РДТТ конструкции технологии материалы - IX

Наша с тобой дискуссия на известную псевдонаучную тему перешла в затяжной эндшпиль. Мне кажется, что ты всё же смешиваешь помятие "абсолютное" с "оптимальным". Тебе хочется иметь "абсолютный алгоритм - эликсир счастья", а я ограничиваюсь "оптимальным", то есть выбранным возможным алгоритмом, удовлетворяющим не всем, но нескольким наиболее важным условиям. И ты почему-то ждёшь этот "эликсир" от меня - скромного (или не очень?) любителя экспериментального ракетостроения, когда его не нашли за сотню лет наши отцы-академики... Но вот я нашёл время покопаться в нескольких книгах по внутренней баллистике топлив (различных) и в когда-то штудированном мною с карандашом Саттоне... И нашёл следующее. В общем-то эффективность топлива и мотора в целом определяются скоростью истекающих из сопла газов - v:(цитирую по книге: "Sounding Rockets", chapter - Generation of the Rocket jet)

v = {2gamma/gamma - 1 x R/M x To x (1 - (P/Po) exp(gamma - 1)/gamma)}

где гамма это коэффициент адиабаты Cp/Cv , М - молекулярный вес истекающих газов, Т - температура в камере, а P/Po - (Pressure ratio) отношение давления в камере к давлению на выходе из сопла... Очевидно, что скорость тем выше, чем меньше молекулярная масса газов, выше температура в камере, и больше Pressure ratio...
А вот последнее, как раз и относится к категории "оптимального". Действительно, увеличиваем давление в камере - увеличивается скорость, уменьшаем - уменьшается...
Но делать это произвольно не даёт "гамма" - коэффициент адиабаты... Его значение должно поддерживать в моторе адиабатический процесс без совершения теплообмена.
Но это отдельная песня. Вернёмся к "нашим баранам". Далее идём к Саттону. Старый Джордж в главе - Nozzle theory and thermodynamic relations, приводит график: Изменение идеального кпд vs. P/Po... (См. Фиг.1) На нём видно, что, начиная с отношения 1000, изменение эффективности мотора переходит почти в плато... Поехали дальше. На другой странице автор, переходя уже к понятию специфического импульса (извините за кальку, некогда вспоминать русский вариант) как величине, позволяющей сравнивать одну ракетную систему с другой, делает важное заключение, что необходимо принять ФИКСИРОВАННОЕ ЗНАЧЕНИЕ Pressure ratio - P/Po и продолжает:
давление в камере 1000 пси или 6.894 МПа и давление на выходе в 14.7 пси (1 Атм) или 0.1013 МПа в основном используется сейчас как стандарт, для такого сравнения.
То есть, это давление и P/Po = 1000, используются для "стандартных" расчётов мотора. Вопрос, будет ли это давление "оптимальным" для данного мотора и топлива, решает уже разработчик, исходя из условий, приведённых в одной из таблиц, приведённых мною в начале нашей дискуссии. Например, наш уважемый амиго non-conformist, глаголет народную истину: если я нашёл подходящую трубу, то я в ней мотор и заделаю. А там посмотрю. Правильно это? .... В рамках ситуации, наверное если не правильно, то логично... Я имею другие возможности, поэтому могу себе сам написать ТЗ на ракету, задать импульсы, определить массу грана, а потом решать, какой материал мне посмотреть на складе фирмы или заказать по каталогу... Но вот в чём я уверен и следую этому, что стандартный расчёт мотора с оптимальными (то есть отчасти заданными стандартами, отчасти определяемые задачей) параметрами должен быть выполнен с учётом вышеупомянутого тезиса... Поскольку все коэффициенты в прогах общего пользования (они вообще-то все Made in USA)или при использовании ручного расчёта были выведены исходя из их американского стандарта...

Fig.2

a_centaurus, я тоже читал книжки и всё, что ты пишешь здесь, мне известно. Я же не прошу пересказывать мне учебники. Просьба у меня была совсем другая.

a_centaurus> То есть, это давление и P/Po = 1000, используются для "стандартных" расчётов мотора. Вопрос, будет ли это давление "оптимальным" для данного мотора и топлива, решает уже разработчик

Вот я и просил тебя, как разработчика твоих двигателей, объяснить, почему ты считаешь оптимальным для твоих двигателей и твоего топлива давление 1000пси.

Только не надо общими фразами, что при низком давлении УИ падает, а при высоком корпус тяжёлый. Это я знаю. Вопрос - как ты лично искал оптимум, с цифрами. И не надо говорить, что оптимум у всех разный. Я спрашиваю про метод выбора оптимума, который используешь лично ты для твоих двигателей.

Я спрашиваю про метод выбора оптимума, который используешь лично ты для твоих двигателей.

 

Так я ж тебе уже сто раз написал про мой метод расчёта и дизайна SRM на сахаре. И также подробно описал, откуда я взял точку опоры для начала постановки задачи. За основу я взял решение уже мною упоминаемой задачи из Саттона по расчёту траектории ракеты-зонда с мотором известной performance (реальный Is мотора , масса шашки, масса ракеты) и такое же решение задачи для определения параметров SRM с композитным топливом, адаптировав его для случая сахарного топлива. И дополнил его параметрическим расчётом по 4 фиксированным давлениям: P = 1000 пси, как стандартное, P1 = 0.4P, P2 = 1.4П , подбирая Kn и упрощенным прочностным расчётом по методике группы ДАРК (в конце - всё та же оплёванная формула, что я привёл из задачи Саттона) для P3lim. = 2P. И с таким алгоритмом закончил прикладную теоретическую часть. Такую методику, по-видимому используют практически все любительские группы и индивидуальные любители. Например, термостат, только что постировал свой алгоритм. Он, в принципе очень похож, но только по мотору. Затем, имея тестированный мотор, он по кривой тяги посчитает ракету. Короче, напишу, пришлю, если чем-то поможет, то используешь, если нет, делай своё. Другого рецепта, по видимому, не существует. Если я правильно понял Варбана, то он примерно то же и сказал.

> a_centaurus
"гамма" - коэффициент адиабаты... Его значение
должно поддерживать в моторе адиабатический
процесс без совершения теплообмена.

 

Каким должно быть это знчение?

> a_centaurus
а P/Po - (Pressure ratio) отношение давления в
камере к давлению на выходе из сопла...

(См. Фиг.1) начиная с отношения 1000, изменение
эффективности мотора переходит почти в плато...

То есть, это давление и P/Po = 1000,
используются для "стандартных" расчётов
мотора.

 

P/Po = 1000 получится при огромном
давлении P = 14700 psi

а при давлении 1000 psi оношение
P/Po будет 68.

> a_centaurus
...Я имею возможности ... решать, какой материал
мне посмотреть на складе фирмы или заказать по
каталогу...

 

Понимаю, это развращает и затягивает.

> a_centaurus
Fig.2

 

В этом отрывке сказано что для сравнения "специфичного"
импульса различных систем, и для определения влияния
различных конструктивных параметров, нужно принять
какоето единое отношение P/Po. Давление в камере 1000
psi и атмосферное давление на выходе приняты за
стандарт для такого сравнения.

Ни какой привязки к сахарному или иному топливу нет.
Нет и ни какого намека что это давление эффективно
или нет.

Я уверен что это давление выбрано потому что
гарантирует стабильное горение большинства
применяемых топлив вот и все. Т.е. позволяет
сравнивать любые топлива (или пары топливо-
окислитель) между собой.

> a_centaurus
Fig.2

 

Что означает коэф. k ?

=====

горизонтальная шкала на графике 1
логарифмическая поэтому визуально кажется,
что снижение давления катастрофически
снижает КПД, особенно при k = 1.6

На самом деле это не так.

Ты используешь давление 1000 psi (красная линия),
если снизить его до 200 psi (т.е. в 5 раз!) то
эфективность снизится очень не значительно!

Мы перейдем с зеленых уровней КПД на голубые.

Если k = 1.6 то КПД снизится с 79% до 63% - это

уменьшение всего в 1,25 раза! при том что масса
корпуса РД может быть снижена почти в 5 раз!
(ну реально я думаю в 3.5 раза)


Если k = 1.1 то КПД снизится с 32% до 21.5% - это

уменьшение в 1,5 раза! но опять же масса
корпуса РД может быть реально в 3.5 раза
(это наверняка).

---

При увеличении давления, КПД повышается еще менее
значительно, при том что масса корпуса растет
практически пропорционально давлению.

---

Вобщем есть у тебя данные и графики, но с ними
нужно работать. интерпретировать их правильно.

Таже история, что с двойкой в формуле.

Таже история, что с двойкой в формуле.

 

Ты Серёжа хорошо поработал, ревизуя мой пост, в отличие от меня, который не имеет такого спокойного времени. Но я не боюсь ошибаться. Вернее привык делать, исправлять и отвечать за свои ошибки. Зато, в споре рождается какое то приближение. Ведь по готовому тексту очень легко читать и критиковать. Я тоже так умею... Насчёт Фиг.1, виноват, думал об этих чёртовых 1000 пси, поэтому и поделил 1000 пси на 1 Атм...И правда, нет такой большой зависимости эффективности от Pressure ratio... Но в основном-то речь шла, что P = 1000 пси выбрана, как постоянное стандартное значение, как ты сам сказал, оптимальное для расчёта многих топлив. И не передёргивай, я не сказал ничего про эксклюзивность карамельного топлива, а наооборот, добавил, что это давление - стандарт а не оптимум...Но почему тогда её не применить и для карамели? Любая модель должна подкрепиться экспериментальными результатами, а это я сделал вдостатке. И определил для себя, что в моих моторах меня будет устраивать оптимум давления 1000-1200 пси, потому что сделанное по моей технологии топливо в этих условиях горит по адиабатическому закону (кстати про гамма: возьми и посчитай, замеряя Cp и Cv, что на самом деле делает ПРОПЕП), когда нет заметной эррозии и нагрева корпуса... ВСЁ!!! Дальше я уже об этом не хочу думать. У меня ящик моторов, готовых к использованию. Я уже занимаюсь другими моторами, которые мне более важны - гибридами. И как я уже показывал, достаточно удачно. Так вот их я вообще расчитывал на пальцах, поскольку, например, никакая прога не считает работу мотора в обьёме микрогибрида... Но расчитал, построил, отработал и мотор показывает стабильные 210 с... Теперь, на основе этого опыта, перешёл на другой уровень и потихоньку набираю информацию. А про склад, который развращает... Зависть - не самое лучшее чувство... Знаешь, попробуй, хотя бы мысленно однажды пройти путь эмигранта... Я уехал из Союза только с тем, что заработал руками и головой, в грабеже своего народа и дележе власти не участвовал... Здесь начал с поиска работы на улице. И если я сейчас занимаю определённое место на фирме, которая входит в мировой рейтинг по технологиям, то это мне никто не подарил... Кстати, нам нужны инженеры-россияне (а это уже моя работа)- специалисты в радарах, квантовой электронике, оптике, ядерной физике... Хочешь попробовать пройти конкурс? Присылай свой CV, если попадаешь в число тех, кого я перечислил. Служба персонала всё равно перешлёт его мне на рецензию. Но, насколько я знаю, сейчас в конкурсе участвуют около 3000 CV со всего мира... Тем не менее русским - особое доверие и симпатия.

Кстати про 2 в формуле. . С чего это ты подхватил, что я имел в виду 2 в знаменателе? Имелась в виду следующая формула, где 2 умножается на результат, вучисленный по первой формуле. Тогда и получается толщина стенки, взятая с выбранным коэф. надёжности - 2... Только не спрашивай меня почему. Сам решай, мало или много. Я уже писал, что ДАРК, в случае Zn+S берёт 1.25 и это при 120 Атм.

> Только не надо общими фразами, что при низком давлении УИ падает, а при высоком корпус тяжёлый.

Предлагаю:
1. Провести расчет в SRM серии двигателей с одинаковыми зарядами, но разными Кн (для разных давлений в КС). Получаем серию возрастающих импульсов.
2. Расчитать массы корпусов этих двигателей по формулам (кто владеет) или по накковой программе для расчета корпусов. Получаем серию возрастающих масс корпусов.
3. Программой для расчета высоты подъема ракеты известной массы с двигателем известного импульса (там, если не ошибаюсь, забивается в числе прочих и соотношение "масса ракеты / масса двигателя"), расчитываем высоты подъема наших виртуальных ракет с разными давлениями в КС, обуславливающими разные массы корпусов двигателей (следовательно - разные массы ракет).
4. В Ворде строим красивую диаграммку высот полетов.
5. Если на графике есть экстремум, или хотя бы что-то вроде плато - определяем точку перегиба (точку оптимума). Если нет - начинаем с п.1, увеличив число виртуальных двигателей с возрастающими давлениями в КС.
6. Успокаиваемся, и переходим к практическим упражнениям.

Как вам мой план? Хороший?

***
Насчет возможностей - ну что тут сказать! Тут все ясно, зачем даром воздух трусить. Не совсем понятно предложение купить готовый двигатель. Проще уж готовую ракету, да и стрелять себе в удовольствие. Только хобби я в этом в упор не наблюдаю. Так, баловство одно.

Термостату - отдельное спасибо за исчерпывающее руководство по работе с SRM. Судя по отсутствию реплик, я понял что возражений по этому алгоритму нет. Если все правильно, то принимаю его на вооружение. Несколько нюансов (соотношений) приведенных в нем, ранее мной не учитывались.

Привет всем, я тут первый раз. Кое как зарегался...
И вот по какому делу, у меня есть хим. справочник в DJV справочник азотчика, справочник по перекесям(не путать чисто с перекесью водорода) хотя там о всех перекесях есть. И еще некоторые работы ученых по азотным соединениям.

На счет топлив, я только начал... и пока занимаюсь теорией, подыскиваю компаненты. К таким я выводам пришел...
KNO3 энергетически выгодное соединение, но более выгодной является амеачная селитра NH4NO3, так как в ней болше водорода и азота и при разложении качество газов (состав) будет значительно выгоднее.
Кроме того содержание кислорода можно резко уменьшить, что благотворно скажется. А именно будет меньше воды. В качестве пластификатора думаю можно будет использовать полиэтилен С2H4. Кроме того как компанентную добавку океслителя можно(лутше использовать) лимонную к-ту (Т пл. ~153гр) формулу не привожу она достаточно сложная.

Избыток кислорода ведет к тому что повышается температура в процессе окисления, энергетически же кислород в твердом топлеве самый не выгодный.
Кроме того это образующий компанент воды...
Углерод можно назвать наполнителем, который очень вяло вступает в реакции, но его большой плюс в том что он хорошо связывает кислород образуя соединения типа CO CO2.

Самые выгодные компоненты ТТ это водород и азот, азот очень легко вступает в риакции с водородом и щелочными металами типа K и Li образуя мощные по энергетике составы: KH2 гидрид калия, NH3 амиак (гидрид азота)
С такими соединениями как амиак легко вступают в реакцию такие не выгодные компаненты как CO, C, С2, O2.

Конечно это все еще нужно проверять и я готовлюсь, пока что. Нужно оборудование и реактивы, этим я и занимаюсь теперь.

---

Кроме того могу сказать что на камеру сгорания лутшим металом будет являтся сталь 40X13 -40X15 для давлений порядка 20МПа достаточно 1.2мм стенки.
Если такую трубу закалить (мартенсит) и произвести Азотирование то характеристики этой стали можно будет отценить, как жаропрочная и химически стойкая.
Еще отдам за дешиво одно ноухау
Если сделать корпус двухстенным и из межстеного пространства откачать газ (создать вакум), то вы получите термос. Что это даст?
1. Тепловая энергия не будет рассеиваться через стенки в среду, а будет уходить в сопло.
2. Внешняя термоизоляция не нужна
3. Камера сгорания будет нести только растягивающию внутреннею нагрузку.
Еще продам за дешиво, когда я служил ... я очень хорошо запомнил конструкцию "шайтан трубы" и снаряда, там перед соплом в нутри ставится диафрагма. Это не что иное как сетка дожигателя продуктов горения и что отвалилось и не сгорело. За счет этого не хитрого устройства можно устранить много непреятностий с процесом горения и поднять КПД топлива. Кроме того диафрагма может выполнять функции каталетической сетки.

BVB> Привет всем, я тут первый раз.

Привет новичку!

BVB> И вот по какому делу, у меня есть хим. справочник в DJV справочник азотчика, справочник по перекесям(не путать чисто с перекесью водорода) хотя там о всех перекесях есть. И еще некоторые работы ученых по азотным соединениям.

Я так понял, ты предлагаешь передать их в нашу электронную библиотеку? ;^))
Наша библиотека здесь:
/
Посмотри, там очень много интересных книг.

Для начала лучше выложи сюда оглавление твоих книг, чтобы понять, насколько они нам нужны.

BVB> На счет топлив, я только начал... и пока занимаюсь теорией, подыскиваю компаненты. К таким я выводам пришел...

Выводы частично верные, частично не очень. Для проверки твоих гипотез тебе будет очень полезна вот эта программа:



Она позволяет расчитывать удельный импульс любого топлива.

BVB> В качестве пластификатора думаю можно будет использовать полиэтилен С2H4.

Ты прочитай архив нашего форума, твои познания о связках и пластификаторах серьёзно расширятся ;^))

Это оглавление по АЗОТУ
Птом идет справочник по химическим соединениям
Потом Перекись
Неорганические и органические соединения

Не знаю как несколько файлов за раз добавить, может что скасячил, но у меня еще есть много чего по химии и свойствам веществ

BVB> Это оглавление по АЗОТУ

Не могу открыть архив. Лучше выложи сюда картинки.

BVB> Птом идет справочник по химическим соединениям

Карякин - отличная книга, нам очень нужна.

BVB> Не знаю как несколько файлов за раз добавить

Ты выкладывай по одной картинке в сообщение, как Карякина.

> a_centaurus
У меня ящик моторов, готовых к использованию. Я уже
занимаюсь другими моторами, которые мне более важны -
гибридами. И как я уже показывал, достаточно удачно.

 

Не пойму, что ты так распаляешься. Ни кто тут не
ставит твой опыт под самнение. Идет общение -
поиск ответов на интересующие вопросы.
Ни чего обидного я не написал.

> a_centaurus
Ведь по готовому тексту очень легко читать и
критиковать. Я тоже так умею...

 

Ну дак а почему же мне еще критиковать, если я с
чем-то не согласен? У меня и есть только посты
из конфы - т.е. готовый текст.

> a_centaurus
дополнил его параметрическим расчётом по 4 фиксированным
давлениям: P = 1000 пси, как стандартное, P1 = 0.4P,
P2 = 1.4P , подбирая Kn

 

А четвертое какое?

Лучше брать давления с шагом в одинаковый коэф.
т.е. P1 не 0.4P а 0.7P

т.е. "крайние" расчетные давления будут отличатся
от центрального в (корень из двух) раз.

> a_centaurus
1000 пси выбрана, как постоянное стандартное значение, как
ты сам сказал, оптимальное для расчёта многих топлив.

... И не передёргивай

 

вот и непередергивай: я не говорил оптимальное,
а только стандартное!

> a_centaurus
Кстати про 2 в формуле. . С чего это ты подхватил,
что я имел в виду 2 в знаменателе?

Имелась в виду следующая формула, где 2 умножается
на результат, вучисленный по первой формуле.

Тогда и получается толщина стенки, взятая с выбранным коэф.
надёжности - 2...

Только не спрашивай меня почему.

 

С того что ТЫ ЭТО написал:

Помнишь? от 06.04.2005

> a_centaurus
Я спросил у Саттона, я спросил у Накки, я спросил у
самого себя...

Все трое для расчётов прочности цилиндрического корпуса
используют формулу


прямой зависимости d - от давления в камере, среднего диаметра
камеры - D (определяется по середине толщины стенки)и
обратной зависимости от величины предела прочности
материала - сигма (ultimate tensile strength) умноженной на
фактор надёжности (обычно - 2)...

 

В виде формулы, то что ТЫ написал (с русским языком у меня
все в порядке!) выглядит так:

d = P * D /(сигма * 2)

далее ты пояснил:

> a_centaurus
Вот в эту двойку и входят все остальные критерии прочности,
как поверхностные, так и торцевые, а также нагрев стенки и
экспериментальные данные по поведению материала.

 

Я и затем (07.04.2005) еще victorzv2 - пытались объяснить
тебе, что это двойка просто превращает диаметр в радиус.
Либо если нравится именно Диаметр то принимает во внимание
что нагрузку держат две стенки трубы.

Т.е. эта двойка не является коэфицентом безопасности.



Теперь именно ТЫ ПЕРЕДЕРГИВАЕШЬ и пишешь что это
Я запихнул двойку в знаменатель?! офигеть...

> a_centaurus
Кстати про 2 в формуле. . С чего это ты подхватил,
что я имел в виду 2 в знаменателе?

Имелась в виду следующая формула, где 2 умножается
на результат, вучисленный по первой формуле.

 

Народ! кто нибудь может сказать что:

"Имелась в виду следующая формула, где 2
умножается на результат, вучисленный по
первой формуле."

вот из этого текста (кусок БЕЗ КУПЮР!):

> a_centaurus

Все трое для расчётов прочности цилиндрического корпуса (
определения толщины стенки - d металлического цилиндра),
используют формулу прямой зависимости d - от давления в
камере, среднего диаметра камеры - D (определяется по
середине толщины стенки)и обратной зависимости от величины
предела прочности материала - сигма (ultimate tensile
strength) умноженной на фактор надёжности (обычно - 2)...

Вот в эту двойку и входят все остальные критерии прочности,
как поверхностные, так и торцевые, а также нагрев стенки и
экспериментальные данные по поведению материала. Как
правило - этого достаточно.

И не надо выдумывать, всё до нас уже было придумано и сделано.
Надо научится использовать чужой опыт.

 

Экстрасенсы есть???


Поэтому я и стал предупреждать людей что расчет по твоей
формуле опасен, так как в нем не запаса по прочности, ты
ведь указал использовать давление:

> a_centaurus
... от давления в камере ...

 

victorzv2 пишет тебе, что те у кого ты взял эту формулу и
на кого ты ссылался вводят коэф. запаса прочности, который
тоже равен 2 в давление которое используют в формуле!


т.е. правильная формула, при использовании давления в камере
мотора, а именно его дает SRM и учитывающая запас прочности = 2

будет:

d = (P * D /(сигма * 2)) * 2

вот эта последняя двойка и есть запас прочности!


Ты же человек и можешь ошибится, ну дак признаяй
это и всего делов то...

Ты же пишешь:

> a_centaurus
Но я не боюсь ошибаться. Вернее привык делать,
исправлять и отвечать за свои ошибки.

 

Я предложил тебе написать опровержение, потому что формула
в том виде как ты ее привел представляла опасность для тех
кто бы ее использовал.

а ты вместо этого решил на меня перевалить ошибку:

> a_centaurus
Кстати про 2 в формуле. . С чего это ты подхватил,
что я имел в виду 2 в знаменателе?

 

Азот

Справочник
И Еще один учебничек

Из Азота нужны главы по нитратам, остальное не нужно.

Справочник химика у нас есть.

Тот что у вас справочник другой по сравнению что я предлагаю, я страничку выложу все поймеш.

BVB> Тот что у вас справочник другой по сравнению что я предлагаю, я страничку выложу все поймеш.

Не сомневайся, я знаю этот справочник, я им пользуюсь. Может в нашей библиотеке нет, но в сети он есть. Карякин для нас гораздо полезнее.

> Nоn-conformist

Предлагаю:
1. Провести расчет в SRM серии двигателей

2.

....

Как вам мой план? Хороший?

 

Хорошо.

еще можно скачать книгу:

РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

М.Баррер, А.Жомотт, Б.Ф.Вебек, Ж.Ванденкеркхове.

Оборонгиз, Москва 1969.

Прочитать ее всю и в частности стр. 336 про
оптимальное давление в двигателе.

> Nоn-conformist
руководство по работе с SRM. Судя по отсутствию реплик, я
понял что возражений по этому алгоритму нет. Если все
правильно, то принимаю его на вооружение.

 

Алгоритм чисто эмпирический и не подтвержден практикой -
так что принимай с осторожностью, продумывай что делаешь.

Мне легко было написать: "расчитать крепление крышки и
сопла с такимито параметрами" - но это не просто
сделать, а главное испытать.

> BVB
на камеру сгорания лутшим металом будет являтся
сталь 40X13 40X15 для давлений
порядка 20МПа достаточно 1.2мм стенки.

 

О! наконец то мы узнали материал и толщину стенки для моторов любого диаметра... ;^))

Жаль что закалка и азотирование не всем доступно.

> BVB
сетка дожигателя продуктов горения и что отвалилось
и не сгорело.

 

Колосник.

termostat> О! наконец то мы узнали материал и толщину стенки для моторов любого диаметра...

Термостат, ты когда шутишь, то смайликов побольше ставь, а то все сейчас рванут свои моторы закаливать ;^))

BVB> сетка дожигателя продуктов горения и что отвалилось и не сгорело.

termostat> Колосник.

Диафрагма

"parilla" en castellano: На ней готовят традиционное "асадо" - мясо по-аргентински... Я теперь, по совету Serge, тоже буду везде вставлять смайлики... :ph34r: