Взлет схема сил и уравнения движения

При разбеге на самолет действуют аэродинамические силы:

— подъемная сила крыла Y;

— сила лобового сопротивления X;

— сила тяги силовой установки Р;

— нормальная реакция земли N=N₁+N₂;

— сила трения колес о земную поверхность F=F₁+F₂ (Рис. 5).

Как уже говорилось ранее, в аэродинамике и динамике полета самолета рассматривается движение центра тяжести относительно внешней среды и движение частей самолета вокруг центра тяжести. В данном случае рассмотрим движение центра тяжести.

Уравнения движения центра тяжести самолета при разбеге имеют вид:

(7.21)

Рис. 5 Схема сил, действующих на самолет ТЛ-2000 на взлете

условие прямолинейного разгона

В уравнении (7.21) сила тяги должна быть больше лобового сопротивления и силы трения колес вместе взятых или произведение массы — — на прирост скорости должно быть больше нуля. В уравнении (7.22) вес самолета должен быть равен сумме подъемной силы и реакции земли. Силу тяги следует считать направленной по скорости движения. Силу трения определяют через нормальную реакцию N и коэффициент трения f

Коэффициент трения f при разбеге на колесах по бетонной ВПП равен 0,03. 0,05, а по травянистому грунту — 0,1. 0,12.

По мере увеличения скорости полета подъемная сила растет, а нормальная реакция земли уменьшается. Когда подъемная сила становится равной весу самолета, то он отрывается от земли.

На этапах разгона и подъема на самолет действуют следующие силы: подъемная сила Y; вес самолета G; сила тяги Р (Рис. 5).

Уравнения движения центра тяжести самолета при разгоне с подъемом имеют вид:

(7.24):

условие прямолинейности полета

Y-Gcos =0. (7.25)

В уравнении (7.24) тяга двигателя Р должна быть больше суммы лобового сопротивления и составляющей силы веса самолета, а в уравнении (7.25) -подъемная сила Y должна быть равна составляющей веса самолета G cos .

Уравнения движения (7.24) и (7.25) показывают, что самолет движется прямолинейно (Y=Gcos ) и с ускорением. Ускорение равно

Дата добавления: 2016-03-05 ; просмотров: 2713 ; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ

Видео:Управление заднестоечником для чайников. Руление и взлёт.Скачать

Взлет схема сил и уравнения движения

Взлетом самолета называется ускоренное движение самолета от начала разбега до достижения безопасной скорости V2, и высоты 35ft (10,7 м). Взлет состоит из следующих участков :

I – разбег, основная цель которого разгон самолета до скорости отрыва самолета от ВПП;
II – выдерживание (если предусмотрено) необходимое для разгона до скорости, на которой возможен безопасный набор высоты;
III – начальный набор высоты до достижения высоты 35ft (10,7 м).
Взлетная дистанция (Lвзл) – расстояние по горизонтали, проходимое самолетом от момента страгивания на линии старта до момента набора высоты 35ft (10,7 м).

При взлете самолета рассматривают следующие скорости:
V1 – скорость принятия решения, на которой в случае отказа двигателя гарантируется безопасное прекращение или продолжение взлета;
Vr – скорость подъема передней опоры;
Vотр – скорость отрыва самолета на αотр ;
V2 – безопасная скорость, на которой самолет обладает достаточной устойчивостью и управляемостью для перехода к этапу первоначального набора высоты V2≥(1,15−1,2)Vс1 (400ft (120 м));
V3 – скорость начала уборки закрылков V3 ≥ (1,15 −1,2)Vс ;
V4 – скорость в конце уборки закрылков (скорость начального набора высоты);

Vc1 – скорость сваливания самолета во взлетной конфигурации;
Vc — скорость сваливания в крейсерской конфигурации.

При разбеге на самолет действуют: подъемная сила и сила лобового сопротивления, сила тяжести, сила тяги силовых установок, сила реакции ВПП (N), равная и противоположная силе давления колес (mg –Y), сила трения Fтр.
Разбег является прямолинейным ускоренным движением. Для создания ускорения необходимо, чтобы сила тяги силовой установки была значительно больше суммы сил лобового сопротивления и силы трения, т.е. Р > Х + Fтр.
При увеличении скорости на разбеге силы, действующие на самолет, изменяются следующим образом:
− подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются;
− сила трения уменьшается, так как давление самолета на ВПП и ее реакция N = mg — Ya – уменьшаются:
− сумма силы лобового сопротивления и силы трения на бетонной ВПП практически не изменяется;
− сила тяги силовой установки несколько уменьшается, вследствие чего избыток тяги и ускорение также уменьшаются.

Полная взлетная дистанция (Lп взл) – расстояние, проходимое самолетом от момента страгивания до набора высоты 1500ft (400 м).

Видео:Аэродинамика для всех - Часть11 | Взлёт самолёта | Разбег | Этапы первоначального набораСкачать

Основные свойства воздуха (стр. 8 )

Из за большого объема этот материал размещен на нескольких страницах: 1 2 3 4 5 6 7 8 9

Боковой ветер 2 м/с не вызывает осложнений в технике выполнения взлета. При боковом ветре более 2 м/с выполнение взлета имеет некоторые особенности и требует повышенного внимания, своевременных и правильных действий со стороны летчика.

При боковом ветре во время разбега самолет испытывает боковое давление, т. е. движется относительно воздушного потока со скольжением. Угол скольжения обозначается b (Рис. 114).

В результате действия бокового давления на самолет действует боковая аэродинамическая сила Zб и кренящий момент МКР(МХb).

Боковая сила Zб приложена в боковом фокусе самолета позади центра тяжести. Она стремится искривить траекторию движения (по ветру) и создает путевой момент Myb, разворачивающий самолет навстречу ветру.

Разные силы трения левого и правого колес создают путевой момент MУтр. В данном случае Fтр >Fтрпр за счет момента крена МХb. Момент Myтр направлен в противоположную сторону моменту МХb. При разбеге МХb > Мутр, причем при увеличении скорости МХb растет, a Myтр уменьшается и самолет все сильнее стремится развернуться против ветра.

Стремление самолета развернуться против ветра летчик парирует в первой половине разбега раздельным торможением

Рис. 114 Схема сил, действующих на самолет Як-52 при разбеге с боковым ветром

Рис. 115 Схема сил, действующих на самолет при устранении сноса скольжением колес, а во второй половине разбега — отклонением руля направления

Кренящее воздействие бокового ветра летчик парирует отклонением ручки управления (элеронов) в ту сторону, откуда дует ветер. Отклонение элеронов создает путевой момент за счёт разных лобовых сопротивлений полукрыльев, который помогает моменту от руля направления. По мере увеличения скорости и повышения эффективности элеронов ручка управления возвращается к нейтральному положению (во избежание отзыва самолета с одного колеса).

Боковая аэродинамическая сила Zб на разбеге частично уравновешивается боковой силой реакции трения колес Zn, .а при отклонении летчиком руля направления для парирования разворота самолета еще и силой Zк. По мере увеличения скорости Zб растет, a Zк уменьшается (Zк.=Zл+ZПР)-

Движение самолета при разбеге будет сохраняться прямолинейным до тех пор, пока с ростом скорости боковая аэродинамическая сила не достигнет максимального значения боковой силы колес.

Скорость разбега, соответствующая равенству Zб = ZкМАКС называется скоростью скольжения. Для разбега без сноса скорость скольжения должна быть больше скорости отрыва, так как при подъеме переднего колеса и увеличении угла атаки скорость скольжения резко падает. При значительном боковом ветре (3. 5 м/с) целесообразно переднее колесо поднимать не на скорости 90 км/ч, а на скорости 105. 110 км/ч.

После отрыва снос самолета устраняется созданием скольжения в сторону, откуда дует ветер (Рис. 115). Крен выдерживается таким, чтобы погасить снос (Ysin g +ZН-Z d = 0). Стремление самолета к развороту парировать нажимом на педаль, противоположным крену (Му b-Мун = 0).

После уборки шасси (с высоты 30 м) снос самолета компенсируется введением поправки на курс, равной величине угла сноса.

Видео:Основы динамики самолета, крен, тангаж и рысканье - Основы Авиации #3Скачать

СХЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ НА РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ВЗЛЕТА

При разбеге на самолет действуют аэродинамические силы:

— подъемная сила крыла Y;

— сила лобового сопротивления X;

— сила тяги силовой установки Р;

— нормальная реакция земли N=N1+N2;

— сила трения колес о земную поверхность F=F1+F2 (Рис. 116).

