Р-9А (8К75)

Разработка.
В начале 1958г. совет главных конструктов ОКБ-1 направил в Правительство СССР
предложение о разработке новой МБР Р-9 со стартовой массой около 100т. Королеву
стоило больших усилий уговорить Совет главных подписать эти предложения. Бармин и
Пилюгин сильно сомневались в реальности заявляемой стартовой массы (Р-16 была на
30т. тяжелее), Глушко поначалу не соглашался на кислородный двигатель с тягой 140т.
(Глушко настаивал на применении высококипящих компонентов). Разработка альтернатив-
ного варианта двигателя была поручена Кузнецову — главному конструктору ОКБ-276 в
Куйбышеве.
Когда в 1958г. была получена информация о том, что в «Титане-1» американцы ис-
пользуют жидкий кислород то это подтверждало правильность выбора кислорода а не
высококипящих компонентов. Ракета «Титан-1» базировалась в ШПУ и имела готовность
к пуску после заправки 15 минут. Это пока было недоступно ни одной из наших ракет.
Однако в конце 1961г. появилась информация что новые МБР «Титан-2» на высококи-
пящих размещенные в одиночных ШПУ в заправленном состоянии могли стартовать через
минуту после получения команды. Одновременно поступили данные о снятии «Титана-1»
с вооружения. Теперь на "коне" были сторонники Глушко.
Поскольку на тот момент было не вполне ясно какая из пар компонентов обеспечит
лучшие условия эксплуатации в войсках и меньшее время подготовки к пуску. Решено
было проработать два варианта ракеты, отличающихся используемыми компонентами топ-
лива Р-9А (8К75) на керосине и жидком кислороде и Р-9Б (8К76) на керосине и азот-
ной кислоте. Одновременно проводились работы по различным вариантам боевого бази-
рования ракеты Р-9 (наземный, траншейный, шахтный, морской, контейнерный и др.).
Одним из основных достоинств ракеты считается максимально возможное время пре-
бывания ракеты в готовности N1 и минимальное время подготовки к пуску. Решение
этих задач облегчается при хранении ракеты длительное время в заправленном состо-
янии однако для кислородной ракеты это было практически исключено. Следовало
добиться, чтобы время заправки ракеты укладывалось в общее время подготовки ракеты
Р-9А к пуску из готовности N1. Таким образом исключалась необходимость длительного
хранения её в заправленном состоянии. Первым высказал идею об использовании пере-
охлажденного жидкого кислорода Мишин. Если вместо минус 183 град. близких к точке
кипения кислорода, понизить его температуру до минус 200- 210°С, то, во-первых, он
займет меньший объем, во-вторых, резко уменьшатся потери на испарение, в-третьих
можно будет осуществить скоростную заправку (кислород, попадая в теплый бак, не
будет бурно вскипать, как это обычно происходит). Это позволит обеспечить хранение
кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за
время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску. Дли-
тельность пребывания ракеты в заправленном состоянии составляла 24 ч. но ракета
могла стоять на БД не заправленная КРТ. Все системы и агрегаты ракеты Р-9А могли
обеспечить её пребывание в готовности N1 в течение года при условии периодического
проведения (без снятия со старта) регламентных работ.
Расчетное время готовности к пуску у обоих вариантов системы оказалось при-
мерно равным, а эксплутационные качества, включая безопасность работы с ракетой,
предпочтительнее у компонентов керосин-кислород, ОКБ-1 настояло на принятии к даль-
нейшей разработке ракеты Р-9А. При эскизном проектировании были рассмотрены пять
принципиальных схем ракеты, обеспечивающих требуемые характеристики при макси-
мально возможной простоте, мобильности и минимально возможной массе конструкции.
Это было достигнуто принятием целого ряда конструктивно-компоновочных решений,
например, применением открытых ферменных отсеков для сочленения ступеней ракеты,
сбрасываемого хвостового отсека 2-ой ступени, использование паров наддува бака
горючего 2-ой ступени для отделения ГЧ и т.д.
Эскизный проект ракеты Р-9А был завершен в октябре 1959г. в нем было предус-
мотрено дальнейшее совершенствование характеристик ракеты. Для этой цели разраба-
тывались новые двигатели НК-9 (ОКБ Кузнецова) для 1-ой ступени (с улучшенными
характеристиками за счёт использования замкнутой схемы) и для 2-ой ступени двига-
тель на базе создаваемого в ОКБ-1 двигателя блока «Л» РН «Молния». При применении
новых двигателей и сохранении стартовой массы ракеты максимальная дальность могла
быть увеличена на 2700км. При сохранении же заданной дальности и массы ГЧ масса
ракеты уменьшалась на 13 т. Ракета получила индекс Р-9М. Однако ОКБ Кузнецова не
смогло своевременно организовать работу по новому двигателю, а Глушко скоро
добился решения оставить для ракеты Р-9 в качестве единственного варианта для 1-ой
ступени разрабатываемый им двигатель.
Постановление правительства на разработку ракеты Р-9А вышло 13 мая 1959г. В
нем специально отмечалось, что в качестве окислителя должен применяться переохлаж-
денный кислород. Предусматривалось создание двух типов стартовых комплексов:
наземный - «Десна-Н» и шахтный - «Десна-В». Главным конструктором наземного комп-
лекса был назначен В.Бармин (ГСКБ «Спецмаш»). Проектирование и разработка системы
управления ракеты Р-9 была поручена КБ Пилюгина. Двигатель 1-ой ступени был разра-
батывался в ОКБ Глушко, а 2-ой ступени - в ОКБ Косберга. Параллельно с проекти–
рованием ракеты продолжались научно-исследовательские и опытные работы, по пробле-
ме получения, транспортировки и хранения переохлажденного жидкого кислорода и
уменьшения его потерь. Проблема оказалась столь серьезной что в качестве советника
был привлечен академик П.Капица. За счёт применения принципиально новых видов изо-
ляции емкостей с жидким кислородом (порошковая, экранно-вакуумная теплоизоляция) и
выбора оптимальной конструкции баков ракеты и емкостей хранения кислорода, новых
конструкционных материалов, внедрения переохлаждения удалось сократить потери
кислорода от испарения с 15% на начальном этапе до 0,05-0,2% перед выходом ракеты
на лётные испытания. Для поддержания вакуума в больших объемах потребовались специ-
альные насосы. Наша промышленность их не выпускала. Королев добился решения ВПК об
организации производства таких насосов по образцу фирмы «Филипс». Конечно, фирма
об этом ничего не знала. Была создана специальная газовая холодильная машина кото-
рая, будучи установлена на емкости с жидким кислородом, конденсировала испарив-
шийся из емкости кислород и возвращала его обратно в жидком состоянии. Так впервые
в отечественной практике была решена проблема хранения жидкого кислорода практи-
чески без потерь. Исследования показали, что есть дополнительные возможности повы-
шения эффективности применения переохлажденного жидкого кислорода. При температуре
минус 203-210град. Сильно возрастает его текучесть. Это позволяло резко сократить
время заправки (с 25-30 до 3-8 мин), при этом вместо насосов можно было использо-
вать сжатый воздух, который выдавливал кислород из емкости хранения в баки ракеты
с расходом до 700 т/ч. Переохлажденный, жидкий кислород обеспечивает готовность
ракеты Р-9А к пуску в течение десяти часов при высоком уровне безопасности работ.
Для переохлаждения жидкого кислорода применялась передвижная установка, в которой
использовался принцип эжекции и уноса паров с поверхности жидкого кислорода за
счёт перепада давления в эжекторе. В докладных записках на имя министра Д.Устинова
и заместителя Председателя Госплана СССР В.Рябикова в мае 1961г. Королев изложил
основные итоги работ по кислородной темптике.
Для обеспечения длительного хранения ракеты в заправленном состоянии прораба-
тывалась возможность установки экранно-вакуумной теплоизоляцией на кислородных
баках (индекс ракеты 8К77). В качестве двигателей предлагалось использовать двига-
тели варианта ракеты Р-9М. Применение этих высокоэнергетических двигателей позво-
ляло при сохранении рабочего запаса топлива оснастить ракету более тяжёлой и соот-
ветственно более мощной ГЧ, а также иметь экранно-вакуумную теплоизоляцию на баках
окислителя. Но этот вариант развития не получил, в связи с большими осложнениями
при изготовлении защитной оболочки (сталь толщиной 0,5 мм) для экранно-вакуумной
теплоизоляции (сложности со сваркой и её креплением).
На этапе ЛКИ выявились недостатки наземного стартового комплекса «Десна-Н».
Технологический цикл подготовки пуска был недостаточно автоматизирован что удли-
няло процесс подготовки к пуску, требовало квалифицированного боевого расчёта.
Сложным и длительным оказался процесс установки ракеты на пусковой стол, недоста-
точно быстрой была заправка компонентами топлива, время подготовки пуска состав-
ляло почти 2 ч. Все это привело к тому, что стартовый комплекс «Десна-Н» не был
рекомендован для принятия на вооружение. В мае 1962г. было принято решение о необ-
ходимости создания более совершенного стартового комплекса. ОКБ-1 стало головной
организацией по разработке нового комплекса наземного оборудования для ракеты Р-9.
На основе последних достижений криогенной техники была создана система переохлажде-
ния, длительного хранения без потерь и скоростной заправки ракеты переохлажденным
жидким кислородом, разработана (В ГСКБ «Спецмаш») система скоростной заправки горю-
чим (керосином Т-1) с насосной подачей горючего. В ЦКБ транспортного машиностро-
ения было создано эффективное устройство, управляемое одним оператором, способное
установить ракету на пусковой стол за 30сек. Впервые в ОКБ-1 была создана автомати-
зированная система подготовки ракеты к старту (АСПС).
АСПС представляла собой единую автоматическую систему, охватывающую весь комп-
лекс автоматических систем управления отдельными агрегатами и системами стартового
комплекса. АСПС также управляла операциями по полуавтоматическому сливу компонен-
тов топлив из баков ракеты при несостоявшемся пуске, съемом ракеты с ПУ. Агрегаты
и системы АСПС управлялись с центрального пульта подготовки автоматически или вруч-
ную. Удалось довести время готовности Р-9 к пуску, считая от горизонтального поло-
жения, до 20мин. Новый стартовый комплекс получил название «Долина». Дальнейшее
сокращение времени готовности к пуску ограничивалось временем раскрутки гиропри-
боров (до 60000 об/мин.). На этот процесс требовалось 15 мин. У американцев в то
время готовность к пуску составляло 2-3мин. потому, что роторы гироприборов на
их ракетах вращались непрерывно в течение всего дежурства. Наша промышленность не
могла выпускать прецизионные подшипники с ресурсом непрерывной работы в течение
года. Начались продолжавшиеся многие годы работы по созданию гироскопических прибо-
ров на новых принципах.
Для ракеты Р-9А необходимо было создать также шахтный вариант стартового комп-
лекса. Никакого опыта по созданию такого комплекса ни в стране, ни за рубежом не
было. В США для ракеты «Атлас» аналогичного класса предусматривалось только хране-
ние ракеты в шахте для пуска её поднимали на поверхность Земли. Из шахты пускать
боялись, так как подготовка и запуск двигателей были связаны с испарением жидкого
кислорода и, следовательно, загазованностью шахты кислородом, что могло привести к
взрыву. Нужно было время для исследований и экспериментов. Однако обстановка
требовала ускоренного строительства защищенных стартовых комплексов. Решили иссле-
дования и эксперименты проводить одновременно с проектированием и строительством
экспериментального шахтного стартового комплекса на Байконуре. Его головным разра-
ботчиком стало ГСКБ Спецмаш (Главный конструктор В.П.Бармин).

Испытания и развертывание.
Для скорейшего начала испытаний было принято решение соорудить временную стар-
товую позицию в 300м. от стартовой площадки ракеты Р-7 (площадка № 1). Временной
стартовой позиции Р-9 присвоили номер 51. Это давало возможность использовать су-
ществующие монтажно-испытательный корпус (МИК), заправочное, наземное, электроси-
ловое оборудование, коммуникации связи и прочие удобства первой площадки.
Летные испытания ракеты Р-9А начались 9 апреля 1961г. с неудачи. На 155-й сек.
полета отказал двигатель 2-ой ступени. В полете были проверены первая ступень, ее
двигатель, система управления, центральный привод, запуск двигателя второй ступени,
горячее разделение, сброс хвостового отсека второй ступени. Причины остановки дви-
гателя 2-ой ступени ракеты были установлены в тот же день. Среди обломков был най-
ден клапан, по вине которого прекратилась подача газа в ТНА и установлена причина
его отказа. Клапаны для последующих пусков были срочно доработаны. Второй пуск 21
апреля 1961г. с площадки № 51 прошел успешно - ГЧ дошла до Камчатки. 25 апреля был
проведен третий пуск. Через 3,85сек. одна из четырех камер резко пошла «на упор»,
затем давление в ней упало, ракета начала оседать и упала у самого старта, начался
пожар. Вскоре была установлена причина аварии — разрушение камеры сгорания произо-
шедшеее, вероятно, вследствие возникновения высокочастотных колебаний давления.
В течение 1961г. на испытания было затрачено 15 ракет. Последний пуск с 51-й
площадки произвели 3 августа 1961г. на этот раз Р-9 только приподнялась и через
0,3сек. «села» на старт и сгорела.
Второй этап ЛКИ проходил с марта по ноябрь 1962г. было проведено 14 пусков. Из
них 9 сочли удачными. Большая часть аварийных пусков Р-9 относилась на счет двига-
тельных установок (в полете возникали высокочастотные колебания приводившие к раз-
рушению двигателей) и приборов системы управления.
Работы на полигоне Байконур по созданию комплекса «Долина» шли небывалыми тем-
пами. В мае 1962г. было принято решение о необходимости модернизации комплекса
«Десна-Н», а уже в конце сентября было закончено строительство и монтаж нового
стартового комплекса «Долина». 22 февраля 1963г. был успешно проведен первый пуск
ракеты с нового стартового комплекса.
Шахтный стартовый комплекс «Десна-В» для ракеты Р-9, строился в том же районе,
что и наземный комплекс «Долина» на нем проверялись все расчётные данные и сама
возможность пуска ракеты, заправленной кислородом и керосином из шахты. При пуске
из шахты отрабатывались монтажная и эксплуатационная документации, технология стро-
ительства шахтных пусковых установок и т.д.
Для окончательного решения вопроса о возможности принятия Р-9 на вооружение был
назначен третий этап ЛКИ. Его называли «совместные ЛКИ», имея в виду, что основную
работу проводят штатные военные расчеты, а представители промышленности выполняют
в основном роль наблюдателей. С 11 февраля 1963г. по 2 февраля 1964г, было пущено
25 ракет из них 17 достигли цели. 27 сентября 1963г. был проведен первый пуск раке-
ты из шахты. Он прошел успешно.
На три этапа ЛКИ в течении 3-х лет было затрачено 54 ракеты. Показатели надеж-
ности были не очень утешительными. Все же Р-9А под индексом 8К75 21 июля 1965г.
была принята на вооружение в составе шахтного и наземного комплексов. Её серийное
производство в 1963г. передано на Куйбышевский завод «Прогресс». Опыт, полученный
при пусках, и повышение культуры серийного производства на заводе «Прогресс» сде-
лали свое дело. При контрольных отстрелах серийных ракет в период с 15 мая 1964г.
по 16 декабря 1968г. из 16 ракет 14 дошли до цели.
14 и 15 декабря 1964г. началась постановка на боевое дежурство первых четырех
ракетных полков с наземными стартами (по два в г.Козельске и г.Плесецке), а 26
декабря - первого ракетного полка с ШПУ в Козельске. БРК с ракетой Р-9А находились
на боевом дежурстве более 15 лет и получили высокую оценку в войсках. Однако к
моменту постановки на боевое дежурство, Р-9А уже не в полной мере удовлетворяла
требованиям предъявляемым к боевым стратегическим ракетам. Она относилась к МБР
первого поколения и превосходя по боевым, техническим и эксплуатационным характе-
ристикам американские «Титан-1» и «Атлас-F» (к этому времени они уже снимались с
вооружения) и советские Р-7А и Р-16У она уступала новейшим «Минитменам» по пока-
зателям живучести, точности стрельбы и времени подготовки к пуску. К тому же ракет-
ные комплексы с Р-9А оказались достаточно дорогими в эксплуатации, что не могло
не сказаться на масштабах их развертывания (всего на боевое дежурство было пос-
тавлено 26 единиц). Р-9А стала последней боевой ракетой в группировке РВСН на
кислородно-керосиновом топливе.

Конструкция ракеты.
Р-9А представляет из себя двухступенчатую ракету с последовательным разделе-
нием ступеней. 1-ая ступень состояла из открытой решетчатой фермы, бака окисли-
теля, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. На 1-ой ступени стоял
четырехкамерный маршевый ЖРД РД-111 с качающимися камерами сгорания, развивавший
тягу 141т. Качание камер двигателя 1-ой ступени осуществлялось впервые разработан-
ным центральным гидравлическим приводом, использующим в качестве рабочей жидкости
керосин, отводимый после ТНА двигателя. Каждая из четырех камер отклонялась на ± 6
град. относительно нейтрали чем обеспечивалось управление полетом ракеты. Двига-
тель является дальнейшим развитием РД-107 ракеты Р-7. Давление в камерах по срав-
нению с РД-107 повысилось до 80атм. (на 20атм). Благодаря этому двигатель РД-111
получился очень компактным при тяге на 75% выше чем у РД-107 (82т.). Но высокое
давление стало одной из причин возникновения высокочастотных колебаний приводивших
к частым авариям. В отличие от РД-107 для привода ТНА не требовалась перекись водо-
рода. Турбогаз вырабатывался в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топ-
лива. Первичная раскрутка ТНА производилась пороховым стартером.
2-ая ступень состояла из конической и цилиндрической частей. Коническую часть
корпуса составляли переходник, бак горючего и бак окислителя с межбаковой обечай-
кой. Цилиндрическая часть образовывала хвостовой отсек, внутри которого размещался
маршевый двигатель. Бак горючего был выполнен по несущей схеме, а бак окислителя
- в форме сферы. На 2-ой ступени установили четырехкамерный ЖРД РД-461 конструкции
Косберга. Управление ракетой осуществлялось 4-мя поворотными соплами использовав-
шими отработанный турбогаз ТНА. Наддув баков в полете и работа ТНА обеспечивалась
с помощью продуктов сгорания основных компонентов топлива, что позволило упростить
конструкцию двигателей и уменьшить его массу. После доработки 2-ая ступень заняла
место 3-ей ступени ракеты «Союз», получив наименование блок «И».
Принципиальной особенностью ракеты Р-9А для наземного комплекса было включение
в её состав переходной рамы пускового стола. Дело в том, что для подготовки ракеты
к пуску требовалось произвести подстыковку к ракете большого количества (до 50-ти)
наземных гидро-, пневмо- электрокоммуникаций. Было предложено создать переходную
раму пускового стола с размещением на ней основной массы узлов стыковки наземных
систем с ракетой. Еще одним нововведением был желоб бортовых коммуникаций (ЖБК).
В этом желобе, протянувшемся по образующей от 2-ой ступени до стартового стола,
были проложены гидравлические и электрические коммуникации, необходимые для связи
ракеты с «землей» до самых последних секунд. Обычно многочисленные трубки и кабели
связывающие ракету с наземным оборудованием являются частью конструкции ракеты и
летят вместе ней ненужным грузом. На ракете Р-9А все что не нужно в полете пере-
несли в ЖБК который отстреливался от ракеты перед отрывом то стола. Экономия соста-
вила сотни килограммов. Ракета Р-9, предназначенная для пуска из шахты, не имела
переходной рамы, а ЖБК был доработан и перед стартом не отбрасывался, а отстыковы-
вался от ракеты и отводился к стенке стакана.
Устойчивость ракеты была достигнута применением стабилизаторов на 1-ой ступени.
Каждый из 4-х стабилизаторов состоял из двух частей: пилона, жёстко связанного с
корпусом, и съемной консоли. При транспортировке консоли снмались (впоследствии
съемная часть стабилизаторов не использовалась).
Р-9А отличалась сравнительно коротким участком работы ДУ 1-ой ступени, вслед-
ствие чего разделение ступеней происходило на высоте, где влияние скоростного
напора на ракету еще значительно и короткая 2-ая ступень была аэродинамически
неустойчива. Для повышения устойчивости на поверхности обтекателя хвостового
отсека 2-ой ступени установили аэродинамические щитки. Разделение ступеней происхо-
дило по «горячей» схеме для чего была предусматривались силовая открытая рама.
После разделения обтекатель хвостового отсека сбрасывался. таким образом ракета
облегчалась еще на 800кг.
С появлением у США систем засечки пусков МБР , короткий участок работы 1-ой
ступени стал достоинством ракеты так как стартующие ракеты засекались по мощному
факелу от работающих маршевых двигателей.
На ракете устанавливалась комбинированная система управления, имевшая инерци-
альную систему и канал радиокоррекции. Ее приборы размещались в межбакововом
отсеке. Круговое вероятное отклонение точки падения ГЧ при стрельбе на дальности
свыше 12000км. при использовании радиоканала составляло 1,6км. Со временем от
радиотехнической подсистемы отказались при этом КВО несколько ухудшилось.
Для «девятки» были разработаны два варианта моноблочных ядерных головных
частей: штатная и тяжелая. Штатная имела мощность 1,65 мт. с ней достигалась даль-
ность 14000км. «Тяжелая голова» имела мощность 2,5 мт. и могла быть доставлена на
расстояние 12500км. ГЧ крепилась к переходнику 2-ой ступени с помощью двух
пирозамков. Ее отделение осуществлялось пневмотолкателем после выключения марше-
вого ЖРД 2-ой ступени.
Техническая готовность Р-9А составляла 10 мин.

Состав комплекса и его эксплуатация.
Комплекс «Десна-В» состоял из трёх шахт двух),распо-
ложенных в одну линию, недалеко друг от друга, команд-
ного пункта, хранилищ компонентов топлив и сжатых газов,
пункта радиоуправления и технологического оборудования,
необходимого для поддержания запаса жидкого кислорода.
Все сооружения были заглублены и соединены между собой
ходами сообщения. Автономное электропитание обеспечива-
лось дизельэлектростанцией. Под пусковым столом, разме-
щенным на глубине 25м, располагались три этажа для
заправочного оборудования. Внутри бетонного сооружения
шахты размещался стальной стакан диаметром около 8м.
Зазор между шахтой и стаканом служил газоходом для
струй двигателя ракеты при пуске. Подготовка и проведе-
ние пуска ракеты Р-9А протекали автоматически, с дис-
танционным контролем каждой команды. Так как радио-
техническая система обеспечивала наведение только одной
ракеты старт ракет при ее использовании можно было
осуществить только последовательно.
ШПУ "Десна-В" По поводу строительства ШПУ для Р-9 между ОКБ-1 и руководством РВСН возникли
разногласия. ОКБ предлагало размещать по одной шахте рядом с населенным пунктом.
Это обеспечивало экономию средств на строительстве специальных военных городков со
всеми бытовыми службами в отдаленных и труднодоступных районах. Кроме значительные
грузопотоки к местам строительства в глухих районах неизбежно привлекут внимание
разведки тогда как одношахтный вариант у населенных пунктов мог быть легко закон-
спирирован. Но военное руководство получив решающую поддержку Хрущева настояло на
принятии варианта расположения ШПУ подальше от населенных мест.
Наземный стартовый комплекс «Долина» состоял из укрытия где в горизонтальном
положении «дежурила» незаправленная ракета. Здесь же находились хранилища топлива.
Комплекс «Долина» обеспечивал почти полное отсутствие боевого расчета на стартовой
позиции. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и
достигнув упоров на ПУ, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое
поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и
закрепляло ракету на пусковом столе (благодаря переходной раме пускового стола и
ЖБК объем работ на старте резко уменьшился), Конструкция ракеты предусматривала
обслуживание на стартовой позиции в вертикальном положении без применения каких-
либо специальных приспособлений и без открытия люков. Затем следовала скоростная
заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицели-
вание. Предстартовые проверки бортовых систем практически сводились к предпуско-
вому включению и регулированию. Все операции максимально совмещались по времени.
На все уходило 20 мин.

ТТХ Р-9А

дальность стрельбы км.
наибольшая - 14000
наименьшая - 3000
Длина м. - 24
Стартовая масса т. - 81
Тяга ДУ т.
1-ой ступени уземли - 141,24
2-ой ступени в пустоте - 31
Масса ГЧ кг. - 1700

Наверх