[image]

Взрыв под лунным модулем

 
1 2 3 4 5 6

7-40

астрофизик

7-40>> Какой график, не врубился?
Tico> График подьёма А-11, который Кропотов перетащил к себе в док. Там отметка в 2 секунды соответствует высоте метров в 10, что примерно соответствует ролику и раскадровке. Ну всё это конечно жутко приблизительно, но если считать график точным, то примерно так.

По-моему, там 2 секуднам соответствует где-то 10 футов; но этот график вполне иллюстративный, без претензий на точность.

7-40>> ...Но за 2 секунды подъёма с номинальным ускорением высота была бы ок. 3 метров. Избыток в 7 метров означает начальный избыток скорости порядка метров в секунду.
Tico> Забейте на номинальную тягу. Она во всех отчётах - среднее значение за весь подьём.

Ну конечно. Потому и хочется узнать, каким было действительное ускорение в первые секунды.

Tico> Я говорю о том, что график, который Кропотов принимает за "правильный", на самом деле близко соответствует раскадровке, которую он считает "неправильной". Это конечно означает, что подьём не был равноускоренным, но он и не был таким.

По-моему, всё-таки там для двух секунд выходит где-то 1/8 деления шкалы высоты, т. е. 10 футов, ок. 3 метров. А 4 секунды на графике - 40 футов, 12 метров.
   

Tico

модератор
★★☆
7-40> По-моему, там 2 секуднам соответствует где-то 10 футов; но этот график вполне иллюстративный, без претензий на точность.

Тьфу, ё... :( И верно - футы. И как раз десяти и соответствует. Тогда и в самом деле есть расхождение. И чего меня бес с метрами попутал :(
   
UA Yuri Andropov #24.06.2007 13:17
+
-
edit
 

Yuri Andropov

втянувшийся
TICO>Если я понял правильно, стартовый скачок давления (start transient chamber pressure overshoot) вообще никак не зависел от преграды.

сам понял чего сказал!? конечно зависит. штатный перепад без преграды может быть десятки процентов, а с преградой перепад - десятки-сотни раз. Разницу чуствуешь?

это в догонку темы упертого сопла. сопло имеет штатное давление на срезе около 0,016кгс/см2

с преградой заброс доходит до ~2..2,5кгс/см2 на срезе (половина критического)

или 150 раз заброс. :) кстати, взрывная волна с фронтом 2атм разнесет любой грузовик и даже танку будет совсем худо. Так что ошметки полетят от всего ЛМ во все концы :D
   
IL Tico #24.06.2007 13:31  @Yuri Andropov#24.06.2007 13:17
+
-
edit
 

Tico

модератор
★★☆
TICO>>Если я понял правильно, стартовый скачок давления (start transient chamber pressure overshoot) вообще никак не зависел от преграды.
Y.A.> сам понял чего сказал!? конечно зависит. штатный перепад без преграды может быть десятки процентов, а с преградой перепад - десятки-сотни раз. Разницу чуствуешь?

Я не это имел ввиду. Я как раз и говорил о том, что есть штатный скачок давления, который не зависит от наличия преграды. То, что он будет больше с преградой, это я тоже знаю.

Y.A.> это в догонку темы упертого сопла. сопло имеет штатное давление на срезе около 0,016кгс/см2
Y.A.> с преградой заброс доходит до ~2..2,5кгс/см2 на срезе (половина критического)
Y.A.> или 150 раз заброс. :) кстати, взрывная волна с фронтом 2атм разнесет любой грузовик и даже танку будет совсем худо. Так что ошметки полетят от всего ЛМ во все концы :D

Ага, а американцы, проводившие десятки прекрасно документированных тестов именно на такую ситуацию - старт в присутствии преграды - конечно же лохи и имбецылы, а Вы один умный? И уж Вы-то их разоблачили? Как знакомо :D
А по моему, Вы просто доказываете Первый Тезис ;)
   

Tico

модератор
★★☆
Да, недо не забыть спросить Кропотова, что же мешало лебёдке тянуть "макет" с "нужной", указанной в отчётах скоростью :D
   

Tico

модератор
★★☆
Y.A.> в первом случае (отрезок 1сек) при массе ЛМ ~5т имеем условную тягу двигателя F=m*a=(3*2+1.6)*5000=38кН
Y.A.> при втором (отрезок 3сек) F=m*a=(10*2/9+1.6)*5000=19кН
Y.A.> или ЛМ толкается силой которая в два раза скачет туда сюда...

И что в этом удивительного? То, что тяга не была константой, и так известно.

Y.A.> у нас ЛМ изначально стоит. Его скорость НУЛЬ. в первом приближении полет идет равноускоренно H~a*t2/2

Так он не идёт равноускоренно, об этом и речь.

Y.A.> можно говорить лишь о том, что тяга ЖРД вдруг стала в два раза больше (допустим за счет избыточного давления под соплом) что составляло (38кН-15кН)/0,5кв.м=46кПа ~0,46ат

Возможно. Ну там ещё был RCS. Кроме того, был штатный скачок давления при запуске.

Y.A.> при том что на срезе сопла должно было быть ~0.016ат или в 28 с лишним раз меньше. при этом создать длительное время (1сек) давление вокруг ЛМ в пол-атмосферы это утопия.
Y.A.> избыточная приращенная кинетика 1сек*(38кН-15кН)/5000кг=4,6м/с (вклад "донного" эффекта)
Y.A.> значит если предположить что эффект "донного давления" длился лишь ~0,2с то давление должно быть впятеро выше ~2..2,5ат

А почему предполагать именно 0.2 секунды? :) Ну вот почему именно так, а не иначе? Вообще-то длительность скачка давления при запуске известна. Но почему Вы решили, что именно 0.2 - это интересно :) Как и - почему 0.5 кв. метров? Ведь это вакуум, строя расширяется совсем не узким конусом.

Y.A.> что я в свое время и предсказывал - это 50% критического давления ЖРД ЛМ. Или в 140 раз выше того, что должно быть на срезе сопла.
Y.A.> Вот вопрос - ударная волна в 2ат сметает кирпичные кладки, опракидывает танки, сметает любые конструкции.

:D Давление на срезе сопла не имеет ничего общего с ударной волной.
   
UA Yuri Andropov #24.06.2007 18:16
+
-
edit
 

Yuri Andropov

втянувшийся
TICO>Ага, а американцы, проводившие десятки прекрасно документированных тестов именно на такую ситуацию - старт в присутствии преграды - конечно же лохи и имбецылы, а Вы один умный? И уж Вы-то их разоблачили? Как знакомо

ну почему лохи!? вот Гриффин учел мои замечания и в будущем ЛМ-е уже предусмотрено отверстие для истечения газов взлетника, да и вся конструкция переработана как буд-то нарочно - почти все мои замечания учтены :)

TICO>А почему предполагать именно 0.2 секунды? Ну вот почему именно так, а не иначе? Вообще-то длительность скачка давления при запуске известна. Но почему Вы решили, что именно 0.2 - это интересно

это 7-40 для примера взял такую цифру. Ну и чему по вашему равно время скачка давления? Просто интересно...

TICO>Как и - почему 0.5 кв. метров? Ведь это вакуум, строя расширяется совсем не узким конусом.

наверно потому, что площадь среза сопла равна 0,5кв.м. :D
сила прикладывается к соплу, а не к струе - это на всякий случай :D

TICO>Давление на срезе сопла не имеет ничего общего с ударной волной.


вы не слышали - иногда шахтеры в шахтах гибнут!? Механизм прост - топливо-воздушная смесь сгорает быстрее, чем газ может выйти из уской шахты - т.е. взрывообразный рост фронта давления.

по сути вы в ЖРД делаете тоже самое - заткнув сопло вы имеете скорость роста давления соизмеримую со скоростью реагирования продуктов.

по простому - засунули под сопло "лимонку" и выдернули чеку :)
   
IL Tico #24.06.2007 20:00  @Yuri Andropov#24.06.2007 18:16
+
-
edit
 

Tico

модератор
★★☆
Y.A.> ну почему лохи!? вот Гриффин учел мои замечания

Муагага :lol: Это Вам санитары рассказали? Не верьте им, Юрий, они и не такого наплетут ;)

Y.A.> ну почему лохи!? вот Гриффин учел мои замечания и в будущем ЛМ-е уже предусмотрено отверстие для истечения газов взлетника, да и вся конструкция переработана как буд-то нарочно

Да уж, когда ни ухом, ни рылом, то это, наверное, навсегда :D Юрий, а в каком именно из недавно представленных публике вариантов предусмотрено это отверстие? От какой фирмы? Не подскажете? :lol:

Y.A.> почти все мои замечания учтены :)

Ну вот скажите, Юрий, Вы в самом деле уверены, что специалисты по космическим аппаратам будут учитывать замечания дремучего ламера, который ни ухом ни рылом? Т.е. у Вас настолько раздутое самомнение?

Если серьёзно, то все отчёты об испытаниях по старту двигателя в условиях преграды именно в таком виде, в котором это было на ЛМ, давно доступны. И ни один специалист во всём мире не заметил в этих отчётах, как и в старте вслётной ступени, ничего странного. То, что Вы один считаете себя самым умным а тех людей, которые действительно строят ракеты и ракетные двигатели - дебилами, говорит только о степени запущенности Вашей болезни.

Y.A.> это 7-40 для примера взял такую цифру. Ну и чему по вашему равно время скачка давления? Просто интересно...

Попозже документик выложу.

Y.A.> наверно потому, что площадь среза сопла равна 0,5кв.м. :D

И чего, сопло разорвёт? Не поделитесь циферками, при каком давлении его разорвёт? ;) Опыты, небось, проводили? :D

TICO>>Давление на срезе сопла не имеет ничего общего с ударной волной.
Y.A.> вы не слышали - иногда шахтеры в шахтах гибнут!? Механизм прост - топливо-воздушная смесь сгорает быстрее, чем газ может выйти из уской шахты - т.е. взрывообразный рост фронта давления.

Класс, это вообще перл :D

Y.A.> по сути вы в ЖРД делаете тоже самое - заткнув сопло вы имеете скорость роста давления соизмеримую со скоростью реагирования продуктов.

Дык если заткнуть сопло, именно это и произойдёт. Но при чём здесь ЛМ? У ЛМ никто не затыкал сопло. Это какой-то другой ЛМ, который Вы придумали :D У настоящего ЛМ был зазор, сравнимый с площадью сопла. И вообще, Вас же уже разок возили об стол по этому поводу, и даже рассчёты проводили, всё никак не угомонитесь? :)
   
RU Старый #24.06.2007 21:38  @Yuri Andropov#24.06.2007 18:16
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Y.A.> вы не слышали - иногда шахтеры в шахтах гибнут!? Механизм прост - топливо-воздушная смесь сгорает быстрее, чем газ может выйти из уской шахты - т.е. взрывообразный рост фронта давления.
Y.A.> по сути вы в ЖРД делаете тоже самое - заткнув сопло вы имеете скорость роста давления соизмеримую со скоростью реагирования продуктов.
Y.A.> по простому - засунули под сопло "лимонку" и выдернули чеку :)

Стойте, стойте. У вас В ЖРД где смесь горит? В камере сгорания или в сопле? Или вобще под соплом?
   
UA Yuri Andropov #25.06.2007 21:52
+
-
edit
 

Yuri Andropov

втянувшийся
TICO>У настоящего ЛМ был зазор, сравнимый с площадью сопла. И вообще, Вас же уже разок возили об стол по этому поводу, и даже рассчёты проводили, всё никак не угомонитесь?

какие рассчеты? серьезно? я очень хорошо помню, ЧТО приводили. Но это были не рассчеты, а кое-что другое. И согласно ТЕМ расчетам давление на срезе при преграде заваливало далеко за 1кгс/см2 - сколько максимум точно так и не было установлено... вероятно до ~2кгс/см2

кстати, а как лично Вы, великий мэтр, сформулируете критерий минимального сечения газохода для случая ЛМ (преграда -плоская стенка) ?

Старый>Стойте, стойте. У вас В ЖРД где смесь горит?

у меня такая смесь горит :) такая смесь... щас расскажу - еще завидывать станете :D

кстати, вы какой коньяк предпочитаете - молдавский или грузинский? ах да, да - "боржоми" :)
   

Tico

модератор
★★☆
После некоторого копания в документах, пожалуй нашлись три фактора, которые могут быть ответственными за "чрезмерное" ускорение взлётной ступени ЛМ.

1. Штатный стартовый перепад давления в КС двигателя взлётной ступени ЛМ.
2. Возможный перепад давления и подброс из-за узости зазора между взлётной и посадочной ступенями.
3. Двигатели ориентации, которые при взлёте работали не симметрично, а только вверх.

Естественно, в любом случае равноускоренным движение ЛМ не было.

По штатному перепаду давления в открытом доступе удалось нарыть вот что (синим специально выделено для Юрия :) ):


*************************************************
APOLLO EXPERIENCE REPORT
ASCENT PROPULSION SYSTEM
*************************************************


REQUIREMENTS
To meet guidance requirements, the APS was required to produce 3500 pounds of
thrust, to fire for a total duration of 550 seconds, to develop 90 percent of the rated
thrust within 0.450 second after the start signal, and to decay to 10 percent of the rated
thrust within 0. 500 second after the cutoff signal. The maximum allowable combustion chamber
pressure during start transients was 177 percent of the nominal combustion chamber
pressure. This was a vehicle structural limitation.
To minimize the heat
transfer to the chamber, the magnitude of any periodic or uniformly cyclic chamberpressure
fluctuation or oscillation that occurred at a frequency of 400 hertz or less
could not exceed ± 3 psi, and those variations that occurred at a frequency greater than
400 hertz could not exceed ± 6 psi. In addition, the engine was required to be stable
dynamically in the presence of all self -induced or artifically induced disturbances,
thereby causing fluctuations of 175 percent of nominal chamber pressure in the combustion
process. Recovery time to a stable steady-state operation could not exceed
0.020 second....

ENGINE ASSEMBLY
Analyses of the heat-shield structural margins during fire-inthe-
hole (FITH) testing of the engine indicated a negative margin because of the
combustion-chamber-pressure peaks during the start transient of the engine. The contractor
investigated several means of reducing the chamber-pressure overshoot without
changing the valve design, but all solutions tried were unsuccessful. Therefore, the
heat-shield structure on the vehicle was modified to accommodate the higher chamber
overshoot during FITH testing
. Similar problems were experienced by the backup
contractor....

PROTOTYPE TESTING
Most of the prototype testing of the APS was conducted on the
WSTF test rig PA-1. This test rig was an ascent-stage structure that incorporated
the APS and RCS equipment in an approximate flight configuration (fig. 13). Simulation
was used except where it would affect the APS performance. The test rig accommodated
both the pressure-fed, 3500-pound-thrust ascent engine for firing in a
downward position and the 16 RCS engines, using a separate propellant-supply system
interconnected with the APS propellant tanks. The PA-1 ascent stage was constructed
of aluminum alloy and consisted of three major sections: the forward cabin, the midsection,
and the aft equipment bay. The structure included provisions for installing heat shields
for the FITH testing. A summary of the tests conducted on test rig PA-1
is given in table 11. These tests included all normal mission requirements and a
number of off-limit tests of possible problem areas such as FITH tests, pressure
overshoots, and component-abort tests
. Although all of these hot-firing tests were
not conducted with a qualified engine injector, the tests proved successfully the integrity
of the propellant and pressurization sections.
 


Вот та самая Таблица 11:
With flight-qualified engines, 57 tests were conducted over a total firing time
of 3392 seconds. Five engines and six thrust chambers (three heavyweight and three
lightweight) were used. The following are the results of these tests.
1. The mixture ratio of the ascent engine could be predicted within 0.6 percent
for engine operation at chamber pressures of 112 to 130 psia and temperatures of
40' to 100' F with helium-saturated and unsaturated propellants.
2. Combined with RCS operation, the overall APS and RCS mixture ratio could
be predicted within 0. 75 percent.
3. The validity of the propellant-feed- system cold-flow calibrations was verified,
and the flight-engine characteristics were confirmed.
4. The FITH starts, at simulated lunar-launch conditions, were performed
with no structural damake or adverse effect on engine performance.

5. Abort starts were performed safely at ullage pressures of 62 to 215 psia.
6. Engine operation was not affected adversely by operation on redundant
regulators.
7. The transition to the adjusted system-pressure levels was smooth and
gradual.
8. The engine operated safely in the tank-ullage-decay (blowdown) mode from
nominal chamber pressure to 8 psia, and it could be safely shut down by means of
propellant depletion.
 


А вот конкретные данные по стартовому скачку давления для Аполло-15:
*************************************************
APOLLO 15 MISSION REPORT
SUPPLEMENT3
ASCENT PROPULSION SYSTEM FINAL FLIGHT EVALUATION
*************************************************

7. ENGINE TRANSIENT ANALYSIS
An analysis of the start and shutdown transients was performed with
the primary intention of determining transient total impulse. Figures 11
and 12 are traces of engine chamber pressure, measurement GP2010, during
start and shutdownof the lunar liftoff burn, repectively. No data were
available from the TPI burn.
The time from ignition signal to 90 percent steady-state thrust was
0.345 seconds, well within the specification limit for unprimed starts
of 0.450 seconds. Total start transient impulse was 27 Lbf-sec. The
chamber pressure overshoot exceeded the upper limit of the measurement
range (150 psia)
; however, there were no indications of rough combustion
or other abnormal performance.
 


Как оказалось, двигатели ориентации тоже давали прибавку в тяге. Вот график их тяги для лунного старта А-11 (ЛМ-5):


А вот графики тяги и импульса для того же старта:


Что же касается впечатлений астронавтов во время старта, единственное, что я смог откопать, чтобы хоть как-то напоминало о стартовом импульсе, было это:



Все документы взяты с NASA Technical Reports Server.
   

7-40

астрофизик

Ага, ясно, спасибо! Жалко, что нет главного - графика ускорений или скорости. :( Но вообще ситуация представима. Только двигатели RCS тут роли играть не должны: суммарная тяга "вверх" не более 180 кг, это лишь ~10 % полной тяги, на начальное переускорение не хватит.
   
UA Yuri Andropov #28.07.2007 12:05
+
-
edit
 

Yuri Andropov

втянувшийся
Жаль что мы так и не услышали конкретных цифр и пояснений.

>The chamber pressure overshoot exceeded the upper limit of the measurement range (150 psia);

т.е. давление зашкалило за предел измерений, но все ништяк!? :lol:

>The maximum allowable combustion chamber pressure during start transients was 177 percent of the nominal combustion chamber pressure. This was a vehicle structural limitation.


т.е. запас прочности в 1,77 раз от номинальных давлений. Вопрос - давление на срезе при "упертом" запуске подскакивает на на два порядка до почти половины критического. Это бошльше чем в 1,77 раз.

и где расчеты по сечению сопла? что в критическом, что на срезе, что будет при достижении 1,77 раза камерного давления...

вопросы, вопросы...

ПЫ.СЫ.
и кем был тот "lot of crap" и всякие прочие "lot of things" которые "blew out" и выглядели очень "messy". Может деталями ЖРД? :D
   
RU Старый #29.07.2007 13:52  @Yuri Andropov#28.07.2007 12:05
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Y.A.> вопросы, вопросы...

Задавать вопросы - любимое занятие дураков.
Вы нашли какието ответы? Произвели безупречные расчёты которые показывают что в дыигателе чтото не так? Нет? Так в чём же дело?
   
UA Yuri Andropov #29.07.2007 19:48
+
-
edit
 

Yuri Andropov

втянувшийся
>Задавать вопросы - любимое занятие дураков

Да нет - иной раз чтобы задать вопрос надо самому многое узнать. Это только дуракам все ясно. Особенно старым дуракам...
   
IL Tico #29.07.2007 21:48  @Yuri Andropov#28.07.2007 12:05
+
-
edit
 

Tico

модератор
★★☆
Y.A.> Жаль что мы так и не услышали конкретных цифр и пояснений.

Вообще-то есть ещё одна статья, но она платная, так что я её не приводил. А что Вы ожидаете там увидеть? Что движок разносило при каждом FITH-тесте? Вы всерьёз думаете, что там так и написано? :D

>>The chamber pressure overshoot exceeded the upper limit of the measurement range (150 psia);
Y.A.> т.е. давление зашкалило за предел измерений, но все ништяк!? :lol:

А предел измерений в Вашем сознании уже транслировался в предел прочности? Вообще-то начиная с А-11 на ЛМ уже не ставили такую же навороченную измерительную аппаратуру, как и на испытательные ЛМ. В моих ссылках об этом написано. После испытаний транзиентные явления их уже не интересовали - движок выдерживает, и ладно. Их больше интересовало поведение двигателя в стабильной фазе.

Y.A.> т.е. запас прочности в 1,77 раз от номинальных давлений. Вопрос - давление на срезе при "упертом" запуске подскакивает на на два порядка до почти половины критического.

Вопрос, каким образом Вы это посчитали? А то сильно похоже на обсосанный палец. Упёртости как таковой ведь нет, есть неслабый зазор.

Y.A.> и где расчеты по сечению сопла? что в критическом, что на срезе, что будет при достижении 1,77 раза камерного давления...

И что они Вам дадут? Ведь Ваша религия запрещает Вам трактовать что-либо в пользу летания американцев на Луну. Так какая Вам разница? Поступайте как Афон - солнце на востоке взошло, значит "совершенно очевидно", что американцы на Луну не летали. Так по крайней мере людей дурить не будете.
А вообще, Вам надо, Вы и считайте.

Y.A.> и кем был тот "lot of crap" и всякие прочие "lot of things" которые "blew out" и выглядели очень "messy".

Вам же прямым текстом сказано - обрывки майлара, теплоизоляции. У Вас проблемы с пониманием прочитанного? В общем, сами смотрите, может со зрением у Вас не так плохо :)
http://history.nasa.gov/ap15fj/video/ap15_lm_ascent.mpg

Y.A.> Может деталями ЖРД? :D

На испытаниях не летели, а тут вдруг полетели? Это с какого бодуна? А вообще, это один из самых шикарных вывихов в логике опровергателей - вроде бы ваша религия и запрещает верить в то, что Митчел был на Луне, но на его слова Вы тем не менее ссылаетесь, как так? :D

Y.A.> Это только дуракам все ясно. Особенно старым дуракам...

Гы-гы, так ведь и Вам "ясно", что американцы на Луне не были, ну и куда Вы сами себя записали? :D
   
RU Старый #29.07.2007 23:25  @Yuri Andropov#29.07.2007 19:48
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Y.A.> Это только дуракам все ясно.

Да, да. Особенно им ясно что американцы никогда не были на Луне. Причём совершенно очевидно.
   
UA Yuri Andropov #05.08.2007 16:06
+
-
edit
 

Yuri Andropov

втянувшийся
Ну то что товарищи пребывают в эмоциях - это понятно. Интересно другое - Вам Старый, и Вам Тико, самим не странно слышать, что на ЖРД измерялся параметр, причем при ряде режимов величина давления уходила за предел измерения.
Необходимо заметить, что мерялось не давление на дне морских километровых глубин или в жерле вулкана, а мерялось давление величиной менее 20кгс/см2 в почти игрушечном агрегате :)
Тут есть нечто странное - тем более, что предел измерений был близок к пределу прочности... Видимо американцам точные цифры были неинтересны. А зачем тогда измерять то, что не помещается в шкалу ??? Может манометр на 20бар не могли найти :)))
Это все имитация работы...
   
RU Старый #05.08.2007 18:02
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Я не читал эти материалы. Мне абсолютно не странно что двигатель был сделан и работал. Ну абсолютно никакой проблемы не было сделать этот двигатель.
   
IL Tico #05.08.2007 23:29  @Yuri Andropov#05.08.2007 16:06
+
-
edit
 

Tico

модератор
★★☆
Y.A.> Ну то что товарищи пребывают в эмоциях - это понятно. Интересно другое - Вам Старый, и Вам Тико, самим не странно слышать, что на ЖРД измерялся параметр, причем при ряде режимов величина давления уходила за предел измерения.

Нет. С чего вдруг? Переходной режим их не интересовал с тех пор, как закончились наземные испытания. Их интересовали параметры двигателя в стабильной работе. Например, как эрозия критической секции влияет на тягу. Это они и меряли.

Y.A.> Тут есть нечто странное - тем более, что предел измерений был близок к пределу прочности...

Насколько близко? :)

Y.A.> Видимо американцам точные цифры были неинтересны.

Уже даже сказано, почему. В переходном режиме - да, неинтересны.

Y.A.> Это все имитация работы...

У Вас имитация понимания.
   
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
UA Yuri Andropov #06.08.2007 22:49
+
-
edit
 

Yuri Andropov

втянувшийся
Старый Опытный>Я не читал эти материалы.

Я тоже Пастернака не читал, но как и все мои товарищи...
   
1 2 3 4 5 6

в начало страницы | новое
 
Поиск
Поддержка
Поддержи форум!
ЯндексЯндекс. ДеньгиХочу такую же кнопку
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru