Airbus A-310

In an effort to complement its original, albeit large capacity, A-300 on thinner sectors with an inexpensive, minimally replicated copy and thereby expand its product range, Airbus Industrie explored the short-fuselage version, labeled “A-310.”

A consortium of European aircraft manufacturers headquartered in Toulouse, France, Airbus Industrie itself arose from the fact that the design and marketing of an advanced wide-body airliner freed up the financial strength of any one European company, the principle of which included de Havilland with the comets DH.106, Vickers with the VC-10, Hawker Siddeley with a trident HS.121 and the British Aviation Corporation with BAC-111 in the United Kingdom and Sud-Aviation with SE.210 Caravelle and Dassault-Breguet with the Mercure 100 in France.

The initial joint design of the A-300 not only signaled its launch as an aircraft manufacturer, but also about the aircraft and the concept it represented — a large-scale, wide-body twin-engine Airbus. Intended to compete with Boeing and, in particular, with its still-supposed 767, it provided an alternative for non-US continental carriers and a basis on which to build a European range of commercial products, proposing the first major problem for both Boeing and and for McDonnell- Douglas.

Designed for short and medium range deployment, reliably high throughput, the aircraft is equipped with a wide-body fuselage connected to two turbofans with a high bypass ratio, which threaten power and reliability combined with a high-rise wing, were its key design elements.

Because of the need to use a third powerplant, characteristic of the 727, DC-10 and L-1011, the twin-engine configuration has led to numerous economic benefits, including reducing structural and gross weights, reducing maintenance costs, eliminating the additional fuel lines required, introducing simplified construction and reduced seat costs.

The aerodynamic design with two engines was also considered in several advantages. Wings that are set farther ahead than is possible using a three-body configuration have increased the torque arm between the turbo-fan turrets / center of gravity and its tail, which requires smaller horizontal and vertical stabilizers to maintain longitudinal and vertical axle control and indirectly reduce structural mass and resistance, but at the same time maintaining certified control under single-engine losses, asymmetrical constant conditions.

Developed by the Hawker Siddeley team in Hatfield, a 28-degree sweptback, a supercritical wing built from the front and rear full and middle hemispheres, produced most of its rise over its rear part, delaying the formation of the shock wave and reducing the burden.

The low-speed elevator was supplemented with full-length slats with a front cockpit for pilots, which increased the aircraft's payload by about £ 2,000, as well as closed rear edges of Fowler, which increased to 70 percent their movement before turning into profiles that increase camber, which led to an increase in 25 percent chord.

One of the reasons for the reliability of the engine was the integration of the auxiliary unit into the main electrical, air-conditioning and start-up systems, providing immediate backup in case of engine failure at altitudes up to 30,000 feet.

The A-300 widescreen fuselage provided the same degree of comfort and carrying capacity of the double-passable standard LD3 trunk and cargo containers as the four-cylinder 747 engine and the three-engine DC-10 and L-1011.

In an effort to exploit these strengths of the project, but reducing passenger traffic from the fuselage perspective and expanding its market application, Airbus Industrie conceptually examined and proposed nine potential aircraft of various power, range and number of power plants and designated A-300 platform. .

It was the tenth, but designated A-300B10, which was best served by carriers. passenger liner requirements for 200 passengers for segments with insufficient demand for support of their larger counterpart and for those that deserve additional frequencies, for example, during off-hours. In addition to the original original prototype A-300B1 and the three-frame longer A-300B2, the aircraft offered only one basic fuselage length, the power of which was partially credited to the initially sluggish sales.

Although the inexpensive “minimal change” A-300B10MC “with minimal changes” meant mating a shorter fuselage with an existing wing, powerplants and tail plan, there would be few technical obstacles, it would be resolved in an aircraft proportionally too small and heavy for aircraft A-300, Original surface. After a lower structural weight, he would suggest insufficient domestic volume for income-generating passenger, cargo, and mail traffic to overshadow his direct operating costs (DOC).

Balancing both the excellent performance and the minimized cost of program development, Airbus Industrie considered two possible approaches:

1). A-300B10X, which used the new wing, developed by the combined British aerospace equipment in Hatfield with smaller leading and rear cranes, high-lifting devices.

2). A-300B10Y, which used the existing A-300 wing with some configurations.

Lufthansa, the prospective launch customer, was strongly in favor of the former approach because of the reduced costs associated with a redesigned, more advanced aerodynamic profile, and together with Swissair, who was equally considering an order for type, detailed specifications. Placing deposits at 16 A-300B10, which are currently renamed A-310, in July 1978, both airlines were expecting final configuration by next March.

The aircraft, which had a 12-frame shorter fuselage for 767-like 245-passenger seats, first appeared at the Hannover air show in the form of a model.

Its wing, which holds the 28-degree pendulum of the A-300, showed a shorter span and a subsequent reduced area of ​​16 percent, excluding its center, semi-pattern and, therefore, offering an equal distribution of the front and rear spars, The spars themselves with a greater depth of 50% were stronger, but reduced the structural weight by more than five tons. Its reworked form, requiring a new central section, introduced a double curved profile, its metal curved both in a circle and in the course, requiring the creation of manufacturing techniques for manufacturing crushers.

Enlarged chords and front blades, which require a new cut above the engine pylon, have improved performance, while the previous panels with Fowler closing front edges were integrated into a single-segment with increased backward movement. Two external panels, also combined into one panel, reduce the slope.

Side control, no longer requiring suspended aileron A-300, was supported by internal ailerons, working in conjunction with spoilers.

In the tail section, a smaller version of the A-300, a decrease in the distance between the upper surface of the elevator and the horizontal stabilizer was shown in order to reduce resistance, and the modified tail slit optimized the interior cabin volume.

The powerplant options included 48,000 General Electric CF6-80A1 traction pounds and the Pratt and Whitney JT9D-7R4D1 evenly driven, while the Rolls Royce RB.211-524D was optionally available, although no carrier had ever specified it.

Both potential launch customers, around which the angle specification was formed, placed orders, Swissair ordered 10 Pratt and Whitney airplanes on March 15, 1979, Lufthansa placed 25 rules 25 and option orders for a common power supply on April 1, and KLM Royal Dutch Airlines order with ten proprietary and ten options in two days, as well as for the General Electric version, which meant the official launch of the program.

Then three basic versions were provided, varying according to the range: short-range, 2000-mile A-310-100; average range, 3000 miles A-310-200; and the furthest, 3500-mile A-310-300.

The final assembly of the first two A-310-200 aircraft with Pratt and Whitney with design numbers (c / n) 162 and 163 began at the Aerospatiale plant in Toulouse in the winter of 1981–1982, continuing and not reinitializing the A-300 production line numbering sequence . The main sections, components, parts and power plants were manufactured by eight major aerospace companies: Deutsche Airbus (main parts of the fuselage, vertical fin and rudder), Aerospatiale (front fuselage, cockpit, lower central fuselage and engine pylons, British Aerospace (wings), CASA (doors and horizontal tail), Fokker (moving wing surfaces), Belairbus (also moving wing surfaces), General Electric (engines) and Pratt and Whitney (also engines). Fokker and Belairbus were associated members of Airbus Industrie.

The transfer to the final assembly site was provided by a fleet of four, 4.912-shaft horsepower Allison 501-D22C with Aero Spacelines Super Guppys turboprop engine, which was based on the original four-cylinder B-377 Stratocruiser four-piston aircraft, requiring eight full 45 hours in the air and covering about 8,000 miles to complete the A-310. Transports have been renamed “Airbus Skylinks”.

The situation for A-310 customers, including thermal and noise insulation; facing walls, floors and doors; ceiling, overhead storages and partitions; and the galley, the toilet and the seat, in accordance with the specifications of the airlines class, density and fabrics, colors and motifs, occurred in Hamburg Finkenwerder, where all aircraft were sent from Toulouse.

The first A-310, registered F-WZLH and wearing Lufthansa, located on the left side, and the creation to the right of Swissair, was released on February 16, 1982. Powered by the Pratt and Whitney turbofans, it only differed from production aircraft in internal test equipment and retained dual, low and high speed Aileron A-300 configurations.

However, superficially resembling the smaller A-300, it included several design configurations.

The 13-frame fuselage with a short fuselage, providing a total length of 153.1 feet, included a reworked tail and an overloaded pressure barrier, resulting in only 11 frames shorter in the cabin, and access was provided by four main passenger / caboose doors and two emergency exits with an oversize of 1. These measured four feet, 6 3/4 inches tall, two feet, 2 1/2 inches wide.

The wing of the A-310, a two-bladed, multi-ribbed metal construction with upper and lower load-bearing skins, introduced aluminum alloys of new purity into the upper layer and stringers, which is reflected in 660-pound weight, but otherwise retained larger ribs and distances A-300 . Compared with the lower fuselage curve, located under its lower root, the aerodynamic profile had a greater chord thickness value of 11.8, unlike its predecessor 10.5, reducing the amount of interference from wing to hull usually occurring at high Mach numbers, however, it provided sufficient depth at the very root to carry the required loads with the lowest possible structural weight and at the same time provided the largest amount of built-in fuel tank.

The low-speed lift was achieved using three front panels and one Kruger shutter, located between the innermost lining and the root, and with the closed, rear edges of the Fowler and one outer panel of the Fowler.

Although the first two A-310s retained their suspended, low-speed A-300 ailerons, they quickly demonstrated their redundancy, roll control, supported by high-speed trailing edge ailerons, supplemented by three electrically activated external spoilers that stretched along an inclined wing. Four internal spoilers served as air brakes, while all seven on the wing, extended after landing, served as lifting trucks.

Air to divert air or one that provides protection against icing from an auxiliary power unit (APU).

Pilot pylons were located further than the comparable A-300, and the gondolas came forward forward.

With a 144-foot span, the wings covered an area of ​​2,357.3 square feet and had an aspect ratio of 8.8.

Although the A-310 retained the normal A-300 tail, it showed a decrease in the horizontal stabilizer, from 55.7 to 53.4 feet, with a corresponding loss from 748.1 to 688.89 square feet, and its vertical fined total the height of the aircraft is 51.10 feet.

The power was provided by two 48,000 Pratt and Whitney JT9D-7R4D1 pounds or two 48,000 General Electric CF6-80A1 high-range turbo fans with a wide range, each supported by existing pylons, and the useful fuel was 14,509 US gallons.

The hydraulically driven three-wheeled undercarriage consisted of a two-wheeled, reverse suction, a steerable nose wheel and two, two tandem, side aft, anti-slip, main Messier-Bugatti blocks. Their carbon brakes are allowed to drop 1,200 pounds.

The Garrett GTCP 331-250's lighter, lighter, and quieter auxiliary power unit provided lower fuel consumption than the one used by the A-300, and on board the aircraft were three independent 3000 psi hydraulic systems.

The A-310 cockpit, based on its predecessor, used the latest avionics technology and electronic displays, and traced its origins to October 6, 1981 before the first crew of the cockpit (FFCC) A-300, which removed the third, or flight engineer, position resulting in certification under this standard after a three-month 150-hour textual flight program. This aircraft, which became the first wide-body airliner, was operated by a crew of two people.

The most visually identical advancement of the flight deck, in addition to the number of crew members needed, was the replacement of many traditional analog dials and instruments with screens with 6, 27 square millimeters, interchangeable screens with a cathode ray tube (CRT) to reduce both physical and mental work subdivided into an electronic flight system (EFIS) and an electronic centralized aviation monitor (ECAM), which either displayed the information that was needed, or was requested by the crew, but m used the philosophy of a dark screen. The severity of the malfunction was indicated in white, indicating that something had been turned off, yellow signifies a potentially necessary action, and a red alarm immediately required action in conjunction with an audible warning.

Of the six display screens, the primary flight display (PFD), which was duplicated for both the captain and the first officer, and the navigation display (ND), which was equally duplicated, belonged to the Electronic Flight System, while the warning Display (WD) and system display (SD) are related to the electronic centralized monitor of the aircraft.

The primary flight display, displayed in several modes, was, for example, an electronic image of an artificial horizon, to the left of which there was a linear scale indicating critical periods, such as shaker, minimum, minimal flap removal and maneuver, and to its right were height parameters .

On the screen of the navigation display, located below the screen of the main display, there were also several modes. Its map mode, for example, allowed you to display several parts and scales of a compass, for example, an upper arc divided by degrees, indicating conditional deviations of the path, wind, tuned VOR / DME, weather radar, selected course, true and indicative airspeeds, course and remaining distance to waypoints, primary and secondary flight plans, upper and lower deviations, and vertical deviations.

The autopilot had full control for automatic category 2 approaches, including single-engine overshoots, with the possibility of additional category 3 auto-lock.

The collective electronic centralized aviation monitor, in which the two display screens were located on the lower left and right sides of the central panel, continued to screen over 500 pieces of information, indicating or warning about anomalies, with charts and diagrams appearing only during the flight phase corresponding to the interview, in combination with any necessary and corrective actions. The Systems display, located on the right, could display any pattern chosen by a member of the cockpit crew, at any time, for example, in the hydraulic system, aileron position and flaps.

Две клавиатуры на центральном пешеходе соединяли систему управления полетом (FMS).

Система управления полетом, работающая с двух компьютеров, оснащенных стандартом 701 стандарта, и, по сути, являясь автопилотами, управляла директором полета и системой отсчета скорости и была работоспособна в многочисленных режимах, включая автоматический взлет, автоматический поворот, выбор вертикальной скорости и удерживание, захват и удержание высоты, выбор заголовка, изменение уровня полета, удержание, удержание курса, подача, рулон / фиксация положения и выбор VOR и самонаведение.

Система управления тягой, работающая от компьютера с процессором Arinc 703, обеспечивала непрерывное вычисление и команду оптимальных пределов давления N1 и / или давления двигателя (EPR), функции автомата тяги, команды автомата тяги для защиты ветрового стекла и команды автомата тяги для защиты от скорости и угла атаки.

В отличие от более ранних авиалайнеров, A-310 заменил пилотную команду старшего поколения и передачу входного сигнала с помощью механических кабельных линий с электронной битовой или байтовой сигнализацией.

Сохраняя поперечное сечение фюзеляжа A-300, A-310 показала высоту кабины 109,1 фута, 17,4-футовую и семифутовую 7 3/4 дюйма, что привело к тому, что 7 416 внутренняя громкость, которая присуща гибкости, способствовала шести-, семи-, восьми- и девятикратным сидениям для первого, бизнес-класса, экономики премиум-класса, стандартной экономики и конфигурации с высокой плотностью / чартом и плотностями, все в соответствии с клиентом Спецификация. Типичные двухуровневые аранжировки включали 20 шестиместных, двух-двух-двух, места первого класса с шагом 40 дюймов и 200 восьмибитных, двух-четырех-двух, места для сидения на 32-дюймовой высоте или 29 первых класс и 212 пассажиров эконом-класса, соответственно, с шестикратным / 40-дюймовым и восьми-кратным / 32-дюймовым плотностями. Двести сорок семь пассажиров одного класса можно было разместить на высоте от 31 до 32 дюймов, в то время как 280-пассажир с максимальным выходом с максимальным ограничением полета влечет за собой девятикратный 30-дюймовый шаг.

Стандартные конфигурации, включая две галерки и одну унитазную вперед, а также две галерки и четыре туалета на корме, с закрытыми отсеками для хранения накладных поручней, установленными над боковыми и центральными сиденьями.

Передняя, ​​нижняя палуба длиной 25 футов, длиной 1/2 дюйма, принимала три поддона или восемь контейнеров LD3, а кормовая часть имела длину 16 футов и 6 1/4 дюйма, принимала шесть контейнеров LD3. Коллективный 3,605 кубических фута объема нижней палубы отклонен от 1776 кубических футов в переднем отсеке, 1218 на кормовом складе и 611 в объемном отсеке, который принимал только свободное или не единичное нагрузочное устройство (ULD) , груз.

Приведенный в действие двумя двигателями General Electric CF6-80C2A2 и рассчитанными на 220 пассажиров, A-310-200 имел максимальную полезную нагрузку 72 439 фунтов, максимальный взлетный вес 313 050 фунтов и максимальный посадочный вес 271 150 фунтов. Диапазон, с международными резервами для отвода 200-мильной мили, составлял 4200 миль.

Прототип A-310-200, доставленный старшим летчиком-испытателем Бернаром Циглером и Пьером Бодом, впервые вышел на небо 3 апреля 1982 года на базе турбовентиляторов Pratt и Whitney JT9D и завершил очень успешные трехчасовые 15 -минутная вылазка, за это время она достигла скорости полета 0,77 Маха и высоты 31 000 футов. Через 11 недель было зарегистрировано 210 бортовых часов.

Второй прототип, зарегистрированный F-WZLI, а также двигатель с двигателями Pratt и Whitney, впервые вылетел 3 мая, завершив четырехчасовой 45-минутный полет, а третий, оснащенный турбовентиляторами General Electric CF6, Вскоре после этого пять самолетов, демонстрирующих, что дизайн с А-300 имеет гораздо больше возможностей, чем первоначально рассчитывалось. Фактически, показатели перетаскивания были настолько низкими, что число круиза Маха было увеличено с первоначально рассчитанного 0,78 до нового 0,805, в то время как граница буфета была на десять процентов больше, что позволило повысить уровень полета на 2000 футов для любого брутто-веса или большую полезную нагрузку на 24 250 фунтов для транспортировки. Расход топлива на большие расстояния был на четыре процента ниже.

11 марта 1983 года Airbus A-310 получил сертификацию по французскому и немецкому типу как для самолетов Pratt, так и для Whitney и General Electric, а также для подходов категории 2, а также двухсторонняя церемония доставки в Lufthansa German Airlines и Swissair 29 марта в Тулузе. Он стал вторым европейским изготовителем второго самолета после оригинала A-300.

Lufthansa, которая эксплуатировала 11 самолетов A-300B2 и -B4s и открыла более крупный тип в эксплуатацию семь лет назад, с 1 апреля 1976 года из Франкфурта в Лондон, последовали примеру A-310-200 12 апреля 1983 года, от Франкфурта до Штутгарта, до того, как в тот же день вы отправили этот тип в Лондон. Он заменил его ранние A-300B2.

Swissair, который, как и Lufthansa, сыграл важную роль в его окончательном дизайне, открыл A-310 в течение девяти дней спустя, 21 апреля. Из его первых четырех из них три были основаны в Цюрихе, а один был основан в Женеве, и все были используемых в высокоплотных, европейских и ближневосточных секторах, многие из которых ранее обслуживались DC-9.

Вариант с кабриолетом с передней и левой открывающимися вверх дверью и грузовой дверью на палубе обозначен A-310-200C, первый из которых был доставлен Martinair Holland 29 ноября 1984 года.
К 31 марта 1985 года 56 самолетов A-310, эксплуатируемых 13 перевозчиками, колебались 103 400 часов выручки за 60 000 рейсов, которые составляли в среднем один час, 43 минуты.

Спрос на более длинную версию исключал производство A-310-100, но разрешен во второй и только в другой крупной версии A-310-300.

Запущенный в марте 1983 года, он представил несколько расширяющих возможности дизайна.

Крылышки крыльев, вертикально охватывающие 55 дюймов и имеющие задний обтекатель света, вытянутый выше и ниже наконечника, извлекая энергию из негерметичных вихрей, созданных верхним и нижним перепадами давления в аэродинамическом профиле, и уменьшенное сгорание топлива на 1,5 процента. Устройство было впервые протестировано 1 августа 1984 года.

Увеличенная дальность действия, в гораздо большей степени, направлена ​​на изменение горизонтального стабилизатора в интегральный топливный бак. Подсоединенный к бакам главного крыла с помощью двухстенных труб и насосов с электрическим приводом, новый резервуар содержался в коробке крыла с горизонтальным стабилизатором и герметизированной горизонтальной стабилизацией, сохраняя пять тонн топлива и смещая центр тяжести на 12-16 -сверху аэродинамического аккорда. Модификация, требующая минимального структурного изменения аэродинамической поверхности за пределами фюзеляжа под давлением, принесла множество преимуществ по сравнению с увеличением дальности, включая совместимость с Concorde, переносимость топлива в полете для обеспечения оптимальных планок и задний центр тяжести для уменьшения загрузка крыла, перетаскивание и результирующий ожог топлива. Контролируемые и контролируемые параметры центра тяжести контролировали и контролировали параметры необходимого количества топлива в ходе процесса дозаправки на земле.

Вес конструкции был определен с использованием вертикального ребра из углеродного волокна, что привело к уменьшению 310 фунтов. A-310 был первым коммерческим авиалайнером, который использовал такую ​​конструкцию.

Общая топливная мощность, в том числе танка для цистерны, составляла 16 133 галлонов США, в то время как до двух дополнительных резервуаров можно было установить в передней части кормовой части, увеличив мощность на 1,922 галлонов США.

Для того, чтобы разрешить двойные операции расширенного радиуса действия (ETOPS), впоследствии сертификация переименовала расширенные операции (EROPS), самолет был оснащен генератором с гидравлическим приводом, повышенной пожарной защитой на нижней палубе и возможностью полета в полете APU начинается с минимальных крейсерских высот.

При работе от турбовентиляторов General Electric CF6-80C2A8 и перевозящих 220 пассажиров двойного класса, A-310-300 имел грузоподъемность 71 403 фунта и максимальный взлетный вес 330 675 фунтов, способный летать без перерывов на 4 948 миль.

Первый полет 8 июля 1985 года, тип был сертифицирован двигателями Pratt и Whitney JT9D-7R4E шесть месяцев спустя, 5 декабря, а сертификация с силовой установкой General Electric CF6-80C2 последовала в апреле 1986 года.

Четыре из десяти самолетов A-310 Swissair, которые эксплуатировались на своих ближневосточных и западноафриканских маршрутах, составляли -300 серий.

A-310-300 был первым западным авиалайнером, получившим сертификацию типа Российского государственного авиационного регистра в октябре 1991 года.

Несмотря на то, что первоначально он предназначался как более компактный, среднеасфальтированный A-300, конструктивные особенности были включены как концептуально, так и постепенно в очень способном двухмоторном экипаже с двумя кабинами экипажа, широкоформатном межконтинентальном лайнере, который в двух основных формы, обслуживали многочисленные миссии: более раннее поколение Boeing 707 и McDonnell-Douglas DC-8; замена Boeing 727 на созревающие, средние маршруты; замена DC-10 и L-1011 TriStar на длинных тонких срезах; замена А-300 на сегменты с низкой плотностью; полный А-300 в нерабочее время; и европейским конкурентом аналогично сконфигурированного Boeing 767, позволяя Airbus Industrie описать тип следующим образом: «Оптимизированный диапазон A-310 до 5000 морских миль (9 600 км) является одним из параметров, который имеет сделало его идеальным первым широкофюзеляжным летательным аппаратом для авиакомпаний, растущих до такого размера ».

Сингапурские авиалинии первыми развернули А-310-200 на дальних морских путях в июне 1985 года, охватывая 3250-мильный сектор между Сингапуром и Маврикием, хотя самолет не был оборудован EROPS, это различие, зарезервированное для Пан Ам, который соединил 3,300 мили над Северной Атлантикой от Нью-Йорка / JFK до Гамбург в следующем апреле.

В течение этого года A-310-200 стал доступен с крыльями крыла, первые поставки которых были сделаны в Thai Airways International, а A-310-300 была постепенно сертифицирована с модернизированными двигателями и увеличенными диапазонами, весом в 346 125 фунтов производя 5,466-мильной дальности и весом 361,560 фунтов, производящий 5,926-мильный диапазон, все с двигателями General Electric. Самолеты Pratt и Whitney с турбовентиляторным двигателем предлагали еще большие диапазоны.

Первый ARO-310-300 с двигателями JT9D-7R4E, оснащенный EROPS, был доставлен в Балаир 21 марта 1986 года, а его дальность полета с 242 пассажирами одного класса и весом 337 300 фунтов превысила 4500 миль.

К концу этого месяца флот A-310 коллективно зарегистрировал более 250 000 часов.

Последующая конверсия грузов A-310-200, обозначенная A-310-P2F и выполненная EADS EFW в Дрездене, Германия, повлекла за собой установку передней, левой, открывающейся двери, которая способствовала погрузке 11 96 х 125-дюймовые или 16 88 х 125-дюймовые палубы на основной палубе, в то время как три из первых и шесть контейнеров LD3 могут быть размещены на нижней палубе. С грузоподъемностью 89508 фунтов и максимальным взлетом весом 313 055 фунтов грузовой корабль предложил 10 665 кубических футов внутреннего объема.

Последний из выпущенных 255 самолетов A-310, зарегистрированный A-310-300 UK-31003, впервые прилетел 6 апреля 1998 года и был доставлен в Uzbekistan Airways двумя месяцами позже, 15 июня. Хотя Airbus Industrie планировала предлагать более короткие - версия фюзеляжа A-330, A-330-500, в качестве потенциальной замены A-310, ее диапазон и мощность оказались слишком высокими, чтобы использовать профили своих миссий. Результирующее, окончательный дизайн никогда не преуспел в этом.