Как уже говорилось ранее, в аэродинамике и динамике полета самолета рассматривается движение центра тяжести относительно внешней среды и движение частей самолета вокруг центра тяжести. В данном случае рассмотрим движение центра тяжести.

Уравнения движения центра тяжести самолета при разбеге имеют вид:

(7.21)

Рис. 116 Схема сил, действующих на самолет Як-55 (а) и самолет Як-52 (б) на взлете

условие прямолинейного разгона

В уравнении (7.21) сила тяги должна быть больше лобового сопротивления и силы трения колес вместе взятых или произведение массы —— на прирост скорости должно быть больше нуля. В уравнении (7.22) вес самолета должен быть равен сумме подъемной силы и реакции земли. Силу тяги следует считать направленной по скорости движения. Силу трения определяют через нормальную реакцию N и коэффициент трения f

Коэффициент трения f при разбеге на колесах по бетонной ВПП равен 0,03. 0,05, а по травянистому грунту — 0,1. 0,12.

По мере увеличения скорости полета подъемная сила растет, а нормальная реакция земли уменьшается. Когда подъемная сила становится равной весу самолета, то он отрывается от земли.

На этапах разгона и подъема на самолет действуют следующие силы: подъемная сила Y; вес самолета G; сила тяги Р (Рис. 116).

Уравнения движения центра тяжести самолета при разгоне с подъемом имеют вид:

(7.24):

условие прямолинейности полета

Y-Gcos=0. (7.25)

В уравнении (7.24) тяга двигателя Р должна быть больше суммы лобового сопротивления и составляющей силы веса самолета, а в уравнении (7.25) -подъемная сила Y должна быть равна составляющей веса самолета G cos .

Уравнения движения (7.24) и (7.25) показывают, что самолет движется прямолинейно (Y=Gcos) и с ускорением. Ускорение равно

Видео:ВЕРТИКАЛЬНЫЙ ВЗЛЕТ ГРАЖДАНСКОГО САМОЛЕТА? #наука #авиация #самолеты #аэродинамика #редакциянаукаСкачать

ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ВЗЛЕТЕ НА САМОЛЕТЕ Як-52

Перед выруливанием со стоянки проверить работу двигателя и оборудования самолета. Запросить разрешение на выруливание. Получив его, проверить работу тормозов и, убедившись, что рулению ничто не мешает, отпустить тормоза и увеличить обороты двигателя настолько, чтобы самолет начал движение. Во время руления тормозами следует пользоваться плавно, нажимая на гашетку тормозов импульсивными движениями.

При рулении самолет стремится развернуться вправо за счет действия реакции воздушного винта. Это стремление парируется отклонением руля направления влево.

Перед выруливанием на линию предварительного старта осмотреть пространство впереди, слева и справа. Запросить у руководителя полетов разрешение занять предварительный старт. Далее осмотреть пространство в той же последовательности, запросить разрешение, занять исполнительный старт. Получив разрешение, вырулить на взлетную полосу, прорулить 10. 15 м для установления переднего колеса по линии взлета. Нажать на гашетку тормозов. Проверить правильность установки триммера руля высоты, показания АГИ-1К, радиокомпаса АРК-15М и по ГМК — курс (курс должен соответствовать взлетному).

Проверить стопорение привязных ремней. Запросить разрешение на взлет. Получив разрешение на взлет, плавно увеличить обороты двигателя и отпустить тормоза, начать разбег.

В первой половине разбега, когда эффективность руля направления мала, прямолинейность движения самолета выдерживать с помощью тормозов основных колес (короткими импульсами), во второй половине (по достижению скорости 60 км/ч) — с помощью руля направления.

Ручку управления до начала подъема переднего колеса держать в нейтральном положении.

При достижении скорости 90 км/ч плавным движением ручки управления на себя поднять переднее колесо до взлетного положения (10. 15 см от земли) и сохранять это положение до отрыва самолета от земли.

Самолет на разбеге стремится отклониться вправо, что парируется отклонением левой педали.

Отрыв самолета происходит плавно при скорости полета, равной 120 км/ч по прибору.

После отрыва самолет не имеет тенденции к взмыванию и сваливанию на крыло, рули и элероны эффективны.

После отрыва перевести взгляд на землю (влево от продольной оси самолета под углом 15. 20° и вперед на 30. 40 м). Выдерживание и набор скорости производится с постепенным удалением самолета от земли. В процессе разгона с подъемом следить за набором высоты и направлением на выбранный ориентир.

На высоте 20. 25 м проверить скорость, которая должна быть равна 170 км/ч, убрать шасси и перевести самолет в набор высоты.

Видео:Как летает вертолет?Скачать

ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ ПРИ ВЗЛЕТЕ НА САМОЛЕТЕ Як-52

Выше были рассмотрены этапы нормального взлета самолета Як-52. Однако при взлете могут возникнуть следующие ошибки в технике пилотирования:

уклонение самолета от курса взлета;

несвоевременный подъем переднего колеса;

отрыв самолета на малой скорости.

Самолет уклоняется от направления взлета при разбеге. Причины: не установлено колесо (переднее) по курсу взлета; летчик неправильно пользуется тормозами; недостаточное отклонение руля направления влево (для компенсации момента реакции воздушного винта); неправильное распределение внимания.

При отклонении самолета от заданного направления в момент начала разбега следует использовать тормоза колес, установить самолет по линии взлета и продолжать разбег. При значительном отклонении от заданного направления в момент начала разбега прекратить взлет.

Несвоевременный подъем переднего колеса. Летчик рано и резким движением или поздно и очень осторожным движением ручки управления поднимает переднее колесо. Особенно опасен резкий и излишний подъем переднего колеса, что может привести к преждевременному отрыву самолета от земли и сваливанию на крыло.

Отрыв самолета на малой скорости. Если это произойдет, то необходимо не допускать резких кренов и резкого перевода самолета в набор высоты. При повторном касании земли необходимо создать нормальный взлетный угол атаки (угол подъема переднего колеса) до набора скорости отрыва. При отрыве самолета на малой скорости и при резком переходе в набор высоты уменьшить угол набора до заданного, не допуская кренов.

Видео:Аэродинамика для всех - Часть 8 Горизонтальный полёт Кривые ЖуковскогоСкачать

ПОДЪЕМ САМОЛЕТА

Подъем является одним из видов установившегося движения самолета, при котором самолет набирает высоту по траектории, составляющей с линией горизонта некоторый угол.

Установившийся подъем — это прямолинейный полет самолета с набором высоты с постоянной скоростью. Режим подъема характеризуется следующими параметрами:

— скоростью по траектории — скорость подъема u;

— углом наклона траектории подъема к горизонту — угол подъема;

— вертикальной составляющей скорости подъема — вертикальная скорость uу.

СХЕМА СИЛ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА САМОЛЕТ НА ПОДЪЕМЕ

Рассмотрим прямолинейный установившийся подъем самолета, траектория которого наклонена к горизонту под некоторым углом , называемым углом подъема.

При подъеме на самолет действуют следующие силы (Рис. 117):

— сила тяги Р — в направлении движения;

-сила лобового сопротивления Q — в направлении, обратном движению;

— составляющая сила веса G2 в направлении, обратном направлению движения;

— в направлении, перпендикулярном к траектории полета, действуют подъемная сила Y и составляющая силы веса G1.

Так как подъем является плоским поступательным установившимся движением, то все силы, действующие на самолет, приложены в его центре тяжести.

Для выполнения условия равномерности и прямолинейности подъема самолета все действующие на него силы должны быть взаимно уравновешены. Следовательно, условием прямолинейности движения при подъеме является равенство сил Y и G1.

(5.1)

Условием равномерности движения самолета будет равенство сил, действующих вдоль траектории:

. (5.2)

При нарушении одного из этих равенств движение не будет прямолинейным и равномерным, так как появившиеся неуравновешенные силы будут искривлять траекторию в первом случае и ускорять или замедлять движение самолета во втором.

Рис. 117 Схема сил на подъеме

У=Gcos— условие прямолинейности

P= Q =G sin— условие равномерности

Из анализа уравнений сил при подъеме можно сделать следующие выводы:

— подъемная сила при подъеме меньше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, так как она уравновешивает только часть веса самолета;

— потребная сила тяги при подъеме больше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, потому что кроме лобового сопротивления она уравновешивает составляющую веса самолета G2. Таким образом, подъем совершается не за счет увеличения подъемной силы крыла, а за счет увеличения силы тяги. С увеличением угла подъема составляющая веса G, направленная перпендикулярно к траектории подъема, уменьшается, следовательно, должна быть меньше и уравновешивающая ее подъемная сила Y, При этом составляющая веса G2 увеличивается, что требует увеличения тяги силовой установки. Увеличение же силы тяги при подъеме возможно только при наличии ее избытка.

Важной характеристикой самолета является его тяговооруженность — отношение максимальной располагаемой тяги у земли к весу самолета.

(5.3)

У современных самолетов с ТРД тяговооруженность достаточно высокая и может достигать единицы и более:

— у самолета МИГ-17 j = 0,52,

— у самолета Л-29 j = 0,34.

Если бы силовая установка обладала тягой, превышающей сумму веса самолета и его лобового сопротивления, то самолет мог бы выполнять установившийся вертикальный подъем ( = 90°).

СКОРОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ ДЛЯ ПОДЪЕМА

Скоростью, потребной для подъема самолета uпод, называется скорость, необходимая для создания подъемной силы, уравновешивающей составляющую веса, перпендикулярную траектории подъема на данном угле атаки.

Из условия прямолинейности движения можно определить величину потребной для подъема скорости.

Y =G cos .

Подставив в это уравнение значение подъемной силы, получим

(5.4)

Из уравнения (5.4) находим

(5.5)

Так как выражение — есть численная величина потребной скорости горизонтального полета uГП то формула (5.5) примет вид

(5.6)

Величина всегда меньше единицы, поэтому можно сделать вывод, что для выполнения подъема самолета требуется меньшая скорость, чем при горизонтальном полете на том же угле атаки. Для небольших углов подъема (до = 20°) потребная скорость для подъема самолета незначительно отличается от потребной скорости горизонтального полета на том же угле атаки. Поэтому при подъеме с углом , не превышающим°, можно принимать, что скорость, потребная для подъема, равна скорости, потребной для горизонтального полета.

ТЯГА И МОЩНОСТЬ, ПОТРЕБНЫЕ ПРИ ПОДЪЕМЕ

Тяга, необходимая для того, чтобы уравновесить силу лобового сопротивления и составляющую веса Gg при подъеме самолета на данном угле атаки, называется потребной тягой для подъема.

Из условия равномерности движения можно определить величину тяги, потребной для подъема.

(5.7)

Если совершать подъем самолета на тех же углах атаки, что и горизонтальный полет, то лобовое сопротивление при подъеме будет численно равно потребной тяге горизонтального полета. Уравнение (5.7) в этом случае можно записать так:

. (5.8)

Из формулы следует, что для совершения подъема требуется большая тяга, чем для горизонтального полета на том же угле атаки, так как она нужна не только для преодоления лобового сопротивления, но и для уравновешивания составляющей силы веса по траектории.

На всех скоростях горизонтального полета, кроме максимальной, имеется избыток тяги DР. Этот избыток при подъеме используется для уравновешивания составляющей силы веса G2. Поэтому тяга при подъеме с небольшими (до 30°) углами подъема равна

(5.9)

Если избыток тяги равен нулю (например, на максимальной скорости), то установившийся подъем самолета невозможен.

Для самолетов с поршневыми двигателями и ТВД характеристики подъема связаны с потребной и располагаемой мощностями.

Мощность, необходимая для обеспечения подъема самолета на данном угле атаки, называется потребной мощностью подъема.

(5.10)

Избыток мощности DN, представляющий собой разность между располагаемой и потребной мощностями, для различных скоростей и высот полета определяется на графике потребных и располагаемых мощностей.

ПОЛЯРА СКОРОСТЕЙ ПОДЪЕМА САМОЛЕТА. ПЕРВЫЕ И ВТОРЫЕ РЕЖИМЫ ПОДЪЕМА

Из кривых потребных и располагаемых мощностей видно, что при полете на максимальной скорости избыток мощности равен нулю и, следовательно, вертикальная скорость также равна нулю. С уменьшением скорости от максимальной избыток мощности возрастает и при скорости полета, равной V=162 км/ч (для самолета Як 52) и V=137 км/ч (для самолета Як-55) (при оборотах двигателя n=100%, на высоте полета Н=500 м, достигает максимального значения). Вертикальная скорость подъема при этом также увеличивается до максимального значения. С дальнейшим уменьшением скорости от VПР =162 km/ч (для самолета Як-52) и Vnp=137 км/ч (для самолета Як-55) до минимальной скорости VМИН избыток мощности DN и вертикальная скорость набора VУ уменьшаются.

Зависимость между скоростью по траектории, вертикальной скоростью подъема и углом подъема можно представить в виде одного графика, который носит название поляры скоростей подъема или указательницы траектории подъема.

Рис. 118 Поляры скоростей подъема самолетов Як-52 и Як-55

Поляра скоростей подъема самолетов Як-52 и Як-55 на высоте 500 м и максимальном режиме работы силовой установки показана на Рис. 118.

Каждая точка поляры скоростей подъема наглядно показывает скорость по траектории VПОД (отрезок прямой, проведенной из начала координат в данную точку поляры), вертикальную скорость подъема VУ (отрезок прямой, проведенной через данную точку поляры скоростей перпендикулярно к оси скоростей V и угол подъема — угол, заключенный между вектором скорости УПОД и осью скорости полета).

Опускаясь из любой точки кривой на горизонтальную ось по дуге окружности с центром в начале координат, можно отсчитать скорость полета по траектории подъема.

Поляра скоростей подъема позволяет определить характерные режимы установившегося подъема и соответствующие максимальный угол подъема и максимальную вертикальную скорость подъема.

РЕЖИМ НАИБОЛЕЕ БЫСТРОГО ПОДЪЕМА (НАБОРА ВЫСОТЫ).

Определяется проведением касательной к поляре скоростей подъема параллельно оси скорости.

Для самолета Як-52 при оборотах двигателя n= 100%, на высоте полета Н=500 м приборная скорость Vnp=162 км/ч, VyМАКС =10 м/с, a =8°.

Для самолета Як-55 при частоте вращения коленчатого вала двигателя, равной п=100%, на высоте полета Н=500 м Vnp-= 137 км/ч, VyМАКС=15 м/с, a=90.

Этот режим подъема применяется в случае необходимости быстро набрать заданную высоту.

РЕЖИМ НАИБОЛЕЕ КРУТОГО ПОДЪЕМА.

Определяется проведением касательной к поляре скоростей из начала координат. Для самолета Як-52 при оборотах двигателя п=100%, на высоте полета Н=500 м и Vnp=140 км/ч-макс=12°. Для самолета Як-55 при оборотах двигателя п=100%, на высоте полета Н=500 м и Vnp=115 км/ч-макс=22°.

Этот режим подъема применяется, когда необходимо «перетянуть» самолет через близко расположенное препятствие.

На поляре скоростей подъема также можно найти режим максимальной теоретической скорости подъема (определяется проведением касательной дуги к поляре скоростей подъема с центром в начале координат).

Границей первых и вторых режимов подъема, как и в горизонтальном полете, для самолетов Як-52 и Як-55 является экономическая скорость.

Режимы подъема в диапазоне скоростей от , для которых >0, называются вторыми.

💥 Видео

Лекция 2 Динамика полета самолета. Часть 3 Взлет самолетаСкачать

Подъёмная сила крыла ● 1Скачать

Взлёт самолётаСкачать

Как летают самолеты?Скачать

Как летают самолеты? Компоненты и объяснение эффекта КоандаСкачать

Закрылки, предкрылки, интерцепторы - Основы авиации #8Скачать

Самолет на движущемся конвейере. Разбор задачи: взлет самолета.Скачать

Урок 136. Подъемная сила крыла самолета (часть 2)Скачать

Всё о Ракетных двигателях. Часть 1Скачать

Учебный фильм: Методика взлёта самолета ИЛ 86Скачать

БЕ-200. Спуск на воду и взлет с воды. Геленджик, 2016 год.Скачать

КАК управлять Boeing 737NG | ПОЛЁТ по кругу в Минводах.Скачать

Время взлета самолета аэробуса A380 (видео 9) | Ускорение. Прямолинейное движение | ФизикаСкачать

Как растёт скорость при взлёте самолёта. Жесть. #shorts #подпишись #funclubСкачать