WikiDer > Пратт и Уитни J58

Pratt & Whitney J58

J58
Пратт и Уитни J58.jpg
Двигатель J58 на выставке Музей авиации и космонавтики Evergreen
ТипТурбореактивный
национальное происхождениеСоединенные Штаты
ПроизводительПратт и Уитни
Первый забег1958
Основные приложенияЛокхид А-12
Локхид SR-71

В Пратт и Уитни J58 (название компании JT11D-20) был американцем реактивный двигатель это привело к Локхид А-12, а затем YF-12 и СР-71 самолет. Это был турбореактивный двигатель с форсажным двигателем с уникальным отводом от компрессора на форсажную камеру, который давал повышенную тягу на высоких скоростях. Из-за широкого диапазона скоростей самолета двигателю потребовалось два режима работы, чтобы перевести его от неподвижного состояния на земле до 2 000 миль в час (3200 км / ч) на высоте. Это был обычный турбореактивный двигатель с дожиганием для взлета и разгона до 2 Маха, а затем использовался постоянный выпуск воздуха из компрессора на форсажную камеру выше 2 Маха. Способ работы двигателя на крейсерском режиме позволил описать его как «действующий как двигатель. турбореактивный двигатель".[1] Он также был описан как турбореактивный двигатель на основании неправильных утверждений, описывающих турбомашин как полностью обойденный.[2][3]

Характеристики двигателя, которые отвечали требованиям миссии ЦРУ и ВВС США в течение многих лет, позже были немного улучшены для экспериментальных работ НАСА (перенос внешних полезных нагрузок на верхнюю часть самолета), которые требовали большей тяги, чтобы справиться с более высоким сопротивлением самолета.[4]

Разработка

Происхождение

Модель J58, получившая название JT11, возникла из более крупного двигателя JT9 (J91). Это был JT9 в масштабе 3/4 с массовым расходом 300 фунтов / с (140 кг / с), по сравнению с 400 фунтами / с (180 кг / с).[1] Первоначально JT11 был предложен ВМС США под обозначением J58.[1] Он также предлагался для различных самолетов ВМФ и ВВС, например Convair F-106, Североамериканский F-108, Convair B-58C, Vought XF8U-3 Crusader III, и Североамериканский A3J Vigilante. Ни одно из этих заявлений не было рассмотрено.[1]

J58 изначально разрабатывался для ВМС США.[5] для питания запланированной версии[6] из Мартин P6M реактивная летающая лодка.[7] P6M начал с двигателей Allison J71-A-4, а затем перешел на Pratt & Whitney J75 поскольку J58 не был готов из-за проблем с разработкой. После списания этот самолет был выбран для Convair Kingfish и для Локхид А-12, YF-12A и СР-71. Другие источники связывают его происхождение с требованиями ВВС США в силовой установке для WS-110A, будущего. XB-70 Валькирия.[8]

Редизайн для Маха 3,2

J58 на полном форсаже, показывая шок алмазы

Аналитические прогнозы характеристик оригинального J58 показали, что при скорости 2,5 Маха «выхлопное давление было равно давлению на входе, компрессор находился в глубоком помпажном режиме, и не было холодного воздуха на гильзе камеры дожигания, который мог бы расплавиться».[9]

Первая проблема была вызвана слишком высокой температурой нагнетания компрессора, которая не позволяла добавлять достаточно энергии в камеру сгорания двигателя, чтобы обеспечить какую-либо тягу от газогенератора. Все давление, создающее тягу в струйной трубе, создавалось гидроцилиндром, как в ПВРД, а не газогенератором. Топливо для тяги можно было добавлять только в форсажной камере, которая стала единственным источником тяги двигателя. Скорость, при которой газогенератор не создавал тяги, будет увеличена с примерно 2,5 Маха до примерно 3 Маха за счет запатентованных изменений конструкции, описанных ниже. При превышении этой скорости газогенератор стал бы тормозным устройством с коэффициентом давления 0,9 при скорости 3,2 Маха.[10] Даже минимальная форсажная камера не уравновесит сопротивление. Эффект был качественно описан конструктором воздухозаборников Lockheed Дэвидом Кэмпбеллом: «… при минимальной форсажной камере двигатель будет тянуться к опорам двигателя при высоких числах Маха».[11]

Вторая была вызвана тем, что компрессор пытался работать на слишком низком уровне исправленная скорость в районе своего карта компрессора известный как "не-дизайн". Третий был вызван тем, что канал дожигателя охлаждался слишком горячим выхлопным газом турбины.

Патент США 3,344,606[12] описывает изменения в двигателе, которые увеличили его мощность до 3,2 Маха. Они включали отвод 20% поступающего в компрессор воздуха после 4-й ступени компрессора непосредственно в камеру дожига через шесть внешних труб. Это позволило компрессору работать должным образом с достаточным запасом по помпажу и увеличенным потоком воздуха в компрессор. Часть увеличенного потока покинула компрессор после 4-й ступени в качестве байпаса на дожигатель, а часть покинула последнюю ступень компрессора через ранее закупоренную зону.[12] Увеличенный воздушный поток придавал больше тяги. Впускные направляющие лопатки были модифицированы заслонками задней кромки, чтобы уменьшить колебание лопасти и предотвратить поломку лопасти из-за усталости. Камера дожигания охлаждалась отбираемым воздухом, который был на 400 ° F (220 ° C) холоднее, чем выхлопной газ турбины. Не весь кислород в отбираемом воздухе был доступен для сгорания, так как большая часть отбираемого воздуха направлялась в охлаждающий кожух перед входом в полость дожигателя для повторного нагрева.[12] Улучшенное охлаждение камеры дожигания позволило повысить температуру пламени, что обеспечило большую тягу.

Двигатель был полностью переработан, за исключением аэродинамических определений компрессора и турбины.[1] так что он будет надежно работать в течение длительных периодов времени при беспрецедентных температурах не только внутри двигателя, но и вокруг кожухов, где расположены органы управления, аксессуары, электрическая проводка, топливные и масляные трубки.

Запуск

В течение всего срока службы самолетов A-12, YF-12 и SR-71 использовались два способа запуска: стартовая тележка AG330 с двумя Бьюик Уайлдкэт V8 двигатель внутреннего сгорания привод общего выходного вала и сжатого воздуха с помощью небольшого переходника стартера. Когда стали доступны источники сжатого воздуха, метод воздушного запуска вытеснил громоздкие "Бьюики".[13]

Топливо

Любой самолет, летящий со скоростью, в три раза превышающей скорость звука, находится в жесткой термической среде, как из-за нагревания трением, так и из-за торможения подъема поршня. Топливо было единственным радиатором, доступным для самолета, и после поглощения 40000 БТЕ / мин (700 кВт)[14] сохраняя все достаточно прохладным, от экипажа до индикатора площади выхлопного сопла, оно подавалось к топливным соплам при 600 ° F (316 ° C).[15] Чтобы справиться с такими очень высокими температурами, новый реактивное топливо, JP-7 с низким давлением пара. Химический метод воспламенения топлива, триэтилборан (TEB), был разработан с учетом его низкой волатильности. TEB самовоспламеняется при контакте с воздухом при температуре выше −5 ° C. Двигатель и форсажная камера зажигались с помощью TEB, а форсажная камера также имела каталитический воспламенитель, который светился в горячих выхлопных газах турбины.[16] На каждом двигателе находился герметичный резервуар с азотом на 600 см.3 (20,7 унций) TEB, достаточного как минимум для 16 пусков, перезапусков или форсажных ламп; это число было одним из ограничивающих факторов выносливости СР-71, так как после каждой дозаправки в воздухе приходилось повторно зажигать форсажные камеры.[17] Когда пилот переместил дроссельную заслонку из положения отключения в положение холостого хода, топливо потекло в двигатель, и вскоре после этого прибл. 50 см3 ТЭБ (1,7 унции) был впрыснут в камеру сгорания, где он самовоспламенился и зажег топливо с зеленой вспышкой. Однако в некоторых условиях потоку TEB препятствовали коксование отложения на сопле форсунки, затрудняющие попытки перезапуска. Заправка бака TEB была опасной задачей; ремонтная бригада была одета в серебряные пожарные костюмы.[18] Напротив, заправка JP-7 была настолько безопасной, что во время заправки разрешалось некоторое техническое обслуживание самолетов. Химическое зажигание было выбрано вместо обычного воспламенителя по соображениям надежности и для уменьшения механической сложности. Бак TEB охлаждается топливом, текущим вокруг него, и содержит диск, который разрывается в случае избыточного давления, позволяя TEB и азоту выходить в камеру дожигания.

Один источник тепла необходимо было контролировать, прежде чем он попадет в систему теплоотвода топлива. Воздух системы экологического контроля (ECS), выходящий из компрессора двигателя при температуре 1230 ° F (666 ° C), был настолько горячим, что набирал воздух при 760 ° F (404 ° C).[19] нужно было использовать в первую очередь. Топливо, поступающее из баков в двигатели, использовалось для охлаждения систем кондиционирования воздуха самолетов. гидравлическая жидкость, двигатель масло, масло системы привода вспомогательных агрегатов, магистрали управления приводом привода форсунок и бака ТЭБ.[20]

Материалы

Разработка J58 повлекла за собой некоторые из самых сложных проблем металлургических разработок, с которыми до того времени сталкивалась компания Pratt & Whitney Aircraft, когда компоненты работали при беспрецедентных температурах, нагрузках и долговечности.[21][22] Новые технологии производства, а также новые сплавы улучшили механические свойства, и потребовалось разработать поверхностные покрытия для защиты поверхностей компонентов.

Преждевременное растрескивание лопаток турбины и лопаток, изготовленных из того, что тогда было литьем традиционным способом (т. Е. Равноосного) Mar-M200, самого прочного из литых сплавов на основе никеля, удалось избежать благодаря разработке деталей с направленной твердостью, отлитых из того же материала. Направленно отвержденный Mar-M200 стал самым прочным литым турбинным материалом из существующих на тот момент и был использован в серийных двигателях. Монокристаллические турбинные лопатки, отлитые из Mar-M200, дающие дальнейшее улучшение высокотемпературных свойств, также будут разработаны путем испытаний на двигателях J58. Waspaloy был наиболее широко используемым сплавом в двигателе, от критических высокоэнергетических вращающихся дисков компрессора до деталей, сделанных из листа. Хотя он использовался для дисков турбин в других двигателях, он не обладал свойствами, необходимыми для дисков турбин J58. Вместо этого использовался Astroloy, самый прочный из известных в то время суперсплавов на основе никеля в западном мире. Waspaloy также первоначально использовался для корпуса диффузора, части, которая соединяет компрессор с камерой сгорания и которая содержит самое высокое давление в двигателе. Растрескивание сварного шва корпуса диффузора привело к появлению Инконель 718 по этой части. На футеровку камеры дожигания было нанесено керамическое термобарьерное покрытие, которое вместе с охлаждающим воздухом из компрессора позволило непрерывно использовать камеру дожигания.[23] с температурой пламени до 3200 ° F (1760 ℃).[10]

Повышение производительности для НАСА

НАСА предоставило в аренду 2 самолета SR-71 для исследовательских работ. Один был модифицирован для летных испытаний ракетного двигателя Linear Aerospike и был оснащен двигателями J58 с повышенной тягой.[4] Тяга двигателя была увеличена на 5%, чтобы компенсировать повышенное сопротивление самолета. Повышенная тяга происходила из-за нажатия дроссельной заслонки или повышения температуры выхлопных газов 75 ° F (42 ° C). Увеличение ограничивалось допустимым сокращением срока службы лопаток второй ступени турбины (ограничивающего ресурс компонента) с 400 до 50 часов. В тех же исследованиях увеличения тяги, которые использовались для этой работы, также рассматривались дополнительные 5% тяги от дополнительного топлива форсажной камеры, которое стало возможным благодаря впрыску окислителя (закиси азота). Расход закиси азота был бы ограничен тепловым дросселированием сопла.[24]

Наследие

Опыт J58 широко использовался в предложении двигателя JTF17 для SST 2,7 Маха из-за значительного времени полета на 2,7 Маха и выше. Он также использовался для последующих двигателей, разработанных Pratt & Whitney, как коммерческих, так и военных. Следующий форсажный двигатель, TF-30, установленный на F-111, использовал установленное на планере вспомогательное сопло со свободно плавающими закрылками, подобное тому, что использовалось на SR-71.[25]

Эмиссия J58 была измерена в рамках эксперимента НАСА по стратосферному следу, в ходе которого рассматривалось воздействие на окружающую среду использования реактивных двигателей с дожиганием для сверхзвуковых транспортных средств. Двигатель испытывался в барокамере на максимальном режиме полного форсажа на скорости 3,0 Маха и высоте 19,8 км.[26]

