого 11 давления сообщены между собой системой отверстий 23, то в масляных полостях 21 и 22 устанавливается средний уровень температуры масла, на который в значительной мере оказывает влияние «холодный» воздух от источника низкотемпературного воздуха 4.

Обтекание элементов конструкции задней опоры турбины высокого давления 17 и задней опоры турбины низкого давления 18 воздухом с пониженной температурой, уменьшает передачу тепла от элементов конструкции к маслу, тем самым снижая уровень температуры масла в масляных полостях 21 и 22.

Проведенные расчеты показали уменьшение в 2 раза подогрева масла в конструкции с отводом «горячего» воздуха из предмасляных полостей турбины по сравнению с исходной конструкцией, что позволяет обеспечить эксплуатацию изделия при высокой температуре окружающей среды, так называемом «тропическом» варианте.

Реализация данного изобретения за счет снижения температуры масла обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и как следствие повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины.

1. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями, отличающаяся тем, что она снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, при этом каналы сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды на выходе с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях.

2. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, является газовоздушный тракт за турбиной.

3. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, является атмосфера.

4. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что содержит одно или более дросселирующих устройств, размещенных на выходе из дополнительных воздуховодов.

5. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что дополнительные воздуховоды размещены в полости лопаток соплового аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя самолета. Техническим результатом предложенной системы охлаждения является обеспечение работы газотурбинного двигателя на повышенных оборотах турбин, что дает возможность повысить мощность газотурбинного двигателя.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. В способе охлаждения ГТД ГПА двигатель снабжают защитным кожухом, к которому подводят нагнетающий и отводящий воздуховоды.

Изобретение относится к системам вентиляции. Авиационная силовая установка, содержащая двигатель, гондолу, окружающую двигатель, и систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства подачи воздуха в упомянутый по меньшей мере один трубопровод с целью вентиляции полости или полостей.

Использование: изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система (10) для внутреннего кожуха (12) между компрессором (14) и турбиной в сборе (16).

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Способ и устройство воздушного охлаждения моторного отсека газоперекачивающего агрегата, применяемые в напорной системе вентиляции-охлаждения приточного типа с двумя напорными вентиляторами, один из которых находится в резерве.

Турбомашина содержит два вращающихся вала и один агрегат для смазки, содержащий насос с корпусом, внутри которого установлен ротор, приводимый в движение посредством одного из упомянутых валов.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и энергетического машиностроения, преимущественно к системам смазки и охлаждения подшипниковых опор газотурбинных двигателей, и может быть использовано для увеличения эффективности смазки и охлаждения подшипников, например, высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателей, где применение охлаждения масловоздушной смесью не представляется возможным, вследствие специфичных условий работы, таких как работа в агрессивной газовой среде или применение в спецтехнике, где не допускается попадание масла в проточную полость.

Кольцевая маслосборная крышка агрегата газотурбинного двигателя, выполненная с возможностью расположения вокруг агрегата и с возможностью вращения вокруг оси, содержит сквозные отверстия для радиального прохождения масла за счет центробежного эффекта, а также средства отклонения масла.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, первый подшипниковый узел, второй подшипниковый узел, ступицу компрессора низкого давления. Компрессор низкого давления установлен вдоль оси двигателя.

Объектом изобретения является модуль газотурбинного двигателя, содержащий агрегат, вращающийся вместе с кожухом, при этом упомянутый кожух содержит сквозные радиальные отверстия для прохождения масла, выходящего за счет центробежного эффекта, и средства направления в радиальном направлении наружу масла, выходящего из упомянутых отверстий, и картер, образующий, по меньшей мере, часть смазочной камеры для смазки упомянутого агрегата.

Передняя часть авиационного двухконтурного газотурбинного двигателя содержит вентилятор, окруженный картером вентилятора, редуктор, вращающий вентилятор, коробку приводов агрегатов, а также коробку отбора механической мощности.

Изобретение относится к области газотурбинной техники и может использоваться в конструкциях двухвальных газотурбинных двигателей авиационного и стационарного назначения.

Изобретение относится к области газовой промышленности и может быть использовано при эксплуатации газоперекачивающего агрегата ГПА-Ц25БД/100-1,35М в составе с газотурбинным двигателем НК-36СТ в условиях компрессорных станций.

Изобретение относится к области машиностроения и двигателестроения и может быть использовано в подшипниковых узлах с консистентной смазкой, например в опорах роторов турбомашин с консистентной смазкой.

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, в частности к способам, позволяющим настроить эту нагрузку на опорах работающих газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к области газовой промышленности и может быть использовано при эксплуатации ГПА-Ц1-16Л/76-1,44 с двигателем АЛ-31СТН как способ снижения температуры воздуха между корпусом силовой турбины двигателя АЛ-31СТН и внутренним корпусом улитки ГПА-Ц1-16Л/76-1,44 в системе отвода продуктов сгорания.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей. Известная охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями, по предложению снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, при этом каналы сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды на выходе с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях. Кроме того, возможно, что областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, является газовоздушный тракт за турбиной или атмосфера. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя может содержать одно или более дросселирующее устройство, размещенное на выходе из дополнительных воздуховодов, а сами дополнительные воздуховоды могут быть размещены в полостях лопаток соплового аппарата. Применение изобретения обеспечивает снижение температуры масла в 2 раза, обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и, как следствие, повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх