Вес ракеты союз с топливом

Ракета «Союз»: описание, история, запуск и интересные факты

1718156

Описание

Разрабатывалась и производилась в ОКБ-1 (сейчас ЦСКБ-Прогресс). Руководителями проекта были Королев С. П. и Козлов Д. И. Эксплуатация серии ракетоносителей началась в 1963 году, причем по аналогии с моделью, на которой базировался новый носитель, их все еще называли «Восход». С 1966 года в обиход официально вошло название «Союз». В следующие несколько десятилетий, вплоть до 2000-х годов, ракета «Союз» подвергалась нескольким модификациям.

История создания

История создания началась задолго до первого запуска. Началом послужило постановление ЦК КПСС о необходимости разработки новой межконтинентальной баллистической ракеты, которая сможет доставить термоядерный заряд на значительное расстояние, исчисляемое тысячами километров. После нескольких лет разработок задача была выполнена. Межконтинентальная двухступенчатая ракета нового образца МБР Р-7А поступила на вооружение специально созданного подразделения ракетных войск. Первый пуск состоялся в 1959 году. В различных модификациях Р-7 пробыла на вооружении лишь 10 лет, но благодаря высокому модернизационному потенциалу и удачной конструкции она стала основой для целого семейства космических ракет-носителей.

1718165

Уже после первого пилотируемого полета в космос, в рамках реализации программы более длительных полетов, началась разработка новой ракеты на базе Р-7. Проблема была в том, что все ракеты Советского Союза на то время, в том числе и «Восход», не подходили для эксплуатации в рамках, заданных проектом. Помимо увеличения длительности полета, на новой ракете должна была быть реализована система аварийного спасения экипажа в случае экстренной ситуации, которая не предусматривалась на «Восходе».

Основой для конструкции новой ракеты среднего класса семейства Р-7 стали уже эксплуатируемые носители «Восход» и «Р-7А». Новый РН получил наименование «Союз» и индекс 11А511. Эта трехступенчатая ракета-носитель стала использоваться для запусков кораблей «Союз» и «Прогресс». Впервые запуск ракеты «Союз» осуществлен в 1966 году.

Характеристики

Длина РН «Союз» зависит от типа доставляемого в космос космического корабля, но не превышает 50.67 м. Сечение – 10,3 м, поперечные размеры – расстояние между концевикам воздушных рулей. Полная масса ракеты-носителя «Союз» в снаряженном состоянии (стартовая) – 308 т. Максимальная масса топлива – 274 т. Максимальная, так называемая сухая полная масса ракеты-носителя «Союз» составляет 34 т и также зависит от типа выводимого на орбиту космического аппарата. Суммарная тяга, развиваемая РН: 413 тонны-силы на уровне моря и свыше 500 тонны-силы в вакууме. Ракета «Союз» 11А511 способна вывести на Земную орбиту полезные грузы массой 7 т. Полетное время РН составляет около 9 мин.

1718166

Особенности конструкции 11А511

Ракета «Союз» 11А511 состоит из трех ступеней с ускорителями на первой «Б», «В», «Г» и «Д», двух блоков «А» и «И» (второй и третьей ступени), головного обтекателя, адаптера полезного груза и системы аварийного спасения (САС) экипажа. В конструкции использованы модернизированные двигатели двухступенчатой ракеты МБР Р-7А и трехступенчатой РН «Восход». Изначально была осуществлена модернизация блока третьей ступени, что позволило улучшить энергетические показатели РН, впоследствии были доработаны и другие ступени. Их внешний вид не изменился, но содержание и возможности стали новыми:

1718167

Ступени РН «Союз»

Две ступени ракетоносителя аналогичны РН «Восток», но с рядом усовершенствований. Первая ступень ракеты состоит из 4-х боковых конусообразных ускорительных блоков. На каждом ускорителе установлены автономные двигатели. Отделение ускорительных блоков во время запуска происходит примерно на 118 секунде полета ракеты. Масса бокового блока без топлива – не более 3,75 т, вес топлива составляет 155-160 т.

Используемое для двигательных установок всех ступеней топливо было идентичным – керосин Т-1. Жидкий кислород использовался в качестве окислителя. Это весьма взрывоопасное вещество, но не токсичное. Для работы вспомогательных систем в небольшом количестве использовались жидкий азот и перекись водорода.

Для первой ступени в качестве двигательной установки (ДУ) использовались четыре 4-х камерных ЖРД (жидкостные ракетные двигатели) РД-107 8Д728. Каждый двигатель ракеты «Союз» первой ступени имел 4 основных неподвижных камеры сгорания и 2 поворотно-рулевых на шарнирных подвесах. Полная масса двигателя составляла 1300 кг.

ДУ второй ступени ракеты «Союз» – двигатель ЖРД РД-108, состоящий из 4-х неподвижных и 4-х поворотных камер с отклонением 350, которые являлись исполнительными органами управления ракетой и использовались для управления положением ракеты в пространстве. Это двигатель открытого цикла с системами наддува и газогенерации массой 1195 кг.

1718170

Система аварийного спасения

При разработке ракетоносителя «Союз» одной из ключевых задач, стоявших перед конструкторами, было создать систему для спасения экипажа в случае аварийной ситуации. В итоге была разработана и реализована система аварийного спасения (САС), которая активировалась до старта ракеты и в случае необходимости обеспечивала спасения экипажа на старте или на любом участке полета.

Система предусматривает увод от ракеты головного блока с экипажем в безопасное место вместе с обтекателем, спускаемым и приборно-агрегатным аппаратом. Для этого на головном обтекателе были установлены ракетные двигатели разделения, работающие на твердом топливе в комплексе с четырьмя небольшими двигателями управления. На самой вершине головного обтекателя располагался небольшой двигатель, задача которого была уводить весь модуль в сторону после срабатывания двигательной установки разделения. Такая система стала типовой для всех «Союзов».

Модификации

У РН 11А511 впоследствии было 3 модификации:

Путем модернизации «Союза-У» в «ЦСКБ-Прогресс» был создан ракетоноситель «Союз-2», которая отличалась повышенной грузоподъемностью и была способна вывести на земную орбиту 9200 кг полезного груза. Впоследствии на базе «Союз-2» было сделано целое семейство ракетоносителей «Союз-СТ», которые отличались доработанной системой управления. Новейшей модификацией РН «Союз-У» является созданная в 2001 году ракета «Союз-ФГ».

1718173

Запуски

РН «Союз» начала успешно выводить искусственные спутники Земли в космос в 1966 году. Изначально это были аппараты серии «Космос», а в дальнейшем и пилотируемые космические корабли. За первые 10 лет эксплуатации ракеты-носителя 11А511 было проведено 32 запуска с космодрома Байконур, 30 были успешными.

Впоследствии на базе РН «Союз» было создано несколько модификаций для выполнения различных задач, главным образом для запуска отечественных и иностранных космических аппаратов разного назначения. Для пусков РН «Союз» было создано 7 стартовых площадок:

Факты и инциденты

Одним из предназначений «Союз» 11А511 была возможность выводить на орбиту Луны пилотируемые корабли с экипажем. С этой целью на околоземной орбите планировалось создать целый комплекс из пилотируемого корабля, танкера заправщика и разгонного блока. Выводить на орбиту все элементы планировалось при помощи РН «Союз».

1718174

В 1975 году при выведении корабля на орбиту на высоте 150 км сбой автоматики вызвал отделение корабля от ракетоносителя. Аппарат с экипажем спустился на склон горы в Алтае и покатился вниз. Космонавтов спас парашют, который они не отстрелили, зацепившийся за дерево. Никто из экипажа не пострадал.

Ракета «Союз» сейчас

Всего было разработано 10 модификаций РН «Союз». На сегодняшний день с помощью носителя «Союз-У» осуществляется запуск грузовых кораблей. В конце 2016 года с РН «Союз-У» был запущен аппарат ТГК «Прогресс МС-04». Наибольшее внимание современной отечественной аэрокосмической отрасли уделено развитию РН «Союз-2.1а». Работа по модернизации этого ракетоносителя стартовала еще в 1990 годы. Были разработаны и установлены новые двигатели, внедрена новая система телеметрии, автоматизирован испытательный и предстартовый процесс подготовки. В результате были улучшены общие характеристики аппарата и точность выведения на орбиту.

Источник

ТЕХНОЛОГИИ, ИНЖИНИРИНГ, ИННОВАЦИИ

Измеритель диаметра, измеритель эксцентриситета, автоматизация, ГИС, моделирование, разработка программного обеспечения и электроники, БИМ

prochnostnoj raschet konstruktsij

Отечественные ракеты-носители. Часть 5.

35Трехступенчатая ракета-носитель «Союз» (11А511) была предназначена для вывода на круговую орбиту космических пилотируемых кораблей типа «Союз» и КА серии «Космос». Первые две ступени аналогичны ракете-носителю «Восход», третья ступень — блок «И» – была модернизирована с целью дальнейшего повышения энергетических характеристик носителя. Эксплуатация ракеты-носителя «Союз» началась в конце 1966 г. и закончилась в 1976 г. За период эксплуатации ракеты-носителя «Союз» было проведено 32 запусков (из них 2 аварийных). В дальнейшем совершенствование РН «Союз» привело к созданию в 1973 г. ракеты-носителя «Союз-У» (11А511У).

Ракета-носитель «Союз-У» стала базовой ракетой для запуска космических аппаратов дистанционного зондирования Земли, биоспутииков, КА для проведения исследований в области космической технологии и материаловедения, а также космических кораблей типа «Союз» и «Прогресс». Отличие РН «Союз-У» от аналогов заключается в замене двигателей I-й и II-й ступеней на модифицированные с повышенными энергетическими характеристиками.

18
19
20

Носители «Союз-У» также стали средством доставки космонавтов на долговременные орбитальные станции «Салют», «Салют-3», «Салют-4», «Салют-5», «Салют-6», «Салют-7» и «Мир». С 1978 г. выполнены полеты международных космических экипажей с участием граждан Австрии, Афганистана, Болгарии, Великобритании, Индии, Румынии, США, Сирии, Франции, ФРГ и многих других стран на кораблях «Союз», «Союз-Т», «Союз-ТМ». В 1992 г. реализован проект космического перелета «Европа-Америка-500», посвященного 500-летию открытия Америки Колумбом. Ракетой-носителем 11А511У также выведены на орбиту космические аппараты различного назначения как в интересах науки и народного хозяйства, так и в интересах Министерства обороны. Всего с начапа эксплуатации на 01 июля 2000 года проведен 681 успешный пуск РН «Союз-У».

Для дальнейшего повышения энергетики ракеты-носителя «Союз-У» ЦСКБ осуществлена ее модификация в плане замены топлива на более эффективное, что позволило увеличить полезную нагрузку (на 200 кг). В результате проведенных работ в декабре 1982 года был осуществлен первый запуск «Союз-У2» (11А511У-2). Всего за время эксплуатации проведено 70 успешных запусков РН «Союз-У2». РН «Союз-У» обеспечивает запуск космических аппаратов с космодромов Байконур и Плесецк.

В таблице приведены основные характеристики ракеты-носителя 11А511У и ее дальнейшей модификации 11А511У-2. В настоящее время РН 11А511У-2 не эксплуатируется.

Ракета-носитель
Корабль
11A511Y
«Союз Т»
11A511V-2
«Союз ТМ»
Параметры орбиты:
наклонение, град. 51,6 51,6
высота (средняя), км 220 220
Стартовая масса:
ракетного комплекса 309,7 310,0
корабля 6,885 7,070
Экипаж, человек 2-3 2-3
Число ступеней 3 3
Тяга двигательных установок, кН:
I ступени:
у Земли 4 x 830 4 x 830
в пустоте 4 х 1620 4 х 1620
II ступени в пустоте 997 1031
III ступени в пустоте 304 304
Длина, м 51,1 51,3
Поперечный размер, м 10,3 10,3

30 июля 1974 года филиал ОКБ-1 приобрел самостоятельность и получил наименование – Центральное специализированное конструкторское бюро (ЦСКБ), а в апреле 1996 года – Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ – Прогресс» (ГКЦ). Начальник и Генеральный конструктор ГКЦ – Дмитрий Ильич Козлов.

14 января 1966 года на операционном столе скончался С. П. Королев. Главным конструктором был назначен В. П. Мишин. ОКБ-1 переименовано в Центральное конструкторское бюро экспериментального машиностроения (ЦКБЭМ). Следует отметить, что в 70-х годах в стране разрабатывались уже две независимые лунные программы, одна из которых в ОКБ С. П. Королева предусматривала посадку на поверхность Луны одного человека, в то время как на окололунной орбите в лунном орбитальном корабле находился второй, а в другой программе, разрабатываемой в ОКБ В. Н. Челомея, предусматривался облет Луны двумя космонавтами на базе ракеты-носителя УР-500 «Протон».

В КБ С. П. Королева проработки ракеты велись задолго до начала официального проектирования. Уже в 1961-1962 гг. отрабатывались отдельные агрегаты и их фрагменты, была определена основная конструктивно-компоновочная схема ракеты, которая не менялась в течение всего периода отладки ракеты. Недаром авторы, положительно или отрицательно отзывающиеся о проекте «Н-1», не высказали беспокойства о работе второй и третьей ступени ракеты, считая, что эти части системы не подведут, т. к. были испытаны на огневом стенде НИИ Химмаш.

С каким же заделом начинались работы по ракете «Н-1». Во-первых, имелся значительный по тем временам опыт использования кислородно-керосиновых двигателей, обладающих более высокими характеристиками по сравнению с ЖРД, работающими на высококипящих компонентах. Во-вторых, было известно, что большую долю веса баков занимают системы наддува и емкости для хранения компонентов наддува, Поэтому необходимо применять системы наддува, использующие основные компоненты, отказавшись от вспомогательных компонентов.

И, конечно, трудно обосновать рекомендации по применению высококипящих компонентов для ракеты, имеющей на борту более полутора тысяч тонн высокотоксичных продуктов, не только с экологической точки зрения, но и с психологической точки зрения членов экипажа. Ведь в случае аварии на старте даже при наличии надежной системы аварийного спасения просто некуда будет спасаться. Все эти соображения были учтены при создании ракетыносителя «Н-1». Единственным непреодолимым барьером осталась двигательная установка первой ступени, состоящая первоначально из 24, а затем из 30 автономных двигателей, дающих на Земле тягу Ро = 1540 кН каждый. Надежную работу и синхронизацию в составе ДУ в итоге обеспечить не удалось.

В исходном варианте проекта ракета-носитель состояла из трех ступеней и полезной нагрузки массой 75 т, выводимой на орбиту высотой 550 км. Стартовая масса ракеты равнялась 2200 т. Для обеспечения необходимой тяговооруженности на первой ступени устанавливались по кольцу 24 ЖРД конструкции ОКБ-276. Главным конструктором этого ОКБ был Н. Д. Кузнецов. Двигатели работали на жидком кислороде и керосине (К = 2,5), имели закрытую схему. Тяга каждого двигателя на Земле равнялась 1540 кН, удельный импульс тяги на Земле составляла 2980 Н*с/кг, в пустоте 3310 Н*с/кг. Суммарная тяга двигателей первой ступени на Земле равнялась 3530 кН. Следовательно, тяговооруженность первой субракеты равнялась 1,605.

На базе ракеты «Н-1» первоначально предполагалось создание целого семейства ракет различного назначения. Это ракета «Н-11» с использованием второй, третьей и четвертой ступеней, имеющая стартовую массу 700 т, с полезной нагрузкой 20 т, ракета «Н-111». включающая третью и четвертую ступени со стартовой массой 200 т, и полезной нагрузкой 5 т. Имелись проекты ракет большей размерности, чем исходная, форсированные, с полезной нагрузкой 120 т и 165 т. То есть конструктивно-компоновочная схема и параметры входящих в нее блоков позволяли создать ряд ракет разной размерности, что делало создаваемую ракету-носитель действительно универсальной, и обеспечить более долгую жизнь, чем даже у ракеты Р-7.

Однако в связи с развертыванием работ по созданию проекта «Сатурн» – «Аполлон» в США, направленных на создание комплекса для полета к Луне трех астронавтов и высадки на Луну двух из них, основной упор в работах с РН «Н-1» был сделан на проектирование лунного комплекса с полезной нагрузкой, выводимой на орбиту высотой 220 км, не менее 95 т. Для решения этой задачи летный вариант ракеты-носителя выполнен в виде трехступенчатой ракеты, собранной по схеме «тандем». Общая длина ракеты без полезной нагрузки равнялась 64,4 м. диаметр максимальный по заднему торцевому шпангоуту хвостового отсека первой ступени более 16 м, диаметр переднего торцевого стыковочного шпангоута третьей ступени 6 м. Стартовая масса ракеты 2750-2820 т, тяга двигательной установки на Земле равна 44200 кН. Длина ракеты с полезной нагрузкой массой 95 т равна 101 м.

Тяговооруженность позволяет осуществлять полет при выходе из строя трех двигателей. При этом система синхронизации двигательной установки должна немедленно отключить три оппозитно расположенные ЖРД во избежание создания момента, опрокидывающего ракету. На переднем торцевом шпангоуте фермы устанавливается вторая ступень ракеты. Соединение с хвостовым отсеком производится с помощью 24 разрывных болтов.

В полете бак горючего наддувается до давления 0,8 Н*с/кг для обеспечения необходимого давления компонента на входе в насос горючего. Для наддува используется генераторный газ, температура которого снижается путем балластировки горючим в специальном смесителе. Вторая ступень ракеты «Н-1» состоит из хвостового отсека, двигательной установки, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего, ферменного переходника между второй и третьей ступенью. Длина ступени 23 м, масса конструкции второй ступени равна 52,2 т.

Двигатели 11Д112 установлены неподвижно. Управляющие моменты в плоскости тангажа и рыскания создаются за счет дросселирования и форсирования оппозитных двигателей. Управление по каналу тяги крена осуществляется восемью реактивными двигателями малой тяги, расположенными попарно соплами в разные стороны на раме двигательного отсека с шагом в 90°. Для наддува бака горючего используется генераторный газ. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом. Газификация производится в специальном теплообменнике.

Бак окислителя второй ступени объемом 300 м 3 выполнен в виде сферы диаметром 8,4 м. Конструкция бака аналогична конструкции бака окислителя первой ступени. Бак горючего второй ступени объемом 155 м 3 выполнен в виде сферы радиусом 3,33 м. Наддув бака горючего производится так же, как и на первой ступени.

Третья ступень ракеты «Н-1» состоит из хвостового отсека, силового кольца, бака окислителя, межбакового отсека и двигательной установки, включающей четыре двигателя 11В52. Тяга каждого двигателя равна 450 кН. Длина ступени 23 м, масса конструкции ступени примерно равна 13,7 т. Двигатель 11В52 имеет удельный импульс тяги 3120 Н*с/кг. В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород То – 1,250 т/м 3 и керосин. Время работы двигателя 288 с. Расход топлива 0,581 т/с. Бак окислителя имеет объем 98,6 м 3 и выполнен в виде сферы радиусом 2,87 м. Бак горючего третьей ступени имеет объем 61,6 м 3 и выполнен в виде сферы радиусом 2,45 м.

21
22
23

Первоначально планировалось начать летные испытания в 1967 г. и осуществить экспедицию на Луну в конце 1969 – первой половине 1970 гг. Но строительство стартового комплекса в основном было выполнено лишь в конце 1967 г., а его отработка с комплексом «Н1-Л3» завершилась в декабре 1968 года. Таким образом система «Н1-ЛЗ» получила заключение о допуске к летным испытаниям лишь в начале 1969 г. Летным испытаниям было подвергнуто четыре ракеты. Каждый пуск проводился после анализа результатов телеметрии, дефектации материальной части и реализации мероприятий по устранению замечаний, выявленных при предыдущем пуске. Первый пуск был осуществлен 21 февраля 1969 года. Двигатели ракеты проработали 68,67 с и были выключены вследствие возникшего пожара в двигательном отсеке первой ступени. За два месяца до этого с 21 по 27 декабря 1968 года астронавты Борман, Ловелл и Андерс на корабле Аполлон-8 выполнили облет Луны.

3 июля 1969 года при втором пуске в результате аварии ракеты был разрушен стартовый комплекс. 24 июля земляне встречали астронавтов Армстронга, Олдрина и Коллинза – экипаж корабля «Аполлон-11». осуществивший 21 июля выход на поверхность Луны. Летные испытания комплекса «Н1-ЛЗ» принимали затяжной характер. С опережением отработки носителя проводились летные испытания блоков комплекса «ЛЗ» – блока «Д», ЛОКа с блоком «И» (в составе комплекса Л1) и ЛК с блоком «Е» в составе экспериментального изделия Т2К (24 ноября 1970 года, и 12 августа 1971 года).

27 июня 1971 года при третьем пуске ракета № 6Л потеряла управляемость по крену и после начавшегося разрушения стыка третьей ступени с головным блоком на 51 секунде двигатели были выключены.

Политический интерес к программе «Н1-ЛЗ» падал.

Встал вопрос повышения уровня научно-технических задач программы для освоения Луны и дальнейшего использования комплекса «Н1-ЛЗ». ЦКБЭМ разработало «Технические предложения по созданию комплекса «Н1-ЛЗМ». Комплекс позволял двухпусковой схемой осуществить длительную экспедицию на Луну и обеспечивал экстренное возвращение экипажа на Землю. Предложения предусматривали ускорение отработки «Н-1».

Как отмечалось в решении совместного заседания Совета главных конструкторов и Ученого совета ЦКБЭМ 15 мая 1972 года, «… предложения разработаны во исполнение решения ВПК от 16 марта 1972 года и полностью соответствуют Техническому заданию АН СССР…».

23 ноября 1972 года был произведен четвертый запуск комплекса «Н1-ЛЗ». Ракета № 7Л, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полетом осуществлял бортовой вычислительный комплекс по командам гиростабилизированной платформы разработки НИИАП. В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения, улучшена механическая и тепловая зашита приборов и бортовой кабельной сети и др. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой разработки ОКБ – МЭИ (главный конструктор А. Ф. Богомолов). Всего на этой ракете было установлено более 13000 датчиков.

Ракета пролетела без замечаний 106,93 с, но за 7 с до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение двигателя № 4, которое привело к ликвидации ракеты.

Несмотря на то, что все пуски закончились авариями, они позволили в натурных условиях отработать наиболее сложную ступень ракеты и преодолеть атмосферный участок полета. Полные затраты на освоение Луны по программе «Н1-ЛЗ» на январь 1973 года составили 3,6 миллиарда рублей, из них на создание «Н-1» – 2,4 миллиарда рублей.

Очередной пуск намечался на IV квартал 1974 г. К маю на ракете № 8Л были реализованы все проектные и конструктивные мероприятия по обеспечению живучести ракеты, вытекающие из анализа предыдущих полетов и дополнительных исследований. Начался монтаж двигателей многократного запуска. Однако назначенный в мае 1974 года руководитель ЦКБЭМ, преобразованного в НПО «Энергия», академик В. П. Глушко работы по теме «Н1-ЛЗ» прекратил.

Постановление Правительства о прекращении работ по этой теме и списанию затрат вышло в феврале 1976 года. Производственный задел ракетных блоков, практически все оборудование технического, стартового и измерительного комплексов было списано и уничтожено. Несмотря на столь печальный конец ракеты-носителя «Н-1», опыт проектно-конструкторских разработок, производства, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы был в полной мере использован при создании ракеты-носителя «Энергия».

«Почему мы не слетали на Луну?» – вопрос, который задается нашими соотечественниками. Ответ можно найти в брошюре, написанной академиком В. П. Мишиным. Отвечая на поставленный вопрос, Василий Павлович, ставший главным конструктором после кончины С. П. Королева в 1966 г., высказался следующим образом: «Во-первых, США в то время обладали более высоким научно-техническим и экономическим потенциалом, чем наша страна. Во-вторых, в США программа «Сатурн – Аполлон» была общенациональной программой, которая должна была восстановить престиж страны. В-третьих, наряду с программой посадки человека на Луну у нас разрабатывался в ОКБ В. Н. Челомея проект облета Луны космическим кораблем с двумя космонавтами на борту УР-700-ЛК-700. Наличие двух программ распыляло силы».

pEcoe3IJ7WQ

Понравилась статья? Тогда поддержите нас, поделитесь с друзьями и заглядывайте по рекламным ссылкам!

Источник

Adblock
detector