-
U235: Все сообщения за 04 Января 2014 года
| Пн | Вт | Ср | Чт | Пт | Сб | Вс |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | ||
| 6 | 7 | 8 | 9 | 10 | 11 | 12 |
| 13 | 14 | 15 | 16 | 17 | 18 | 19 |
| 20 | 21 | 22 | 23 | 24 | 25 | 26 |
| 27 | 28 | 29 | 30 | 31 |
Lamort> Знаете, у SpaceX "всего этого пафосного барахла" вроде "своей школы" и прочих религиозно-технозадротских заклинаний не было. Они просто взяли и сделали вполне эффективный двигатель базируясь на имеющемся мировом опыте создания ЖРД.
SpaceX сами нашли деньги, пригласили на них специалистов-ракетчиков из других фирм и сделали то, что смогли сделать, создав таким образом на свои деньги худо-бедно работающую школу ракетостроения. Впрочем их успехи в двигателестроении пока не впечатляют: максимум, что осилили - 50тонник со скромным по нынешним меркам УИ у земли. В результате пришлось аж 9 двигателей на первой ступени Falcon-9 ставить. Адепты же НК-33 предлагают вложить государственные деньги в фирму давно уже не имеющую ни специалистов ни технологий ради восстановления в производстве не самого современного и лучшего двигателя.
Lamort> Да, вы в курсе, что в случае ЖРД первой ступени высокие значения удельного импульса и отношения тяги к массе двигателя не имеют большого значения?
С чего бы это? Чем выше УИ, тем меньше потребное количество топлива на первой ступени, а его там изрядно. А еще для двигателя первой ступени важна тяга у земли, а она тем лучше, чем выше рабочее давление двигателя. Поэтому на семействе 170 на него и не поскупились.
Lamort> Двигатель НК-33 превосходит двигатели семейства РД-170 по отношению тяги к массе, имеет почти такой же удельный импульс и это при давлении в камере сгорания на 100 атмосфер меньше.
Если уж Вы сравниваете массы НК-33 и РД-191, то надо учесть, что НК-33 - неподвижный двигатель, а РД-191 - качающийся, с изменяемым вектором тяги. Поэтому на первой ступени Союз-2.1в пришлось ставить еще и рулевой двигатель РД-0110Р, а ракеты с РД-191 дополнительных рулевых двигателей не требуют. Добавьте к характеристикам НК-33 870кг массы и 21 тонну тяги у земли - и получите совершенно иную картину. Двигательная установка первой ступени Союз-2.1в весит 2100кг и дает тягу у земли 176 тонн при удельном импульсе 297с. В то же время двигательная установка первой ступени Ангары 1.2 состоящая из одного РД-191 весит 2200кг и дает у земли тягу 196 тонн при УИ 311.5с. Таким образом имеет тяговооруженность у земли 84 для НК-33+РД-0110Р и 89 для РД-191 при тяге у земли большей на 11% и УИ большем на 5%. Добавьте к этому так же диапазон дросселирования тяги 27%-105% против 77%-103% у НК-33. Последняя особенность РД-191 и позводила реализовать семейство Ангара, где использутся очень хитрые циклограммы работы двигателей.
Что до высотных характеристик, то даже они у НК-33 не дотягивают до 191го, да и не так они важны для двигателя первой ступени. Кроме того, НК-33-1 с касающимся следом и выдвижным сопловым насадком существует только на бумаге и вряд ли когда будет реализован в металле, т.к. подозреваю что с весом после всех этих новшеств у него уже не так шоколадно
SpaceX сами нашли деньги, пригласили на них специалистов-ракетчиков из других фирм и сделали то, что смогли сделать, создав таким образом на свои деньги худо-бедно работающую школу ракетостроения. Впрочем их успехи в двигателестроении пока не впечатляют: максимум, что осилили - 50тонник со скромным по нынешним меркам УИ у земли. В результате пришлось аж 9 двигателей на первой ступени Falcon-9 ставить. Адепты же НК-33 предлагают вложить государственные деньги в фирму давно уже не имеющую ни специалистов ни технологий ради восстановления в производстве не самого современного и лучшего двигателя.
Lamort> Да, вы в курсе, что в случае ЖРД первой ступени высокие значения удельного импульса и отношения тяги к массе двигателя не имеют большого значения?
С чего бы это? Чем выше УИ, тем меньше потребное количество топлива на первой ступени, а его там изрядно. А еще для двигателя первой ступени важна тяга у земли, а она тем лучше, чем выше рабочее давление двигателя. Поэтому на семействе 170 на него и не поскупились.
Lamort> Двигатель НК-33 превосходит двигатели семейства РД-170 по отношению тяги к массе, имеет почти такой же удельный импульс и это при давлении в камере сгорания на 100 атмосфер меньше.
Если уж Вы сравниваете массы НК-33 и РД-191, то надо учесть, что НК-33 - неподвижный двигатель, а РД-191 - качающийся, с изменяемым вектором тяги. Поэтому на первой ступени Союз-2.1в пришлось ставить еще и рулевой двигатель РД-0110Р, а ракеты с РД-191 дополнительных рулевых двигателей не требуют. Добавьте к характеристикам НК-33 870кг массы и 21 тонну тяги у земли - и получите совершенно иную картину. Двигательная установка первой ступени Союз-2.1в весит 2100кг и дает тягу у земли 176 тонн при удельном импульсе 297с. В то же время двигательная установка первой ступени Ангары 1.2 состоящая из одного РД-191 весит 2200кг и дает у земли тягу 196 тонн при УИ 311.5с. Таким образом имеет тяговооруженность у земли 84 для НК-33+РД-0110Р и 89 для РД-191 при тяге у земли большей на 11% и УИ большем на 5%. Добавьте к этому так же диапазон дросселирования тяги 27%-105% против 77%-103% у НК-33. Последняя особенность РД-191 и позводила реализовать семейство Ангара, где использутся очень хитрые циклограммы работы двигателей.
Что до высотных характеристик, то даже они у НК-33 не дотягивают до 191го, да и не так они важны для двигателя первой ступени. Кроме того, НК-33-1 с касающимся следом и выдвижным сопловым насадком существует только на бумаге и вряд ли когда будет реализован в металле, т.к. подозреваю что с весом после всех этих новшеств у него уже не так шоколадно
Это сообщение редактировалось 04.01.2014 в 06:53
инфо
инструменты
Lamort> "Зенит" совершенно одинаково был ненадёжным во все времена, в том числе и в то время, когда самостоятельной Украины не было.
Во времена, когда Украина была составной частью СССР, Зенит был новой сырой ракетой. Но вот из-за последовавшего отделения Украины и наступившего там перманентного бардака, вопрос с качеством Зенита так и не удалось решить до конца. Впрочем статистика запусков у Зенита не слишком страшная
68 успешных запусков из 81, то есть надежность составила 83%. Для сравнения у Протонов К и М надежность составила 89%, немногим выше.
Lamort> Да, ему не повезло с глушковским РД-170, с тем самым, который "прогрессивный".
На 81 запуск было только 2 отказа РД-170, из них один - по причине нарушения технологии сборки двигателя, вследствие чего внутри него оказался посторонний предмет, а это любой двигатель убить может. Сначала у Зенита была серия аварий связанная с отказом РД-120. Потом отказы РД-120 прекратились полностью. Похоже что довели его. Время от времени повторяющиеся косяки работы СУ и источника бортового питания так и не прошли, а это уже огрехи украинских партнеров, которые они так и не смогли устранить. Плюс еще и цены стали ломить неадекватные. Так что не повезло Зениту именно с производителем, а не с двигателями. Двигателисты то как раз добились высокой надежности по своей части.
Во времена, когда Украина была составной частью СССР, Зенит был новой сырой ракетой. Но вот из-за последовавшего отделения Украины и наступившего там перманентного бардака, вопрос с качеством Зенита так и не удалось решить до конца. Впрочем статистика запусков у Зенита не слишком страшная
Список запусков ракет-носителей семейства «Зенит» — Википедия
Первый пуск ракеты-носителя семейства «Зенит» состоялся 13 апреля 1985 года. Всего использовалось пять модификаций носителя: По состоянию на 3 сентября 2013 года осуществлен 81 запуск, из которых: Ракеты запускались с двух космодромов. Все пуски Зенит-3SL были выполнены с плавучей платформы «Odyssey» в рамках проекта Морской старт. Остальные модификации запускались с космодрома Байконур. // ru.wikipedia.org68 успешных запусков из 81, то есть надежность составила 83%. Для сравнения у Протонов К и М надежность составила 89%, немногим выше.
Lamort> Да, ему не повезло с глушковским РД-170, с тем самым, который "прогрессивный".
На 81 запуск было только 2 отказа РД-170, из них один - по причине нарушения технологии сборки двигателя, вследствие чего внутри него оказался посторонний предмет, а это любой двигатель убить может. Сначала у Зенита была серия аварий связанная с отказом РД-120. Потом отказы РД-120 прекратились полностью. Похоже что довели его. Время от времени повторяющиеся косяки работы СУ и источника бортового питания так и не прошли, а это уже огрехи украинских партнеров, которые они так и не смогли устранить. Плюс еще и цены стали ломить неадекватные. Так что не повезло Зениту именно с производителем, а не с двигателями. Двигателисты то как раз добились высокой надежности по своей части.
Lamort> Вы думаете, Элон Маск сам придумал ставить 9 двигателей? Представьте себе, у него был "довольно знаменитый предшественник". 
Lamort> Сатурн-1 — Википедия
Lamort> Как видите, 10 из 10 при аж 8 двигателях первой ступени. Да, на "Союзе" их 5, а на "Протоне" 6.
Это тоже не от хорошей жизни. А именно - от невозможности сделать на тогдашнем технологическом уровне (это двигатели 60ых- начала 70ых). На Н-1 вон вообще дохрена двигателей было, тоже далеко не от великого ума, а потому что задница полная с двигателями нужного типоразмера была.
Lamort> Да, именно, - а не в фирму, которая лет так 20 делает "Ангару"и её подрядчиков, которая при очередном "шухере" наверху начинает опять мямлить о том, что "вот-вот полетит".
Хруничевцы к РД-191, отношения не имеют. Это энергомашевский двигатель. А Энергомаш - ведущая российская контора, на ЖРД которых летают почти все наши ракеты, в том числе и ваши любимые Союзы. Что до семейства 170, то на полноразмерных четырехкамерных 170ках летали Энергия и Зенит, на половинке, 180ке, сейчас летают американские Атласы, так что и в четвертинку вложиться вполне имеет смысл. Сгодится как для Ангары, так и для других перспективных российских ракет, если они появятся. В распоряжении разработчиков как раз окажется унифицированная линейка 4камернник-2камерник-однокамерник, при этом каждый из этих двигателей обладает характерным для семейства 170ок широким диапазоном регулирования тяги.
Lamort> Вы слыхали про Шаттл?
Lamort> У конструкции SRB масса около 15% от стартовой, удельный импульс в вакууме около 270 секунд.
Lamort> При этом у Шаттла наибольшая относительная масса на орбите из всего, что было.
Иметь при стартовой массе 2030тонн массу выводимой на низкую орбиту полезной нагрузки 24 тонны - это, по вашему, хорошо? Летающий на РД-180 Атлас-5 имеет стартовый вес в самой тяжелой комплектации 547 тонн и тащит на низкую орбиту 29 тонн. Это плата в том числе и за низкий УИ стартовых ускорителей и за дурацкую с точки зрения формулы Циолковского схему выведения.
Кстати Шаттл с самой земли тащат не только ускорители, но и водородные SSME с удельным импульсом 363 на уровне моря и 452 в вакууме, благодаря чему вся эта конструкция и добирается до орбиты.
Lamort> Не нравится Шаттл, посмотрите на характеристики первой ступени Ариан-5.
При стартовом весе 777тонн тащим на низкую орбиту всего 21 тонну. И это при старте практически с экватора. Вот такая вот цена за низкий УИ твердотопливных ускорителей.
Lamort> Как, однако, интересно, - расскажите, как вы собрались осуществлять управление по крену единственным РД-191, без разницы, подвижный он или нет.
В обще-то креном на однодвигательной ракете можно и вообще не управлять. На ней нет существенных моментов на раскрутку и угловая скорость вращения ракеты будет невелика, если вообще будет. Так что крен достаточно просто мерять и учитывать при управлении ракетой по тангажу и курсу. Таким образом сделано, например, на Трайденте. Надежнейшей ракете, на которой управления по крену нет вообще. Впрочем на Ангаре 1.2 на такое не решились и поставили для управления креном 4 сопла малой тяги, работающий в импульсном режим, по мере необходимости, рабочее тело для которых отбирается от РД-191.
Lamort> Вы там писали что-то про РД-193? Он почему-то должен весить аж 1900 кг, я вот только не знаю, это с системой управления по крену или нет.
РД-193 - это некачающийся РД-191. За счет этого он и сбросил по массе. Масса двигательной установки Союза-2.1в при установке на него РД-191 таким образом вырастет, но за счет прироста тяги и УИ первой ступени масса выводимой полезной нагрузки увеличится.
Lamort> Ага, - незначительный условный рост характеристик двигателя при росте давления в КС на 100 атмосфер.
5% УИ дают значительную экономию на массе топлива. А это либо уменьшение стартовой массы и удешевление ракеты, либо увеличение веса второй ступени и, соответственно, - полезной нагрузки.
Lamort> Сатурн-1 — Википедия
Lamort> Как видите, 10 из 10 при аж 8 двигателях первой ступени. Да, на "Союзе" их 5, а на "Протоне" 6.
Это тоже не от хорошей жизни. А именно - от невозможности сделать на тогдашнем технологическом уровне (это двигатели 60ых- начала 70ых). На Н-1 вон вообще дохрена двигателей было, тоже далеко не от великого ума, а потому что задница полная с двигателями нужного типоразмера была.
Lamort> Да, именно, - а не в фирму, которая лет так 20 делает "Ангару"и её подрядчиков, которая при очередном "шухере" наверху начинает опять мямлить о том, что "вот-вот полетит".
Хруничевцы к РД-191, отношения не имеют. Это энергомашевский двигатель. А Энергомаш - ведущая российская контора, на ЖРД которых летают почти все наши ракеты, в том числе и ваши любимые Союзы. Что до семейства 170, то на полноразмерных четырехкамерных 170ках летали Энергия и Зенит, на половинке, 180ке, сейчас летают американские Атласы, так что и в четвертинку вложиться вполне имеет смысл. Сгодится как для Ангары, так и для других перспективных российских ракет, если они появятся. В распоряжении разработчиков как раз окажется унифицированная линейка 4камернник-2камерник-однокамерник, при этом каждый из этих двигателей обладает характерным для семейства 170ок широким диапазоном регулирования тяги.
Lamort> Вы слыхали про Шаттл?
Lamort> У конструкции SRB масса около 15% от стартовой, удельный импульс в вакууме около 270 секунд.
Lamort> При этом у Шаттла наибольшая относительная масса на орбите из всего, что было.
Иметь при стартовой массе 2030тонн массу выводимой на низкую орбиту полезной нагрузки 24 тонны - это, по вашему, хорошо?
Летающий на РД-180 Атлас-5 имеет стартовый вес в самой тяжелой комплектации 547 тонн и тащит на низкую орбиту 29 тонн. Это плата в том числе и за низкий УИ стартовых ускорителей и за дурацкую с точки зрения формулы Циолковского схему выведения.Кстати Шаттл с самой земли тащат не только ускорители, но и водородные SSME с удельным импульсом 363 на уровне моря и 452 в вакууме, благодаря чему вся эта конструкция и добирается до орбиты.
Lamort> Не нравится Шаттл, посмотрите на характеристики первой ступени Ариан-5.
При стартовом весе 777тонн тащим на низкую орбиту всего 21 тонну. И это при старте практически с экватора. Вот такая вот цена за низкий УИ твердотопливных ускорителей.
Lamort> Как, однако, интересно, - расскажите, как вы собрались осуществлять управление по крену единственным РД-191, без разницы, подвижный он или нет.
В обще-то креном на однодвигательной ракете можно и вообще не управлять. На ней нет существенных моментов на раскрутку и угловая скорость вращения ракеты будет невелика, если вообще будет. Так что крен достаточно просто мерять и учитывать при управлении ракетой по тангажу и курсу. Таким образом сделано, например, на Трайденте. Надежнейшей ракете, на которой управления по крену нет вообще. Впрочем на Ангаре 1.2 на такое не решились и поставили для управления креном 4 сопла малой тяги, работающий в импульсном режим, по мере необходимости, рабочее тело для которых отбирается от РД-191.
Lamort> Вы там писали что-то про РД-193?
Он почему-то должен весить аж 1900 кг, я вот только не знаю, это с системой управления по крену или нет.РД-193 - это некачающийся РД-191. За счет этого он и сбросил по массе. Масса двигательной установки Союза-2.1в при установке на него РД-191 таким образом вырастет, но за счет прироста тяги и УИ первой ступени масса выводимой полезной нагрузки увеличится.
Lamort> Ага, - незначительный условный рост характеристик двигателя при росте давления в КС на 100 атмосфер.
5% УИ дают значительную экономию на массе топлива. А это либо уменьшение стартовой массы и удешевление ракеты, либо увеличение веса второй ступени и, соответственно, - полезной нагрузки.
Lamort> Где это самое ваше "семейство ракет "Ангара"?
На космодроме Плесецк к стартовой площадке примеряют. В мае следующего года полетит. Задержки по Ангаре были вызваны отсутствием финансирования в 90ых, сменой концепции РН после возобновления финансирования, ибо за это время появилась возможность сделать все на более высоком уровне, и задержкой в строительстве страхового комплекса. УРМ-1 уже летал в составе корейской ракеты.
Lamort> но пока это "позволило" только потратить, если не ошибаюсь, 3 миллиарда долларов на ракету, которая ещё не полетела ни в каком варианте.
Это нормальная цена за разработку новой ракеты, тем более - семейства ракет, тем более если учесть что сюда входит и строительство стартовых площадок.
Lamort> Не болтайте ерунды, - при том, что УИ первой ступени не особо важен
Ага. Не особо важен. Как же. У Ариана-5 при водородниках в центральном блоке первой ступени и на второй ступени характеристики на уровне цельногептилового Протона, ибо ТТУ с низким удельным импульсом характеристики просаживают.
Высокая тяга и УИ у земли позволяют минимизировать гравитационные потери увеличив, насколько можно, стартовую перегрузку и уменьшив массу первой ступени.
Lamort> обычная первая ступень большую часть ХС создаёт тогда, когда она работает уже в высотном режиме,
Но до этого первая ступень должна пройти вертикальный участок через плотные слои атмосферы, собрав при этом львиную долю гравитационных потерь и спалив немалое количество топлива. И вот сколько этого топлива придется спалить, зависит от УИ и тяги у земли.
Lamort> U235, вы понятия не имеете зачем нужно высокое давление в КС, - есть только одна характеристика, которая делает его относительно полезным, какая именно?
Полно полезных характеристик, которые подымает повышение рабочего давления. Чем выше давление, тем меньше проседают характеристики двигателя у земли. Сравните насколько проседают тяга и УИ у земли у НК-33, а насколько - у РД-191. Отсюда заметно экономится масса первой ступени либо растет масса выводимой второй ступени. Еще одним полезным следствием повышения рабочего давления является уменьшение габаритов двигателя.
На космодроме Плесецк к стартовой площадке примеряют. В мае следующего года полетит. Задержки по Ангаре были вызваны отсутствием финансирования в 90ых, сменой концепции РН после возобновления финансирования, ибо за это время появилась возможность сделать все на более высоком уровне, и задержкой в строительстве страхового комплекса. УРМ-1 уже летал в составе корейской ракеты.
Lamort> но пока это "позволило" только потратить, если не ошибаюсь, 3 миллиарда долларов на ракету, которая ещё не полетела ни в каком варианте.
Это нормальная цена за разработку новой ракеты, тем более - семейства ракет, тем более если учесть что сюда входит и строительство стартовых площадок.
Lamort> Не болтайте ерунды, - при том, что УИ первой ступени не особо важен
Ага. Не особо важен. Как же. У Ариана-5 при водородниках в центральном блоке первой ступени и на второй ступени характеристики на уровне цельногептилового Протона, ибо ТТУ с низким удельным импульсом характеристики просаживают.
Высокая тяга и УИ у земли позволяют минимизировать гравитационные потери увеличив, насколько можно, стартовую перегрузку и уменьшив массу первой ступени.
Lamort> обычная первая ступень большую часть ХС создаёт тогда, когда она работает уже в высотном режиме,
Но до этого первая ступень должна пройти вертикальный участок через плотные слои атмосферы, собрав при этом львиную долю гравитационных потерь и спалив немалое количество топлива. И вот сколько этого топлива придется спалить, зависит от УИ и тяги у земли.
Lamort> U235, вы понятия не имеете зачем нужно высокое давление в КС, - есть только одна характеристика, которая делает его относительно полезным, какая именно?
Полно полезных характеристик, которые подымает повышение рабочего давления. Чем выше давление, тем меньше проседают характеристики двигателя у земли. Сравните насколько проседают тяга и УИ у земли у НК-33, а насколько - у РД-191. Отсюда заметно экономится масса первой ступени либо растет масса выводимой второй ступени. Еще одним полезным следствием повышения рабочего давления является уменьшение габаритов двигателя.
Lamort> Это наиболее оптимальное "бюджетное" решение, когда надо создать ракету не "ради технического онанизма"
Из-за этого "оптимального решения" поимели такой геморрой с одновременной работой такого количества двигателей, что ракета так и не полетела. Создатели Н-1 правую руку отдали бы за РД-170, но его у них не было, а был НК-33. В результате именно тот самый технический онанизм и получился и ракета не полетела. А Энергия, на тот же класс массы полезной нагрузки, на РД-170 полетела. Вот вам цена эффективности двигателя.
Из-за этого "оптимального решения" поимели такой геморрой с одновременной работой такого количества двигателей, что ракета так и не полетела. Создатели Н-1 правую руку отдали бы за РД-170, но его у них не было, а был НК-33. В результате именно тот самый технический онанизм и получился и ракета не полетела. А Энергия, на тот же класс массы полезной нагрузки, на РД-170 полетела. Вот вам цена эффективности двигателя.
m-dva> А "Зенит" с "эффективным" объявленна самой аварийной,- странная позиция ( тут смотреть, а тут рыбу заворачивали).
m-dva> Из 80 пусков Зенита, пять пусков неудачны по отказу РД-170.
Для непонятливых или тролллей еще раз привожу статистику пусков Зенита. Найдите там пять отказов РД-170.
m-dva> Из 80 пусков Зенита, пять пусков неудачны по отказу РД-170.
Для непонятливых или тролллей еще раз привожу статистику пусков Зенита. Найдите там пять отказов РД-170.
Список запусков ракет-носителей семейства «Зенит» — Википедия
Первый пуск ракеты-носителя семейства «Зенит» состоялся 13 апреля 1985 года. Всего использовалось пять модификаций носителя: По состоянию на 3 сентября 2013 года осуществлен 81 запуск, из которых: Ракеты запускались с двух космодромов. Все пуски Зенит-3SL были выполнены с плавучей платформы «Odyssey» в рамках проекта Морской старт. Остальные модификации запускались с космодрома Байконур. // ru.wikipedia.org
Lamort> Эти сопла и их масса входят в массу РД-191 или не воходят?
Там и 100кг вряд ли будет, потому как тяга сопло всего 200кг и своего газогенератора нет.
Lamort> Не "значительную экономию", а где-то те же 5%, а может и меньше,
В блоке А Союза, насколько я знаю, 96 тонн топлива. 5% - это 4,65 тонн. Немаленький приварок.
Там и 100кг вряд ли будет, потому как тяга сопло всего 200кг и своего газогенератора нет.
Lamort> Не "значительную экономию", а где-то те же 5%, а может и меньше,
В блоке А Союза, насколько я знаю, 96 тонн топлива. 5% - это 4,65 тонн. Немаленький приварок.
m-dva> Дык посчитай,- из 9 неудачных 5 по РД-170. ( взрыв, отключение на 50 сек).
Какие конкретно даты? Взрывов РД-170 юыло два. Одно - в начале эксплуатации Зенита по вине двигателя. Второе - недавно по вине производителя допуствшего посторонний предмет внутри двигателя. Ни одно отключение РД-170 не произошло по вине двигателя. Там система управления и источники бортового питания сбоили.
Какие конкретно даты? Взрывов РД-170 юыло два. Одно - в начале эксплуатации Зенита по вине двигателя. Второе - недавно по вине производителя допуствшего посторонний предмет внутри двигателя. Ни одно отключение РД-170 не произошло по вине двигателя. Там система управления и источники бортового питания сбоили.
Copyright © Balancer 1997..2024
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
