Не только В-300

24.04.2014

Владимир Коровин

“Мы должны получить ракету для ПВО в течении года” — именно эта фраза, произнесенная Сталиным в начале августа 1950 года, определила пути и подходы в решении сложнейшей военно-технической проблемы создания зенитной ракетной системы для ПВО Москвы, получившей название «Беркут».

    Создание зенитных управляемых ракет (ЗУР) для «Беркута» в сентябре 1950 г. Было поручено ОКБ-301 С.А.Лавочкина известному своими истребителями. Взятый с первых же месяцев темп работ был чрезвычайно высок – уже в середине марта 1951 г. в КБ-1, являвшимся головным разработчиком системы, состоялась защита эскизного проекта по спроектированной ОКБ-301 зенитной ракете В-300 (заводское обозначение «205»). В основу её конструкции были положены идеи, реализованные еще в годы войны немецкими конструкторами при создании ЗУР «Вассерфаль». Как и немецкий аналог, В-300 представляла собой довольно крупное изделие массой около 3500 кг, была выполнена по одноступенчатой схеме, а её старт должен был производиться вертикально со специального пускового стола. Двигательная установка ракеты «205» представляла собой созданный на двухкомпонентном топливе четырехкамерный ЖРД С09-29, разработанный под руководством Алексея Михайловича Исаева в ОКБ-2 НИИ-88.

    Менее чем через полгода после начала разработки начались летные испытания.
Первый пуск В-300 состоялся 25 июля 1951г. Спустя год начались испытания ракеты в замкнутом контуре управления, а 26 апреля 1953 г. В-300 в небе над Капустиным Яром впервые уничтожила воздушную цель — бомбардировщик Ту-4. Однако все это время параллельно с ОКБ-301 свою зенитную ракету создавали и в КБ-1, где В-300 с самого начала работ не воспринималась как последнее слово техники. При объективном походе следовало признать, что руководство страны было сориентировано на выполненные в первые месяцы работ по “Беркуту» проработки по ракете, которые уже в следующем году могли с полным основанием считаться устаревшими. Со всей отчетливостью это проявилось, когда выяснилось, что ракета у Лавочкина получается почти в три раза тяжелее американского аналога — зенитной ракеты для комплекса “Найк” («Nike-Ajax»), сообщения о пусках которой стали регулярно появляться с осени 1951 г. Меры для исправления этого недостатка в ОКБ-301, конечно, предпринимались, но далеко не самые радикальные. При реализации перспективных технических решений, сопряженных со значительным техническим риском, пришлось бы отказаться от формулы Сталина — “ракету для ПВО создать в течение года» и заменить предписанный год на два, а то и на три… Правда, следует отметить, что работы по такой «трехлетней» схеме в КБ Лавочкина также велись — эти ракеты получили обозначение В-500 и В-600.

Maket ZUR V-500

Макет ЗУР В-500 ОКБ-301

    В-500 (заводской индекс “220”) предназначалась для поражения самолетов, летящих со скоростями до 1000 км/час на высотах до 20-25 км. В соответствии с заданием, эта ракета при наклонной дальности 30 км должна была маневрировать с перегрузкой до 2 единиц на высоте 20 км. Время достижения этой высоты устанавливалось в 60 сек.

    В результате расчетов и продувок моделей в аэродинамических трубах для В-500 была выбрана схема “утка”. При выборе возможных способов старта ракеты были рассмотрены как вертикальный — с помощью маршевого двигателя или катапульты, так и наклонный — с помощью твердотопливных ускорителей. В результате, наиболее рациональным оказался вариант с наклонным стартом. Из двух вариантов схемы полета ракеты к цели — с пассивным участком и без него — был выбран первый.

    Для обеспечения запаса статической устойчивости ракеты при старте при смещении центра тяжести ракеты назад из-за установки массивного ускорителя, была предусмотрена установка на ускорителе стабилизаторов, которые также несколько увеличивали момент демпфирования, что ограничивало колебания ракеты после старта. Для В-500 в КБ Исаева был спроектирован ЖРД с тягой 2800 кг. Для подачи топлива предполагалось использовать пороховые аккумуляторы давления, располагавшиеся на баках окислителя и горючего. С учетом неотработанности этой системы параллельно был рассмотрен и вариант с подачей топлива с помощью воздушного аккумулятора давления. Стартовая масса ракеты В-500 оценивалась в 1300 кг при боевом отсеке кумулятивного действия массой 100 кг.

    Перспективность разрабатываемой ракеты к июлю 1951 г. была должным образом оценена, и вскоре к этой работе подключили дополнительные силы. В августе 1951 г. ОКБ-301 представило проект В-500 в третье главное управление, где он был одобрен. Однако в связи с изменением КБ-1 требований к продолжительности активного участка полета ракеты, руководство ТГУ предложило ОКБ-301 разработать ракету с полностью активным полетом до цели. Эта работа продолжалась до апреля 1952 г., когда стало известно об успехах, достигнутых КБ-1, где по аналогичным у требованиям разрабатывалась ракета ШБ-32. С этого времени в ОКБ-301 начались работы по проектированию более 3 крупной ЗУР В-600, имевшей стартовую массу 1600 кг и массу боевой части 120 кг. Эта ракета также получила заводское обозначение “220”. Спустя несколько месяцев руководство ТГУ потребовало пересмотреть тактико-техническое задание на ракету, с целью увеличения массы боевой части ракеты до 200 кг. По расчетам, реализация этого требования при сохранении стартовой массы В-600 была возможна, в частности, за счет уменьшения максимальной высоты зоны поражения до 16 км и наклонной дальности до 25 км. В сентябре 1952 г. об этом было доложено Министру авиапромышленности М.В.Хруничеву, после чего, ввиду отсутствия решения ТГУ о продолжении разработки В-600, работы были приостановлены, а затем прекращены.

    Для реализации аналогичных перспек¬тив в создании новых зенитных ракет в КБ-1, еще до первого пуска В-300, был создан специальный конструкторский отдел N° 32. Ведущая роль в новом отделе была отведена бывшим работникам КБ Н.Поликарпова Дмитрию Людвиговичу Томашевичу и Николаю Зырину. Руководством КБ-1 новому отделу была оказана значительная поддержка. Из ряда организаций туда передали техническую документацию по ракетам различного назначения, образцы уже изготовленных ракет, сами же работники отдела постоянно присутствовали при испытаниях В-300 в Капустином Яре. Результат этой поддержки сказался быстро — уже к концу 1951 г. в КБ-1 полным ходом велись работы по созданию двух новых ракет — зенитной ШБ-32 и авиационной ШМ (К-5) или, как их называли сами разработчики, “Ш-большая” и “Ш-малая».

     Официально ШБ-32 не заявлялась как конкурент В-300 в системе “Беркут”, хотя ее расчетная дальность соответствовала требованиям по этой системы. Как в ТГУ, так и в министерствах первое время о ней говорилось только, как о ракете будущего. Ведь в том, что зенитных ракет потребуется еще немало, сомнений ни у кого не возникало. Поэтому разработчики этой ракеты в КБ-1, в отличие от создателей В-300, не были связаны по рукам и ногам “почасовыми” графиками разработки, испытаний и развертывания серийного производства ракеты. Тем не менее, в КБ-1 сразу же был взят максимальный темп работ по создании ШБ-32.

    С самого начала ШБ-32 проектировалась как двухступенчатая ракета, состоящая из ускорителя и маршевой ступени. Использование подобной схемы позволяло ракете стартовать с наклонной направляющей пусковой установки и значительно сократить потери энергии ракеты на стартовом разгоне и развороте в сторону цели. Для реализации такого старта была спроектирована специальная поворотная пусковая установка 140Е с изменяемым углом подъема направляющей.

  Стартовый ускоритель ракеты ШБ-32 представлял собой твердотопливный двигатель ПРД-10, который должен был разогнать ракету до сверхзвуковой скорости и отделиться после завершения работы. Ускоритель, тяга которого составляла около 20 т, создавался под руководством Ивана Ивановича Картукова в КБ-2 завода № 81.

   Полет ракеты после отделения ускорителя обеспечивался работой с маршевого жидкостного ракетного двигателя ЖРД С2.168Б, при этом достигалась максимальная скорость около 800 м/сек. Разработку этого двигателя осуществлялась под руководством Исаева в ОКБ-2 НИИ-88.

  Использование двухступенчатой схемы ракеты позволило значительно снизить требования к ее маршевому двигателю. Ввиду того, что от него не требовалось решительно отрывать ракету от земли, вполне достаточной оказалась тяга всего в 1300 кг вместо 9000 кг для двигателя В-300. В результате, удалось заметно уменьшить массу двигательной установки. Дополнительному снижению массы ракеты способствовало и исполнение конструкции аппаратурного отсека, расположенного между баками и маршевым двигателем, — блока “Б”, объединившего блок управления автопилота, блоки радиоуправления и радиовизирования, а также блок питания в виде так называемого “моноблока”. Еще одним новшеством стало использование на ракете мультикумулятивной боевой части, весившей 118 кг и состоявшей из 108 кумулятивных зарядов. В совокупности, все это позволило при обеспечении выполнения требований по дальностям и высотам перехвата целей сократить почти на порядок запасы компонентов топлива, в качестве которых использовались “тонка” и азотная кислота.

   В то же время ШБ-32 имела ряд общих черте В-300. Так, обе ракеты использовали аэродинамическую схему “утка”, а для подачи компонентов топлива в двигатель использовалась вытеснительная система подачи с помощью сжатого воздуха. Однако следует отметить, что на первых этапах проектирования ШБ-32 для нее в ОКБ-2 НИИ-88 рассматривалась и более перспективная турбонасосная система подачи топлива.

  Результатом принятых при разработке ШБ-32 прогрессивных проектных решений стало обеспечение величины ее стартовой массы равной 1354 кг, то есть достижения уровня, практически равного американской ЗУР “Nike-Ajax”.

Уже весной 1952 г. статус работ по ШБ значительно поднялся, благодаря активному влиянию на этот процесс курировавшего ТГУ Лаврентия Берии. По его указанию изготовление первых ракет ШБ-32 для испытаний в Капустином Яре было поручено одному из лучших на тот момент в стране ракетостроительных предприятий — заводу № 88 в Подлипках. Причем приоритетность этой работы для завода была столь значительна, что это сказалось на темпах работ по изготовлению здесь баллистических ракет. Подобное ускорение позволило уже летом 1952 г. начать стендовые испытания стартового ускорителя ШБ-32, а концу года приступить к летным испытаниям ракеты. С этого момента у В-300 появился серьезный конкурент.

Для первых автономных пусков в КБ-1 готовилось два варианта ШБ-32, обозначавшихся Б-44 и Б-45. Вариант Б-44 был оснащен автопилотом, самописцами и предназначался для изучения вопросов поведения ракеты при старте и в автономном полете. На нем также планировалось исследовать работу ускорителя и процесс его отделения от маршевой ступени. Вариант Б-45 предназначался для следующего этапа испытаний — изучения поведения ракеты в управляемом полете. Он имел на борту радиоаппаратуру, телеметрическое оборудование и программный механизм для выдачи в полете команд управления.

Пуски первых вариантов ШБ-32 были осуществлены в конце 1952 г. Для их обеспечения задействовали центральный радиолокатор системы “Беркут”, захватывавший и сопровождавший ракеты по отраженному от их корпуса сигналу. Однако к этому времени уже было принято решение о начале серийного производства В-300 сразу на нескольких заводах. Для создателей ШБ оставался последний шанс — подготовить их ракету к этапу испытаний по перехвату воздушных целей одновременно с В-300. Предпринятые в те месяцы меры по изысканию дополнительных возможностей для дальнейшего ускорения работ по ШБ-32 были предельно радикальны. Среди прочего, руководство КБ-1 проявило особый интерес к также занимавшемуся ракетной тематикой химкинскому ОКБ-293 М. Р. Бисновата. Уже 19 февраля 1953 г. было выпущено правительственное постановление, в соответствии с которым “для усиления работ по заказам Третьего Главного управления при Совете Министров СССР» ОКБ-293 стало частью КБ-1. В самом КБ-1 все подразделения, занимавшиеся разработкой бортового оборудования ракеты и системы ее наведения на цель, были объединены в одно. Задача, которая была поставлена перед ними — решить в кратчайшие сроки все вопросы, связанные с обеспечением испытаний ШБ-32 в составе опытного образца “Беркута”.

Однако ни к стрельбам по уголковым отражателям, ни к завершающему этапу испытаний — стрельбам по самолетам-мишеням ракета КБ-1 не успела. Окончательно же судьбу ШБ, выполнившей к середине июня 1953 г. 15 пусков, предрешили политические события весны-лета 1953 г. — смерть И.В. Сталина, арест Л.П. Берии и его сына Сергея, входившего в руководство КБ-1. Расстановка сил в области создания ракетных средств противовоздушной обороны в считанные недели радикально изменилась…

ZUR SHB-32

ЗУР ШБ-32, вариант Б-75

Komponovka raketi SHB

Компоновка ракеты ШБ

1. Приемник давления
2. Передающая антенна РВ
3. Радиовзрыватель (РМ)
4. Рулевая машинка
5. Предохранительно-исполнительный механизм
6. Приемная антенна РВ
7. Боевая часть
8. Бак горючего
9. Бак окислителя
10. Передний узел подвески
11. Воздушной арматурной блок
12. Воздушный баллон

13. Моноблок бортовой аппаратуры

14. Ампульная батарея

15. Преобразователь тока

16. Антенна радиовизирования

17. Рулевая машинка канала крена

18. Маршевой двигатель

19. Антенна радиоуправления

20. Задний узел подвески

21. Стартовый двигатель

22. Кинематика элерона стартовика

После ряда перестановок в руководстве КБ-1 в сентябре 1953 г. сформировали новую структуру предприятия, в которой были вновь разделены участники работ по ШБ. Тем не менее, работы по ней продолжились, а ее главным конструктором был назначен Томашевич. Осенью 1953 г., наконец, состоялись пуски ракеты с полным комплектом аппаратуры, а к концу года общее количество пусков различных вариантов ШБ (уже известных Б-44 и Б-45, а также телеметрических Б-75 и Б- 115 и боевых Б-80 и Б-120) достигло 35.
Ракета ШБ-32 в своем штатном варианте характеризовалась следующими техническими решениями.

Общая длина двухступенчатой ракеты составляла 7818 мм (8003 мм с выступающей трубкой ПВД).

По своей аэродинамической схеме маршевая ступень длиной 6000 мм и диаметром 500 мм представляла собой тело вращения большого удлинения, на котором в носовой части размещались четыре руля, а в хвостовой — четыре крыла с размахом 1450 мм. Рули с размахом 860 мм были установлены в вертикальной и горизонтальной плоскостях, а крылья — в двух взаимноперпендикулярных диаметральных плоскостях под углом 45˚ к горизонту. Две консоли крыла из четырех были оснащены элеронами.

К передней части стартового ускорителя диаметром 650 мм крепился упорный конус, связывающий его с маршевой ступенью. Две из четырех консолей стабилизатора с размахом 2000 мм были оснащены элеронами, отклонение которых обеспечивалось механической связью с элеронами крыла.
Тяга стартового двигателя ПРД-10 со временем работы 3.5…4.3 сек составляла 13500-19960 кг, масса снаряженного ускорителя — 525 кг, из которых 215 кг приходилось на конструкцию. Максимальное давление в камере сгорания стартового двигателя достигало 66,4 кг/см2. Температурный диапазон применения двигателя соответствовал +/-30˚.

Корпус маршевой ступени представлял собой моноблок с работающей обшивкой и состоял из пяти отсеков, состыкованных между собой болтовыми соединениями.

В отсеке N° 1 размещалась аппаратура радиовзрывателя. На поверхности отсека под углом 45° к горизонту были расположены четыре приемных антенны радиовзрывателя.

На отсеке № 2 устанавливались рули. В передней части отсека были расположены рулевые машинки и блок автопилота, а в задней части — боевой заряд. Вдоль корпуса отсека снаружи были установлены четыре передающие антенны радиовзрывателя. В телеметрических вариантах вместо боевой части устанавливалась так называемая “этажерка” с аппаратурой радиотелеметрии.

В отсеке № 3 были расположены бак для горючего (66 кг “тонки” — ТГ-02) и окислителя (239 кг азотной кислоты АК-20Ф), баллон сжатого воздуха емкостью З6 л (с максимальным рабочим давлением 255 кгс/см2) и воздушно-арматурный блок.

В отсеке № 4 были установлены “моноблок” (блок управления автопилота, блоки радиоуправления и радиовизирования и блок питания), рулевая машинка управления элеронами крыла и стабилизатора, бортовые разъемы, электропроводка и трубопроводы. На заднем шпангоуте отсека крепился маршевый двигатель.

Маршевый двигатель С2.168А изделий Б-75 и Б-80 развивал тягу: у земли 1170 кг, а на вариантах Б-115 и Б-120 — 1300 кг. На высоте 4000 м эти показатели составляли, соответственно, 1250+/-70 кг и 1380 +/- 70 кг. Удельный импульс у земли соответствовал 216 кг.сек/кг. Начальное давление подачи компонентов соответствовало 30 кг/см2 для Б-75 и Б-80, 34,6 кг/см2 для Б-115 и Б-120, конечное — 21 кг/см2. Время работы двигателя — 57 сек.
Отсек №5 представлял собой обтекатель маршевого двигателя, в задней части отсека была расположена кольцевая антенна радиоуправления.

Отсек №6 — упорный конус ускорителя, был связан с маршевой ступенью при по¬мощи четырех замков. На боковой поверхности конуса были расположены окна для выхода струи продуктов сгорания маршевого двигателя.

Основными материалами, примененными в конструкции ракеты, являлись дюралюминий (обшивка, прессованные профили-стрингеры) и электрон (обшивка, литые шпангоуты).

Боевая часть ракеты представляла собой 108 одиночных кумулятивных зарядов, расположенных в 9 рядов по 12 зарядов в каждом. Для обеспечения равномерного распределения кумулятивных струй по всей зоне поражения единичные заряды были расположены на центральной несущей трубе по спирали, со смещением на угол 2,5°. При этом крайние ряды зарядов имели наклон 2° к оси ракеты в сторону центра боевой части. Этим достигалось концентрированная полоса поражения кумулятивными струями на расстоянии 60 м с пробитием авиационной брони толщиной до 10мм, воспламенением всех видов жидкого топлива и инициированием боеприпасов. Масса снаряженной боевой части составляла 118 кг.

Стартовая масса ракеты составляла 1354,4 кг, из которых 740 кг приходилось на маршевую ступень.

При угле пуска 50˚ скорость полета при отделении ускорителя составляла — 460 м/ сек, а при дальнейшем полете максимальная скорость достигала 800 м/сек на изделии Б-80 и 804 м/сек для Б120. Максимальные осевые перегрузки составляли 14,6, а поперечные — 9. Максимальная высота полета достигала 19,93 км для Б-80 и 20,93 км для Б-120. Максимальная наклонная дальность ракеты составляла 30,8 км применительно к варианту Б-80 и 31.35 км для Б-120. В дальней зоне реализовалась поперечная перегрузка 3,8…3,85.

Дальнейшие работы по ШБ оказались тесно взаимосвязаны с созданием 20 ноября 1953 г. Особого конструкторского бюро №2 (в дальнейшем — МКБ “Факел»), основу которого составили специалисты КБ-1 и ОКБ-293. Томашевич стал руководителем бригады проектов ОКБ-2, Зырин — начальником конструкторского отдела, а возглавил новую организацию Петр Дмитриевич Грушин, который работал до того времени первым заместителем Лавочкина. Получив в наследство от КБ-1 практически готовую ракету, Грушин постарался распорядиться ею по-хозяйски, поскольку к тому времени на различных стадиях изготовления на заводе № 88 находилось еще почти пятьдесят изделий в различных вариантах. Конечно, об использовании ШБ в составе “Беркута” речи уже не шло — к тому времени заводы успели выпустить несколько тысяч В-300, а в СЖБ-301 подходили к концу работы по ее модернизации. Не годилась ШБ-32 и для использования в составе перевозимой системы С- 75, ракету для которой, обозначенную 1Д и предстояло разрабатывать ОКБ-2.

Toplivnie baki ZUR SHB-32

Топливные баки ЗУР ШБ-32 с ЖРД С2.168Б

Nosovaja chast ZUR SHB-32

Носовая часть ЗУР ШБ-32

В первые же недели работы ОКБ-2 Грушин досконально изучил все возможные варианты дальнейшего использования ШБ и остановился на варианте “летающей лаборатории”. Это словосочетание, применяющееся обычно по отношению к самолетам, как нельзя лучше характеризует те задачи, решение которых было возложено на ШБ. Решение, принятое Грушиным оказалось наиболее рациональным — у проектировщиков ОКБ-2 в считанные месяцы стали появляться ответы на свои вопросы, у конструкторов — на свои. Также в этом процессе было задействовано опытное производство и испытательные службы ОКБ-2.

Ряд экспериментальных работ, проведенных с ШБ, позволил специалистам ОКБ-2 избежать многих, свойственных молодым организациям, ошибок. Так, в составе ШБ был впервые опробован в полете механизм изменения передаточного числа, с помощью которого согласовывались величины отклонения рулей ракеты с величинами действующего на нее в полете скоростного напора на различных скоростях и высотах. Проблема поиска средств достижения подобной гармонии тогда еще только вставала в полный рост и была связана с достижением самолетами и ракетами высоких сверхзвуковых скоростей полета. При этом оказывалось, что рули, спроектированные исходя из условий сверхзвукового полета, недостаточно эффективны для управления ее движением на дозвуковой скорости и, наоборот, рули эффективные на дозвуке, в сверхзвуковом полете становились чрезмерно эффективными, значительно снижавшими точность управления ракетой. Гармонию в процесс управления ракетой и был призван внести механизм изменения передаточного числа. Этот достаточно сложный механизм, нашедший в дальнейшем место на 1Д и на всех после¬дующих вариантах ракет, использовавшихся в составе С-75, был впервые испытан именно в составе ШБ.

Другими исследованиями, выполненными с помощью ШБ, стали летные эксперименты по выяснению достоинств и недостатков выбранной для 1Д нормальной аэродинамической схемы. С этой целью на одном из вариантов ШБ в дополнение к крыльям были установлены как передние рулевые поверхности, применяемые в схеме “утка”, так и задние, используемые в “нормальной” схеме. Получилась своего рода ракета-триплан. В экспериментальных пусках управление ракетой при работе стартового ускорителя осуществлялось передними рулями, а после его сброса — задними. В этих полетах была проверена устойчивость и управляемость ракеты подобной аэродинамической схемы, определено воздействие на ее полет возмущающих моментов по крену. Это явление, получившее обозначение “косая обдувка» и связанное со скосом потока за первыми попадающими в поток аэродинамическими поверхностями, в те годы еще только начинало исследоваться.

В ряде экспериментальных пусков на ШБ устанавливались специальные датчики, предназначавшиеся для измерений температуры ее корпуса в процессе относительно непродолжительного сверхзвукового полета.

Проводились испытания ШБ и с измененной конструкцией стартового ускорителя. Первоначальный вариант ПРД-10 для работы в диапазоне температур от минус до +50°С должен был комплектоваться сопловыми вкладышами четырех типоразмеров. Изменение конструкции, выполненное в ОКБ-2, состояло в установке в сопле двигателя специального устройства — “груши”, позволявшей при ее продольном перемещении регулировать размеры критического сечения сопла без трудоемкой смены вкладышей. Это позволило добиваться большей стабильности характеристик работы двигателя ускорителя при различных условиях окружающей среды. Впервые эта конструкция была успешно испытана в полете 5 апреля 1955 г. во время 71 -го пуска ШБ. После проведения еще двух подобных пусков дорога “грушам” на ракетах Грушина была открыта. В дальнейшем это устройство было использовалось на одной из модификаций ракет системы С-75 и на ракетах системы С-125.

Последний, 74-й по счету пуск ШБ (по программе “ракета-триплан») был произведен в 12 часов 10 минут 16 апреля 1955 г. Дальнейшие эксперименты с этой ракетой теряли смысл — на полигоне готовилась к первому пуску 1Д — первой ракеты ОКБ-2.

Оставшиеся неизрасходованными ШБ были переданы в качестве наглядных пособий в учебные заведения, в частности в МАИ, где на них учились будущие конструктора и инженеры-ракетчики. А простоявшая на полигоне несколько лет без дела пусковая установка 140Е осенью 1958 г. еще раз была использована по своему прямому назначению. В те дни с нее было произведено несколько пусков ракет В-600, предназначавшихся для использования в составе С-125.

ZUR V-600 na puskovoi ustanovke

ЗУР В-600 на пусковой установке 140Е, сентябрь 1958 года

(по материалам журнала «Техника и вооружение» № 8 2002 г.)

Статьи о ЗРС С-25:

Система «Даль»

Полигон для «Беркута»

Ракетные леса подмосковья

В-300 — наша первая зенитная ракета

✏ Оставить комментарий

Приобрести книги по скидкам:







  • Архивы