Турбореактивные двигатели с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор или нагнетатель: ...с противовращающимися роторами – F02K 3/072

Система винтов противоположного вращения для газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит свободную силовую турбину, первый винт и второй винт противоположного вращения, предназначенные для приведения во вращение вокруг продольной оси системы винтов, механическое устройство трансмиссии, картер. Первый винт расположен в данном направлении относительно упомянутого второго винта. Первый и второй винты содержат, каждый, втулку, центрованную по продольной оси, расположенную концентрично с ней наружную обечайку, участвующую в радиальном ограничении наружу главного кольцевого потока, а также соединительные стойки, соединяющие наружную обечайку с втулкой. Механическое устройство трансмиссии приводится в движение свободной силовой турбиной и приводит в движение первый и второй винты. Картер установлен между свободной силовой турбиной и первым и вторым винтами. Винты расположены в упомянутом данном направлении относительно картера. Свободная турбина проходит в противоположном направлении относительно этого же картера. Картер содержит удлинитель картера в упомянутом данном направлении, являющийся опорой при вращении втулки второго винта. Соединительные стойки второго винта расположены в упомянутом противоположном направлении, проходя в радиальном направлении наружу. Изобретение направлено на уменьшение габаритных размеров и массы газотурбинного двигателя. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов для газотурбинного двигателя летательного аппарата имеет в своем составе свободную силовую турбину, содержащую первый ротор, первый воздушный винт и второй воздушный винт, вращающиеся в противоположных направлениях, предназначенные для приведения их во вращение вокруг продольной оси системы воздушных винтов по отношению к статору этой системы, и устройство механической передачи. Устройство механической передачи содержит эпициклоидальный передаточный механизм, снабженный планетарной шестерней, центрированной на упомянутой продольной оси и приводимой в движение при помощи упомянутого первого ротора свободной силовой турбины, по меньшей мере один сателлит, находящийся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней, держатель сателлита(ов), приводящий в движение упомянутый первый воздушный винт, а также коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом и приводящую в движение упомянутый второй воздушный винт. Свободная силовая турбина содержит также второй ротор, вращающийся в противоположном направлении по отношению к упомянутому первому ротору и приводящий во вращательное движение упомянутую коронную шестерню. Изобретение позволяет уменьшить общую массу системы винтов, уменьшить шум, снизить нагрузки, действующие на средства подвески двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Газотурбинный двигатель включает в себя установленные последовательно по потоку первый компрессор, снабженный, по меньшей мере, одним рядом компрессорных лопаток, распределенных по окружности первого компрессора, камеру (23) сгорания и первую турбину, снабженную, по меньшей мере, одним рядом турбинных лопаток, распределенных по окружности первой турбины. Первый компрессор и первая турбина жестко соединены первым валом с возможностью вращения. Первая турбина приспособлена для воздействия на нормализованный расход газа через газотурбинный двигатель в зависимости от скорости вращения первой турбины. Ротор первой турбины расположен непосредственно за камерой сгорания ниже по потоку, так что не имеется сопловых лопаток или подобных отклоняющих газовый поток компонентов в зоне ниже по потоку от камеры сгорания и выше по потоку от первого ротора турбины. Газотурбинный двигатель также включает средства для регулирования скорости вращения первой турбины. Изобретение направлено на создание газотурбинного двигателя, в частности газотурбинного двигателя для приведения в движение летательного аппарата, потребление топлива которого ниже, чем у обычных газотурбинных двигателей. 3 н. и 30 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система (1) воздушных винтов противоположного вращения газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит первый и второй винты (6, 8), каждый из которых включает в себя систему (26, 56) управления установкой лопастей. Указанная система управления содержит вращающиеся средства (38, 68) привода, обеспечивающие поступательное перемещение скользящего элемента (28, 58) для поворота лопастей на заданный угол атаки. Согласно изобретению система воздушных винтов дополнительно содержит также средства (72) сцепления, позволяющие неподвижно соединять во вращении первые и вторые вращающиеся средства (38, 68) привода, при этом система воздушных винтов выполнена так, что при включении этих средств (72) сцепления возникает относительная скорость вращения между скользящими элементами (28, 58) и их соответствующими вращающимися средствами (38, 68) привода, что приводит лопасти (6а, 8а) в положение флюгирования. Позволяет получить надежное и быстрое флюгирование лопастей обоих воздушных винтов. 3 н. и 4 з.п.ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель выполнен с двумя входным и выходным вентиляторами противоположного вращения, установленными на входе компрессора низкого давления и приводимыми во вращение двумя коаксиальными валами противоположного вращения. Каждый из коаксиальных валов связывает вентиляторное колесо с, по меньшей мере, одним размещенным на выходе колесом турбины низкого давления. Колесо выходного вентилятора связано выходной частью со своим приводным валом. Изобретение позволяет освободить под колесом вентилятора пространство для крепления балансировочных накладок колеса выходного вентилятора, уменьшить массу и длину суппорта входного приводного подшипника. 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Описаны авиационный двигатель и способ его работы с воздушными винтами (23, 24) противоположного вращения. Двигатель имеет передний и задний воздушные винты, содержащие лопасти с изменяемым углом наклона. Во время фазы полета на крейсерском режиме двигатель работает с постоянной окружной скоростью конца лопасти воздушного винта. Во время, по меньшей мере, отрыва от земли, набора высоты или захода на посадку окружная скорость конца лопасти, по меньшей мере, одного из воздушных винтов больше, чем окружная скорость конца лопасти при полете на крейсерском режиме. Осуществляют закрытие лопастей от их угла наклона при полете на крейсерском режиме до их угла наклона при заходе на посадку. Передний воздушный винт (23) имеет, по меньшей мере, 9 лопастей (Nf=9) и диаметр Df. Задний воздушный винт (24) имеет максимальное число лопастей Nr=Nf минус, по меньшей мере, 3. Передний и задний воздушные винты (23, 24) разделены аксиальным зазором х. Отношение x/Df находится в диапазоне, составляющем от 0,15 до 0,4. Двигатель может быть газотурбинным, дизельным, или бензиновым, или работающим на топливных элементах. Достигается уменьшение шума. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Газотурбинный двигатель с вентиляторами противоположного вращения содержит последовательно в направлении вниз по потоку секцию вентиляторов противоположного вращения, газогенератор с положительным смещением осевого потока и турбину низкого давления противоположного вращения, функционально соединенную с секцией вентиляторов противоположного вращения. Газогенератор с положительным смещением осевого потока представляет собой каскад высокого давления с постоянным смещением осевого потока и включает в себя впуск, сердечник и секцию камеры сгорания. Впуск разнесен в осевом направлении и расположен выше по потоку от выпуска. Сердечник включает в себя внутренний корпус, расположенный внутри внешнего корпуса. Внутренний и внешний корпусы проходят от впуска к выпуску и имеют смещенные внутреннюю и внешнюю оси соответственно. По меньшей мере, один из внутреннего и внешнего корпусов выполнен с возможностью вращения вокруг соответствующей одной из внутренней и внешней осей. Внутренний и внешний корпусы имеют взаимодействующие внутреннюю и внешнюю спиральные лопасти, проходящие вокруг внутренней и внешней осей соответственно. Внутренние и внешние спиральные лопасти проходят в радиальном направлении наружу и внутрь соответственно. Сердечник имеет первую, вторую и третью секции, расположенные последовательно в направлении вниз по потоку, проходящие между впуском и выпуском. При этом внутренние и внешние спиральные лопасти имеют первые, вторые и третьи спиральные изгибы в первой, второй и третьей секциях соответственно. Первые спиральные изгибы меньше, чем вторые спиральные изгибы, а третьи спиральные изгибы меньше, чем вторые спиральные изгибы. Секция камеры сгорания проходит в осевом направлении вниз по потоку, по меньшей мере, через участок второй секции. Изобретение направлено на повышение эффективности двигателя, уменьшение его веса, снижение затрат на производство, монтаж и ремонт. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 19 ил.

Узел газотурбинного двигателя содержит газогенератор, турбину низкого давления, соединенную с газогенератором, вентиляторный узел с противоположным вращением и узел вентиляторного каркаса. Вентиляторный узел с противоположным вращением соединен с турбиной низкого давления и содержит передний вентиляторный узел, выполненный с возможностью вращения в первом направлении, и задний вентиляторный узел, выполненный с возможностью вращения в противоположном втором направлении. Вспомогательный компрессор соединен непосредственно с турбиной низкого давления таким образом, что обеспечивается вращение вспомогательного компрессора и турбины низкого давления в одном и том же направлении. Узел вентиляторного каркаса расположен аксиально между вспомогательным компрессором и задним вентиляторным узлом. Вспомогательный компрессор расположен ниже по потоку от узла вентиляторного каркаса. Изобретение позволяет повысить эффективность газотурбинного двигателя. 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Вариант каждого безаэродромного самолета состоит из фюзеляжа, турбовинтового двигателя, несущих плоскостей. Первый вариант снабжен установленными на боковых сторонах фюзеляжа несущими устройствами, состоящими из корневой части самолетного поперечного крыла с вентилятором двигателя перед передней кромкой на носовой части фюзеляжа и расположенных за ним несущими плоскостями, рядом несущих плоскостей на верхней или нижней стороне, расположенными по длине фюзеляжа. Второй вариант снабжен верхней и нижней парами консольных прямолинейных несущих плоскостей с промежутком между парами для газовоздушного потока из сопел двигателей. Турбовинтовентиляторный двигатель выполнен с профилированной конфузорными и диффузорными участками внутренней поверхностью обечайки винтовентилятора. Варианты крыла характеризуются наличием несущей части корневой поперечного крыла и несущими плоскостями фрагментных крыльев. Способы характеризуются использованием самолета и двигателя. Группа изобретений направлена на улучшение безопасности эксплуатации и снижение затрат. 7 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к винтовентиляторам заднего расположения авиационных газотурбинных двигателей и позволяет повысить надежность и эффективность работы путем организации охлаждения полых стоек и лопастей винтовентилятора и снижения гидравлических потерь в газовом канале и утечек в стыках между сегментами полых стоек. Указанный технический результат достигается в винтовентиляторе с кольцевым газовым каналом, в котором расположены полые стойки со сквозной продольной щелью на выходной кромке и с внутренней полостью, в которой размещены хвостовики лопастей винтовентилятора, внутренняя полость полых стоек, выполненная в виде профиля рабочих лопаток турбины со входными и выходными кромками, соединена с компрессором, причем со стороны входной кромки полой стойки дополнительно выполнена зигзагообразная щель, стойки составлены из отдельных сегментов, число которых равно числу лопастей винтовентилятора, а стык между сегментами образует продольные сквозные щели со стороны входной и выходной кромок полых стоек, причем с внешней стороны от кольцевого газового канала между стойками и хвостовиками лопастей винтовентилятора выполнены уплотнения. 7 ил.

Турбовинтовентиляторный двигатель содержит два газогенератора, состоящих из осевого компрессора, камеры сгорания и турбины, расположенных вдоль общего потока воздуха и сопла. Турбовинтовентиляторный двигатель также содержит общую для газогенераторов гондолу, общую двухкаскадную свободную турбину, расположенную между газогенераторами, вращающуюся в противоположные стороны и передающую крутящие моменты с помощью двух одноступенчатых редукторов и двух валов, расположенных параллельно друг другу между редукторами, винтовентилятору, имеющему гондолу. Изобретение направлено на повышение надежности и экономичности двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, конкретно к вентиляторам авиационных газотурбинных двигателей. Биротативный винтовентилятор состоит из расположенных друг за другом первого рабочего колеса и второго рабочего колеса с лопатками, имеющими возможность поворачиваться в дисках относительно радиальных осей. Входные кромки лопаток первого рабочего колеса выполнены для создания у данных лопаток обратной стреловидности с увеличивающимся от втулки к периферии отклонением от радиальной оси поворота лопаток. Входные кромки лопаток второго рабочего колеса выполнены для создания у данных лопаток прямой стреловидности с уменьшающимся от втулки к периферии отклонением от радиальной оси поворота лопаток. Биротативный винтовентилятор может быть выполнен закапотированным, т.е. содержать наружную обечайку. Изобретение обеспечивает наибольшее ослабление интенсивности аэродинамического взаимодействия между лопатками обоих рабочих колес, интенсивности взаимодействия концевых вихрей от лопаток первого рабочего колеса с лопатками второго рабочего колеса и интенсивности взаимодействия концевых вихрей от лопаток обоих колес за вторым рабочим колесом, благодаря чему и достигается снижение уровня шума, создаваемого винтовентилятором. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, конкретно к вентиляторам авиационных газотурбинных двигателей. Биротативный винтовентилятор состоит из расположенных друг за другом двух противоположно вращающихся рабочих колес. Для выполнения аэродинамических профилей лопаток обоих рабочих колес требуемые распределения по высоте лопаток заданных углов входа, заданных углов выхода и образованных их разностью углов изгиба профилей корректируются путем алгебраического сложения заданных углов выхода и определяемых по соотношению корректирующих углов при неизменных углах входа, чем обеспечивается уменьшение углов изгиба аэродинамических профилей в периферийных участках лопаток и адекватное увеличение углов изгиба профилей в срединных участках лопаток. Биротативный винтовентилятор может быть выполнен закапотированным. Такое выполнение биротативного винтовентилятора обеспечивает понижение шума при его работе. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

В двухконтурном газотурбинном двигателе с приводом вентилятора через простой соосный редуктор вентилятор выполнен биротативным. Первое по потоку воздуха рабочее колесо биротативного вентилятора выполнено с возможностью вращения от первой по потоку промежуточной шестерни редуктора. Изобретение защищает величины отношений ширины зубчатого венца ведущей шестерни редуктора к ширине зубчатого венца ведомой шестерни, расположенной на валу первого рабочего колеса биротативного вентилятора, числа зубьев промежуточной шестерни, находящейся в зацеплении с шестерней внутреннего зацепления простого соосного редуктора, к числу зубьев шестерни внутреннего зацепления простого соосного редуктора, числа зубьев ведомой шестерни, расположенной на валу первого рабочего колеса биротативного вентилятора к числу зубьев промежуточной шестерни, находящейся в зацеплении с шестерней простого соосного редуктора. Изобретение направлено на снижение уровня шума за счет выполнения вентилятора с неподвижными относительно диска рабочими лопатками, а также на повышение надежности путем упрощения конструкции, уменьшения числа деталей и веса. 2 ил.

Газотурбинный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности содержит биротативный вентилятор, роторы которого соединены через промежуточную шестерню с простым соосным редуктором. На переднем по потоку воздуха роторе вентилятора установлена ведомая шестерня внешнего зацепления редуктора. На заднем по потоку воздуха роторе вентилятора установлена ведомая шестерня внутреннего зацепления. Промежуточная шестерня редуктора включает заднюю и переднюю по потоку части с разным числом зубьев. Защищаются соотношения между числом зубьев задней по потоку воздуха части промежуточной шестерни редуктора, числом зубьев шестерни внутреннего зацепления, числом зубьев передней по потоку воздуха части промежуточной шестерни редуктора и числом зубьев шестерни внешнего зацепления, а также величина отношения среднего диаметра по телам качения заднего подшипника промежуточной шестерни к среднему диаметру по телам качения переднего подшипника промежуточной шестерни. Изобретение повышает надежность и снижает шум газотурбинного двигателя сверхвысокой степени двухконтурности с биротативным вентилятором за счет снижения нагрузок на подшипники качения, а также благодаря приводу биротативного вентилятора через редуктор с фиксированным передаточным числом от турбины низкого давления к переднему и заднему роторам вентилятора. 2 ил.

Узел газотурбинного двигателя содержит ступень высокого давления, включающую в себя турбину высокого давления, соединенную с компрессором высокого давления посредством вала высокого давления, турбину низкого давления и вспомогательный компрессор с единственным направлением вращения. Турбина низкого давления имеет турбины со встречным вращением внутреннего и внешнего валов низкого давления, которые, по меньшей мере, частично расположены с возможностью вращения коаксиально с упомянутой ступенью высокого давления и радиально внутри нее. Турбина внутреннего вала низкого давления соединена с возможностью привода с лопаточным венцом переднего вентилятора посредством внутреннего вала низкого давления. Турбина внешнего вала низкого давления соединена с возможностью привода с лопаточным венцом заднего вентилятора посредством внешнего вала низкого давления. Вспомогательный компрессор имеет, по меньшей мере, один вращающийся первый венец лопаток, соединенный с возможностью привода с внешним валом низкого давления и расположенный вдоль оси позади и ниже по течению от лопаточного венца заднего вентилятора. По меньшей мере, один венец регулируемых направляющих лопаток турбины низкого давления расположен поперек проточного канала турбины низкого давления между турбинами внутреннего и внешнего валов низкого давления. Изобретение повышает кпд вентиляторов. 12 з.п. ф-лы, 8 ил.

Турбинный узел газотурбинного двигателя содержит турбину высокого давления, соединенную с компрессором высокого давления посредством вала высокого давления, турбину низкого давления, имеющую вращающиеся в противоположных направлениях турбины с внутренним и внешним валами низкого давления. Турбина низкого давления имеет соответственно внутренний и внешний валы низкого давления. Турбина с внутренним валом низкого давления включает в себя первые лопаточные венцы турбины низкого давления, соединенные с возможностью передачи приводного усилия с лопаточным венцом переднего вентилятора посредством внутреннего вала низкого давления. Турбина с внешним валом низкого давления включает в себя вторые лопаточные венцы турбины низкого давления, соединенные с возможностью передачи приводного усилия с лопаточным венцом заднего вентилятора посредством внешнего вала низкого давления. Турбинный узел содержит также нагнетатель, выполненный с одним направлением вращения и с возможностью передачи приводного усилия. Нагнетатель соединен с внешним валом низкого давления и расположен по направлению оси позади и ниже по потоку от лопаточного венца заднего вентилятора. Изобретение направлено на повышение эффективности вентилятора и повышение кпд газотурбинного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Узел газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит каскад высокого давления, включающий в себя турбину высокого давления с возможностью передачи приводного усилия, соединенную с компрессором высокого давления посредством вала высокого давления и вращающуюся вокруг центральной линии двигателя, турбину низкого давления, имеющую путь потока турбины низкого давления и расположенную позади каскада высокого давления. Турбина низкого давления имеет вращающиеся в противоположных направлениях турбины с внутренним и внешним валами низкого давления, включающие в себя вращающиеся в противоположных направлениях роторы турбин соответственно с внутренним и внешним валами низкого давления, которые, по меньшей мере частично, расположены с возможностью вращения соосно с каскадом высокого давления и в радиальном направлении внутри относительно него. Ротор турбины с внутренним валом низкого давления включает в себя первые лопаточные венцы турбины низкого давления, соединенные с возможностью передачи приводного усилия с лопаточным венцом первого вентилятора посредством внутреннего вала низкого давления. Ротор турбины с внешним валом низкого давления включает в себя вторые лопаточные венцы турбины низкого давления, соединенные с возможностью передачи приводного усилия с лопаточным венцом второго вентилятора посредством внешнего вала низкого давления. По меньшей мере, один ряд поворотных лопастей низкого давления расположен поперек пути потока турбины низкого давления между соседней парой одного из первых лопаточных венцов турбины низкого давления с внутренним валом и одного из вторых лопаточных венцов турбины низкого давления с внешним валом. Изобретение направлено на повышение эффективности работы вентилятора. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности выполнен с двухрядным вентилятором противоположного вращения, роторы которого через редуктор связаны с турбиной низкого давления. Ведущее центральное колесо редуктора через промежуточные шестерни соединено с установленной на первом роторе вентилятора ведомой шестерней внешнего зацепления и с установленной на втором роторе вентилятора ведомой шестерней внутреннего зацепления. Промежуточные шестерни установлены на комбинированном подшипниковом узле, состоящем из двух подшипников скольжения с размещенным между ними подшипником качения. Внутреннее кольцо подшипника качения установлено на оси промежуточных шестерен с помощью упругого элемента. Отношение диаметра начальной окружности ведомой шестерни внутреннего зацепления к диаметру начальной окружности ведущего центрального колеса равно 2÷5. Изобретение повышает надежность и экономичность, а также снижает массу двигателя. 5 ил.

Авиационный газотурбинный двигатель содержит ротор высокого давления, включающий турбину высокого давления, турбину низкого давления, имеющую вращающиеся в противоположных направлениях внутренний и внешний роторы низкого давления. Турбина низкого давления включает вращающийся кольцевой внешний барабанный ротор, с возможностью передачи приводного усилия, соединенный с первым лопаточным венцом вентилятора и с первым нагнетательным компрессором, и вращающийся кольцевой внутренний барабанный ротор, для передачи приводного усилия соединенный со вторым лопаточным венцом вентилятора и вторым нагнетательным компрессором. Первый и второй нагнетательные компрессоры в осевом направлении расположены между первым и вторым лопаточными венцами вентилятора. Отношение радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки находится в диапазоне от 0,20 до 0,35. Компрессор высокого давления выполнен с возможностью получения общей степени повышения давления, находящейся в диапазоне около 40-65. Степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15. Рабочая степень повышения давления вентилятором находится в диапазоне 1,4-2,5. Сумма рабочих окружных скоростей конца лопатки вентилятора первого и второго лопаточных венцов вентилятора находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду. Изобретение направлено на снижение уровня шума, веса, удельного расхода топлива и стоимости. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Турбореактивный двухконтурный двигатель содержит биротативный вентилятор, расположенный в канале наружного контура и ограниченный с внешней стороны мотогондолой, а также газогенератор и реверсивное устройство с отклоняющими решетками. На выходе из канала наружного контура установлено сопло с подвижным в осевом направлении кожухом. Обтекатель газогенератора двигателя выполнен с шарнирной створкой, соединенной с исполнительным механизмом. Отношение наружного диаметра сопла на выходе из канала наружного контура к наружному диаметру биротативного вентилятора по входной кромке первой по потоку воздуха лопатки равно 1÷1,5. Отношение минимального диаметра обтекателя газогенератора на срезе сопла к максимальному наружному диаметру обтекателя газогенератора на срезе сопла равно 1,05÷1,3. Отношение проходной площади отклоняющих решеток реверсивного устройства к проходной площади отверстий в створках и между створок обтекателя газогенератора в режиме реверсивной тяги двигателя равно 3÷10. Изобретение повышает экономичность, надежность и снижает вес турбореактивного двухконтурного двигателя путем увеличения взлетной тяги и снижения гидравлических потерь за счет уменьшения наружного диаметра биротативного вентилятора, регулирования проходной площади сопла и уменьшения кривизны внешней поверхности мотогондолы. 3 ил.

Турбореактивный двигатель содержит соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, а также камеру сгорания и реактивное сопло. Роторы осевого компрессора и газовой турбины укреплены на валах, связанных между собой зубчатым механизмом реверсирования. Зубчатый механизм реверсирования выполнен в виде планетарного редуктора. Ведущее зубчатое колесо планетарного редуктора, закрепленное на валу турбины, связано косозубым зацеплением с автономно расположенными в неподвижных опорах сателлитными шестернями. Торцевая ступень сателлитных шестерней кинематически замкнута с закрепленным на обойме вала компрессора ведомым зубчатым колесом внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу противоположного направления вышеупомянутой косозубой передачи ведущее колесо - сателлитные шестерни. Изобретение обеспечивает повышение ресурса турбореактивного двигателя. 2 ил.