Дизайн

Современные компрессорные решения для полета со скоростью 3 Маха

Альтернативные решения для борьбы с неблагоприятным влиянием высокой температуры на входе на аэродинамические характеристики компрессора были отклонены патентообладателем Pratt & Whitney Робертом Абернети.[12] Одно из таких решений было использовано в современной инсталляции. Модель GE YJ93 /XB-70 использовал компрессор с регулируемым статором, чтобы избежать остановки передней ступени и удушения задней ступени.[27]

Другое возможное решение, предкомпрессорное охлаждение, было использовано на МиГ-25. Вода / метанол впрыскивалась из распылительной мачты перед компрессором, чтобы снизить температуру всасывания на короткие промежутки времени при максимальной скорости.[28] Предкомпрессорное охлаждение также было предложено для разведки на 3 Маха. Фантом[29] и число Маха 3+ F-106 РАСКАЛЬ проект.[30]

Конструкция силовой установки

Работа воздухозаборника и сопла, показывающего поток воздуха через гондолу

Двигательная установка состояла из прием, двигатель, гондола или вторичный воздушный поток и эжекторное сопло (форсунка).[11] Распределение тяги между этими компонентами изменялось со скоростью полета: на входе в 2,2 Маха 13% - двигатель 73% - эжектор 14%; при 3,0+ Маха на впуске 54% - двигатель 17,6% - эжектор 28,4%.[11]

Прием

Шлирен визуализация потока при пуске осесимметричного входа на 2 Маха

Воздухозаборник должен был подавать воздух в двигатель с приемлемыми потерями давления и перекосами. Это приходилось делать при любых условиях полета.[31]

Воздушный поток гондолы и сопло эжектора

Эжекторное, или вторичное, сопло выполняло обратную функцию вход ускорение выхлопа турбины примерно с 1,0 Маха на выходе из первичного сопла до 3 Маха.[32] Скорость истечения 3 Маха выше скорости полета 3 Маха из-за гораздо более высокой температуры в выхлопе. Воздушный поток гондолы из воздухозаборника управлял расширением горячего выхлопа двигателя в сопле эжектора.[33] Этот воздух обтекал двигатель и служил также для охлаждения горячих внешних частей двигателя и для продувки любых горючих смесей в случае утечки топлива или масла в гондоле.

Варианты

JT11-1
Предлагаемая версия с 26 000 фунтов. тяга на форсаже; Скорость рывка 3 Маха.[1]
JT11-5A
Предлагаемая версия с 32 800 фунтами. тяга на форсаже; Скорость 3+.[1]
JT11-7
Предлагаемая версия с 32 800 фунтами. тяга с форсажной камерой; Скорость 4 Маха.[1]
JT11D-20
(J58-P-4) Серийная версия SR-71.[1]
J58-P-2
предложен для истребителя ВМС США, отменен в середине 1959 г.[1]
J58-P-4

Приложения

Технические характеристики (JT11D-20)

Вид спереди J58, как показано на Имперский военный музей Даксфорд, Кембриджшир, Великобритания, рядом с Lockheed SR-71A Blackbird

Данные из Авиационные двигатели мира 1966/67 г.,[34] Двигатели Pratt & Whitney: техническая история,[1] Технические характеристики турбореактивных / турбовентиляторных двигателей военного назначения,[35][36]

Общие характеристики

  • Тип: дожигание турбореактивный с байпасом для удаления воздуха из компрессора
  • Длина: 180 дюймов (4600 мм) (дополнительные 6 дюймов (150 мм) при макс. Температуре)
  • Диаметр: 50 дюймов (1300 мм)
  • Сухой вес: ок. 6000 фунтов (2700 кг)

Составные части

  • Компрессор: 9-ступенчатый, осевой поток
  • Камеры сгорания: канальные 8 горелочных баков в кольцевом кожухе горения
  • Турбина: двухступенчатый осевой поток
  • Тип топлива: JP-7, JP-4 или же JP-5 для аварийной дозаправки с любого танкера (Мах 1.5 предел)
  • Масляная система: возвратная система распыления под давлением с масляным радиатором с охлаждением топлива

Спектакль

  • Максимум толкать: в стандартный день на уровне моря при нулевой воздушной скорости: установлено 25 500 фунтов силы (113,43 кН) во влажном состоянии, 18 000 фунтов силы (80,07 кН) в сухом состоянии. Неустановленная сила 34 000 фунтов (151,24 кН) во влажном состоянии, 25 000 фунтов силы (111,21 кН) в сухом состоянии[37]
  • Общий коэффициент давления: 8.8[38] при взлете
  • Коэффициент байпаса: 0 до 2 Маха, повышение до 0,25 до форсажной камеры выше 3 Маха
  • Массовый расход воздуха: 300 фунтов / с (8200 кг / мин) на взлетной мощности
  • Удельный расход топлива: 1,9 фунт / (фунт-сила⋅ч) или 54 г / (кН⋅с)
  • Отношение тяги к массе: 5.23[39]

Смотрите также

Сопоставимые двигатели

Связанные списки

Рекомендации

  1. ^ а б c d е ж грамм час я j k Коннорс, Джек; Аллен, Нед (2010). Двигатели Pratt & Whitney: техническая история. Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. С. 321–333. ISBN 9781-60086-711-8.
  2. ^ Достижения в области двигательной техники для высокоскоростных самолетов (Технический отчет). РТО-АВТ-ВКИ Цикл лекций. Том I. Бельгия: Институт динамики жидкости фон Кармана. 12 марта 2007 г. с. 5.
  3. ^ Смит, Кларенс Л. «Келли»; Джонсон, Мэгги (1989). Келли: Больше, чем моя доля во всем. США: Пресса Смитсоновского института. п. 145. ISBN 0-87474-491-1.
  4. ^ а б Корда, Стивен; Neal, Bradford A .; Моес, Тимоти Р .; Кокс, Тимоти Н .; Монаган, Ричард С .; Voelker, Леонард С .; Corpening, Griffin P .; Ларсон, Ричард Р .; Пауэрс, Брюс Г. (сентябрь 1998 г.). "Летные испытания эксперимента Linear Aerospike SR-71 (LASRE)" (PDF). НАСА. Получено 2 мая 2020.
  5. ^ "Информационные бюллетени: Pratt & Whitney J58 TurboJet". Национальный музей ВВС. Архивировано из оригинал 3 апреля 2010 г.
  6. ^ "Взгляд на Pratt & Whitney J-58JT11D-20". Атомные тостеры. 2012 г.
  7. ^ "Мартин P6M Seamaster". Он-лайн музей истории авиации. 12 апреля 1997 г.. Получено 2 мая 2020.
  8. ^ Гудолл, Джеймс; Миллер, Джей (2002). Lockheed's SR-71 Семейство Blackbird A-12, F-12, M-21, D-21, SR-71. Хинкли, Англия: AeroFax-Midland Publishing. ISBN 1-85780-138-5.
  9. ^ Абернети, Роберт (26 марта 2004 г.). Больше никогда не рассказываемых сказок о Пратте и Уитни. Представлен Roadrunners и J58 Reunion.
  10. ^ а б Закон, Питер (2013). Силовая установка SR-71 Двигатель P&W J58 (JT11D-20) (PDF). Получено 18 января 2020.
  11. ^ а б c Кэмпбелл, Дэвид Х (ноябрь 1974 г.). «Характеристики и развитие силовой установки самолетов серии F-12». J. Самолет. II (11).
  12. ^ а б c d США 3344606, Роберт Б. Абернети, "Recover Bleed Air Turbojet", опубликовано 3 октября 1967 г. 
  13. ^ Грэм, Ричард Х. (2008). Полет на SR-71 Blackbird. Зенит Пресс. п. 89. ISBN 978-0-7603-3239-9.
  14. ^ Рич, Бен Р. (июль 1974 г.). "Аэродинамический и термодинамический дизайн самолетов серии F-12 в ретроспективе". J. Самолет. II (7): 401. Дои:10.2514/3.60356.
  15. ^ Джонсон, Кларенс Л. (июль – август 1970 г.). «Некоторые аспекты развития самолета-перехватчика YF-12A». J. Самолет. 7 (4): 355. Дои:10.2514/3.44177.
  16. ^ Грэм, Ричард Х. (1998). SR-71 раскрыл внутреннюю историю. Зенит Пресс. п. 49. ISBN 978-0-7603-0122-7.
  17. ^ «Архивная копия». Архивировано из оригинал 15 июля 2003 г.. Получено 15 июля 2003.CS1 maint: заархивированная копия как заголовок (связь)
  18. ^ Шафер, Мэри (20 марта 1996 г.). «СР71». Получено 18 января 2020 - через yarchive.
  19. ^ Закон, Питер (2005). SR-71 Вклад в разработку системы экологического контроля и кредитование (PDF). Получено 12 января 2020.
  20. ^ Руководство по летной эксплуатации SR-71 1989, п. 1-58.
  21. ^ Предложение по двигателю для Фазы III Программы развития сверхзвукового транспорта. том III Технические / Двигатель. Отчет F. Технологии производства и материалы (Технический отчет). Пратт и Уитни. Сентябрь 1966 г.. Получено 18 января 2020 - через Интернет-архив.
  22. ^ Предложение по двигателю для Фазы III Программы развития сверхзвукового транспорта. том III. Технические / Двигатель. Отчет Б. Конструкция двигателя (Технический отчет). Пратт и Уитни. Сентябрь 1966 г.. Получено 3 мая 2020 - через Интернет-архив.
  23. ^ Миллер, Роберт А. (март 2009 г.). История термобарьерных покрытий для газотурбинных двигателей, подчеркивающая роль НАСА с 1942 по 1990 год (Технический отчет). НАСА. 20090018047. Получено 3 мая 2020.
  24. ^ Коннорс, Тимоти Р. (июнь 1997 г.). «Прогнозируемые характеристики самолета SR-71 с увеличенной тягой и внешней полезной нагрузкой» (PDF). НАСА. Получено 2 мая 2020.
  25. ^ Уитфорд, Рэй (1987). Дизайн для воздушного боя. Издательство Джейн Лимитед. п. 207. ISBN 0 7106 0426 2.
  26. ^ Гилберт, Уильям П.; Nguyen, Luat T .; Ван Ганст, Роджер В. (май 1976 г.). Тренажерное исследование эффективности системы автоматического управления, предназначенной для улучшения характеристик самолета-истребителя на больших углах атаки (PDF) (Технический отчет). НАСА. Получено 3 мая 2020.
  27. ^ Гессен, Вальтер Дж .; Мамфорд, Николас В. (1964). Реактивный двигатель для аэрокосмической техники (2-е изд.). Pitman Publishing Corporation. п. 377. КАК В B000VWK6CE.
  28. ^ Журнал Air International, ноябрь 1979 г., стр.250.
  29. ^ http://aviationtrivia.blogspot.com.au/2012/07/the-mach-3-phantom.html "Хвосты сквозь время", Джей Пи Сантьяго, среда, 18 июля 2012 г. "Фантом на 3 Маха"
  30. ^ «Архивная копия». Архивировано из оригинал 16 января 2014 г.. Получено 14 января 2014.CS1 maint: заархивированная копия как заголовок (связь)
  31. ^ США 3477455, Дэвид Х. Кэмпбелл, "Сверхзвуковой воздухозаборник для реактивных двигателей", опубликованный 11 ноября 1969 г. 
  32. ^ Закон, Питер. Двигатель (PDF). Архивировано из оригинал (PDF) 2 октября 2012 г.. Получено 18 января 2020.
  33. ^ http://arc.uta.edu/publications/cp_files/AIAA%202003-0185.pdf
  34. ^ Уилкинсон, Пол Х. (1966). Авиационные двигатели мира 1966/67 г. (21-е изд.). Лондон: Sir Isaac Pitman & Sons Ltd. стр. 103.
  35. ^ «Технические характеристики турбореактивного двигателя / турбовентиляторного двигателя военного назначения». www.jet-engine.net. Получено 2 января 2018.
  36. ^ Грэм, Ричард Х. (1996). Раскрытие SR-71: внутренняя история. Оцеола, Висконсин, США: Международное издательство Motorbooks. п.46. ISBN 978-0-7603-0122-7.
  37. ^ SR-71 Руководство по летной эксплуатации 1989, п. 1-7.
  38. ^ Руководство по летной эксплуатации SR-71 1989, п. 1-4.
  39. ^ https://www.nasa.gov/centers/dryden/pdf/88507main_H-2179.pdf

Библиография

внешняя ссылка