В этот день… №2-09 (21-31 января)



Александр Грищенко А что это мы всё о ракетах и о ракетах? Ведь в космос можно попасть и с помощью других разновидностей тепловых машин. Вот об одном из альтернативных средств выведения вы и узнаете в нашем обзоре.
 
 
 

21 января 1963 года – первый запуск экспериментального высотного снаряда «Martlet 1» (Канада, США).

Идея «космической пушки» была предложена ещё Исааком Ньютоном. Позже она получила развитие в романах Жюля Верна, Фора и Граффиньи. В годы второй мировой войны к этой идее вернулись в программе «Фау-3» (Германия).

Бурное развитие ракетной техники в США, СССР, Франции, Японии, Китае и других странах, казалось бы навсегда покончило с идеями использования активного способа разгона тела до заданной (в данном случае первой космической) скорости. Однако, при всей кажущейся бесперспективности, с наступлением космической эры опять заговорили о пушках, как о дешёвом всепогодном средстве доставки различных аппаратов на околоземную орбиту. Возрождение идеи произошло благодаря работам талантливого канадского конструктора и баллистика – доктора Джеральда Винсента Булла (Gerald Vincent Bull).

Доктор Джеральд Винсент БуллРодившийся в 1928 году в канадской провинции Онтарио, Джеральд Булл с 1961 года преподавал в Макгильском университете, а в 1964 году возглавил канадский Институт космических исследований.

В 1961 году Департамент исследований в области вооружений выделил доктору Джеральду Буллу 10 млн. долларов в рамках совместной научной программы, инициированной министерствами обороны США и Канады и получившей название «Высотная исследовательская программа» (High Altitude Research Program, HARP).

На начальном этапе работ по программе нужно было доказать применимость сверхдальнобойных пушек для запуска научных и военных грузов на суборбитальные высоты. Стартовая площадка (или позиция для стрельбы?) была построена на острове Барбадос, а запуски осуществлялись в сторону Атлантики. В качестве «космической пушки» использовалось 16-дюймовое (406-миллиметровое) орудие ВМФ США весом 138 тонн. Стандартный ствол длиной 20 метров был заменён на новый – 36 метровый. В период с 1963 по 1967 годы доктор Джеральд Булл осуществил более двухсот экспериментальных запусков с помощью этого орудия.

Первый снаряд «Martlet 1» длиной 1,78 метра и весом 205 кг был представлен заказчику в июне 1962 года. Снаряд был изготовлен из толстой листовой стали, внутри корпуса размещалось оборудование для радиотелеметрического контроля за ходом полёта. Кроме того, на снаряде смонтировали приспособление для выпуска цветного дыма, по которому можно было вести наблюдение за траекторией снаряда и произвести оценку влияния высотных воздушных потоков на летательный аппарат.

«Martlet 1» был запущен 21 января 1963 года. Полёт продолжался 145 секунд. В ходе него снаряд достиг высоты 26 км и упал в 11 км от места старта.

«Космическая пушка» Джеральда БуллаВторой запуск также оказался успешен и исследовательская группа проекта HARP приступила к разработке новой серии снарядов «Martlet 2», которые уже можно было использовать в качестве суборбитальных летательных аппаратов.

В рамках серии «Martlet 2» были сконструированы снаряды трёх основных модификаций: 2А, 2В, 2С. Внешне они не отличались друг от друга, но были изготовлены из разных материалов. Снаряд «Martlet 2» имел стрелообразную форму с диаметром корпуса 0,13 м и длиной 1,68 м. В нижней части корпуса приварены четыре скошенных стабилизатора. Полезная нагрузка снаряда составляет 84 кг, общий вес вместе с выстрелом – приблизительно 190 кг.

Снаряды (или летательные аппараты) «Martlet 2» предназначались для подробного изучения физического состояния верхних слоев атмосферы. Полезный груз состоял из магнитометров, температурных датчиков, электронных измерителей плотности и метеолаборатории «Langmuir». Для того, чтобы вся аппаратура могла работать нормально, весь измерительный блок заливался эпоксидной смолой, которая предохраняла компоненты системы от смещения и повреждений при стартовом ускорении в 15000g.

За счёт различных конструктивных мероприятий (удлинение ствола пушки, использование новых высокоэнергетических порохов и способов их поджигания) удалось получить скорость снаряда 2100 м/с. 19 ноября 1966 года «Martlet 2С» достиг рекордной высоты 180 км при полётном времени 400 секунд!

Стоимость запуска полезного груза на суборбитальную высоту составляла 3000 долларов за килограмм.

Секция иракского сверхдальнобойного орудия30 июня 1967 года, по политическим мотивам, проект был свёрнут в тот момент, когда группа под руководством Джеральда Булла работала над созданием самого миниатюрного космического аппарата в мире – реактивного снаряда «Martlet 2G-1» с твердотопливной ступенью. Вес полезной нагрузки выводимой этим снарядом на орбиту, не превышал 2 кг – значение, соизмеримое с весом современных «нано-спутников». Сам снаряд при этом был 4,3 м в длину и 0,3 м в диаметре. Общий вес снаряда с выстрелом составлял 500 кг.

Остановились разработки и перспективных реактивных снарядов «Martlet 3» и «Martlet 4», которые могли выводить на орбиту полезные грузы весом от 12 кг до 24 кг. Снаряд «Martlet 4» должен был быть трёхступенчатым, с уникальной системой ориентации.

Важнейшим преимуществом таких снарядов перед РН был малый период предполётной подготовки. Предполагалось, что такая подготовка займёт всего лишь несколько часов против нескольких недель или даже месяцев для многоступенчатой РН. При необходимости можно было запускать от четырёх до шести снарядов «Martlet 4» в день, несмотря на погодные условия.

У Джеральда Булла нашлись последователи в США. В 60-е годы ХХ века, с помощью 120-мм орудий, на суборбитальные высоты запускались небольшие зонды различного назначения. Стоимость одного запуска колебалась в пределах от 300 до 500 долларов. Затем на смену 120-мм пушкам пришли новые – с калибром 175 мм.

Многокаморная пушка проекта «Фау-3»Неугомонный характер доктора Булла привёл его к сотрудничеству в 70-е годы с Израилем, ЮАР, а затем и с Ираком. Предметом его работ были артиллерийские снаряды улучшенной баллистики, 155-мм гаубицы новой конструкции, и, наконец, сверхдальнобойные пушки калибром 350 мм и 1000 мм!!! По расчётам Булла 1000-мм орудие (проект «Вавилон») могло отправить 600-кг груз на расстояние свыше 1000 км, а реактивный снаряд весом в 2 тонны с полезной нагрузкой в 200 кг – на околоземную орбиту. При этом стоимость вывода на орбиту одного килограмма полезного груза не должна была превышать 600 долларов.

Для решения некоторых проблем, неизбежно возникающих при попытке создания столь сверхдальнобойных орудий, Джеральд Булл вернулся к идее, которую не успели воплотить в проекте «Фау-3» — для увеличения скорости снаряда нужно использовать дополнительные, последовательно воспламеняемые заряды. Предполагалось разместить 15 промежуточных зарядов, которые могли обеспечить начальную скорость снаряда около 2400 м/с. Для синхронизации воспламенения зарядов предполагалось использовать прецизионные конденсаторы, но в апреле 1990 года их конфисковали в аэропорту Хитроу. Но доктор Булл об этом уже не узнал. 22 марта 1990 года он был убит в Брюсселе при загадочных обстоятельствах.

Ну а идея продолжает жить. Есть и другие осуществлённые проекты систем активного разгона до космических скоростей. Надеемся, что нам удастся рассказать о них в последующих обзорах.


 

22 января 1978 года – первая стыковка автоматического грузового космического корабля «Прогресс» с орбитальной станцией «Салют-6» (СССР).

20 января 1978 года был запущен первый автоматический грузовой корабль «Прогресс-1» для стыковки с долговременной орбитальной станцией «Салют-6». «Прогресс-1» был разработан на базе пилотируемого космического корабля «Союз» с целью увеличения продолжительности функционирования орбитальной станции и обеспечения длительных полётов на них космонавтов. Разработка автоматического грузовика была начата ещё в середине 1973 года. К ноябрю 1977 года была завершена работа по изготовлению первого лётного образца.

Корабль «Прогресс-1» состоял из трёх основных отсеков: грузового со стыковочным агрегатом, отсека компонентов дозаправки, приборно-агрегатного отсека. Грузовой отсек, в котором размещались материалы и оборудование, доставляемые на станцию, был герметичным. Другие отсеки были негерметичными. КК «Прогресс-1» не имел на борту систем жизнеобеспечения, парашютной и других систем спуска, торможения и мягкой посадки. После доставки грузов и перекачки топливных компонентов грузовой корабль должен был отделиться от станции, затормозить, войти в плотные слои атмосферы и прекратить своё существование. Поскольку возвращение на Землю не было предусмотрено, это позволило довести грузоподъёмность корабля до 2300 кг, в том числе в грузовом отсеке до 1300 кг и в отсеке компонентов дозаправки до 1000 кг.

Автоматический грузовой корабль «Прогресс-1»

Автоматический грузовой корабль «Прогресс-1»:
1 – стыковочный агрегат; 2 – грузовой отсек; 3 – отсек компонентов топлива; 4 – приборно-агрегатный отсек

КК «Прогресс-1» имел массу 7020 кг, длину 7,48 м, наибольший диаметр 2,72 м. Время автономного полёта до 3-4 суток, время полёта в составе орбитального комплекса до 30 суток. Высота орбиты – 200-350 км, наклонение орбиты – 51,6°.

В течение первых суток полёта КК «Прогресс-1» проверялась работоспособность бортовых систем ориентации и управления движением, радиотехнической аппаратуры сближения и стыковки, а также СКДУ (не отличающейся от СКДУ КК «Союз»). В конце первых суток полёта была проведена коррекция орбиты корабля. На вторые сутки полёта был проведён заключительный этап коррекции орбиты и сформирована монтажная орбита грузового корабля, позволяющая провести автоматическое сближение и стыковку со станцией. В начале третьих суток полёта, 22 января в 13 часов 12 минут по московскому времени произошла сцепка и последующее стягивание стыковочных агрегатов. Были состыкованы электроразъёмы и гидроразъёмы системы дозаправки топливом, система электропитания корабля была подключена к системе электропитания станции. Экипаж теперь мог управлять системами корабля с борта ОС «Салют-6».

Корабль «Прогресс-1» доставил на станцию запасы воды и пищи, научную аппаратуру, сменные блоки системы жизнеобеспечения и дополнительное топливо для ОДУ станции.

Несмотря на высокий уровень автоматизации при выполнении многих ответственных операций на орбите, разгрузку корабля экипаж станции выполнял вручную. 25 января началась переноска грузов и дозаправка станции топливом. После разгрузки освободившийся грузовой отсек был заполнен отходами, а также материалами и оборудованием станции, отработавшим ресурс. Работы было много и закончились все операции по разгрузке-загрузке «Прогресса-1» только 3 февраля. 5 февраля была проведена коррекция орбиты станции с помощью системы управления и двигательной установки грузового корабля. 6 февраля «Прогресс-1» был отстыкован от станции, а 8 февраля после схода с орбиты сгорел со всем содержимым над Тихим океаном в плотных слоях атмосферы.

«Прогресс-1» был первым автоматическим грузовым кораблём. В эксплуатации космических грузовиков была доказана их высокая надёжность и эффективность. За время работы трёх основных экспедиций ОС «Салют-6» кораблями серии «Прогресс» было доставлено на её борт около 12 тонн грузов, из которых сухих – 75%, жидкостей и газов — 25%. Подавляющая масса доставленного оборудования (95,7%) относилась к медицинской аппаратуре и бытовым принадлежностям. Всего к станции «Салют-6» стартовало 12 «Прогрессов». Столько же грузовиков доставляло полезные «посылки» и на станцию «Салют-7». Ещё больше (18) стартовало к станции «Мир». Без регулярного грузопотока Земля — орбитальная станция невозможны были бы длительные полёты.

В дальнейшем «Прогресс» подвергался неоднократным улучшениям. Появились «Прогрессы М», «Прогрессы М1», «Прогрессы М-СО1».

Появились и автоматические грузовые корабли других стран – Японии, США, Евросоюза. Но «Прогресс-1» навсегда остался первым!


 

22 января 1990 года – первый старт ракеты-носителя «Ариан-4» (Европа).

Самым значительным достижением европейского космического агентства (ЕКА) можно считать создание ракет-носителей «Ариан-1» (обзор №1-04 16–31.12.2015), «Ариан-2», «Ариан-3», «Ариан-4» и «Ариан-5». Вот о РН «Ариан-4» мы сегодня и расскажем.

РН серии «Ариан»РН «Ариан-4» (Ariane 4) – европейская одноразовая РН среднего класса, являющаяся прямым продолжением и наивысшей ступенью развития РН «Ариан-1». Совершенствование ракеты-прародительницы проводилось с целью увеличения выводных возможностей и массы полезной нагрузки. Достигалось это увеличением объёма топливных баков, и, соответственно, длины ракеты. Кроме того, начиная с РН «Ариан-3», в дополнение к двигателям первой ступени, ракета оснащалась стартовыми навесными ускорителями РАР, выполненными в виде одноступенчатых твердотопливных ракет длиной 12,4 м. Ускоритель создаёт тягу 650 кН в течение 40,5 с.

Все эти усовершенствования позволили увеличить массу полезной нагрузки с 4500 кг до 5600 кг (низкая околоземная орбита). С увеличением массы космических аппаратов потребовался более мощный носитель, и в 1982 году была начата разработка «Ариан-4», от которого требовалось поднять вдвое большую нагрузку.

Схема первой ступени

Схема первой ступени:
1 – окислитель (АТ); 2 – азот; 3 – вода; 4 — горючее UH-25; 5 – четыре ЖРД «Викинг-5С»

РН «Ариан-4» была спроектирована как универсальный носитель, который имел различную комплектацию, в зависимости от полезного груза и требуемой орбиты.

Основой всех вариантов является трёхступенчатая РН «Ариан 4 0», все ступени которой оснащены ЖРД. Кстати, 22 января 1990 года стартовала именно ракета «Ариан-4 0».

Первая ступень L-220 создана на базе первой ступени РН «Ариан-3» L-140. Однако длина ступени увеличена до 26,9 м за счёт удлинения топливных баков. Это позволило увеличить запас топлива первой ступени до 226 тонн. Масса конструкции ступени 17,7 тонн. Компоненты топлива: окислитель – четырехокись азота, горючее – смесь UH-25 и вода. Горючее состоит из 25% гидразина и 75% НДМГ. Энергетические и физико-механические характеристики смеси практически одинаковы с характеристиками чистого НДМГ.

На первой ступени установлены четыре ЖРД «Викинг-5» (обзор №1-04 16–31.12.2015) с изменённой формой сопла, которые создают на Земле тягу 2708 кН. Время работы ДУ первой ступени составляет 124 с. Ёмкость бака первой ступени для воды равна 8,4 м3.

Схема второй ступени

Схема второй ступени:
1 – гелий; 2 – окислитель (АТ); 3 — горючее UH-25; 4 – вода; 5 – ЖРД «Викинг-4»

Вода используется не только для ДУ первой ступени, но и для двигателей навесных ускорителей PAL с ЖРД «Викинг-6».

Бак горючего имеет длину 7,4 м. Объём бака 96 м3. Бак окислителя по габаритам равен баку горючего.

Вторая ступень РН «Ариан-4» имеет индекс L-33. Она создана на базе второй ступени РН «Ариан-1». Длина ступени 11,6 м, диаметр – 2,6 м. Масса конструкции ступени 3,285 тонн, масса топлива – 35 тонн. На ступени установлен один ЖРД «Викинг-4», тяга которого равна 786 кН. Время работы двигателя 126 с.

Третья ступень ракеты «Ариан-4» имеет индекс Н10. На ступени установлен модифицированный кислородно-водородный ЖРД НМ-7В. Вот на европейском водороднике остановимся чуть подробнее.

Западноевропейский ЖРД НМ-7 был разработан французской фирмой SEP и западногерманским концерном MBB для третьей ступени РН “Ариан-1». Основные технические характеристики двигателя: тяга в пустоте – 61,6 кН для модификации А (её эксплуатация началась в 1979 году) и 62,7 кН для модификации В (эксплуатируется с 1983 года); удельный импульс тяги – 4335,5 м/с (модификация А) и 4369,8 м/с (модификация В); давление в камере сгорания – 3 МПа (А) или 3,5 МПа (В); соотношение компонентов топлива – 4,43 (А) или 4,8 (В); степень расширения сопла – 62,5 (А) или 82,5 (В). Двигатель относится к двигателям открытой газогенераторной схемы. Форсунки смесительной головки выполнены в виде двух соосных трубок. Кислород поступает по центральной трубке. Газогенератор работает на основных компонентах с избытком водорода. Температура рабочего тела турбины 890 К.

ЖРД НМ-7ВПГС ЖРД НМ-7В

РН «Ариан-4 2Р» на стартовом столеРН семейства «Ариан-4»

Космодром Куру

Космодром Куру:
1 – стартовый комплекс №3 РН «Ариан»; 1а – стартовая платформа; 1b – подготовительная зона; 2 – стартовый комплекс ELA РН «Ариан»; 3 – станция спутниковой связи; 4 – склад оборудования; 5 – технический центр; 6 – станция слежения и станция спутниковой разведки

Удачная работоспособная конструкция кислородно-водородного ЖРД, созданного объединёнными усилиями консорциума западноевропейских стран, позволила ЕКА в декабре 1979 года стать второй в мире организацией, эксплуатирующей РН с криогенной ступенью. Напомним, что первыми были США в ноябре 1963 года со ступенью «Центавр».

Различные модификации РН «Ариан-4» отличались количеством дополнительных стартовых ускорителей, как твердотопливных, так и с ЖРД. Наиболее востребованными были модификации «Ариан-4 4L» и «Ариан-4 4LP» позволявшие выводить на геопереходную орбиту полезную нагрузку массой более 4 тонн.

Все пуски «Ариан-4», а их было 116, производились с космодрома Куру (Французская Гвиана).


 

29 января 1984 года – первый старт ракеты-носителя «Чанчжэн-3» (КНР).

Ракета-носитель CZ-3 представляла собой ракету CZ-2 (обзор №2-03 21–30.11.2016) с дополнительной третьей ступенью, использующей ЖРД на жидком водороде и кислороде. Ракета способна вывести на переходную орбиту с высотой апогея 36000 км полезную нагрузку массой до 1,45 т. Стартовая масса ракеты 205 т, длина 44,85 м, диаметр I и II ступеней 3,35 м, а третей ступени – 2,23 м.

РН CZ-3 («Чанчжэн-3»)Схема РН CZ-3Двигатели первой и второй ступеней ракеты работали на НДМГ и четырёхокиси азота и к моменту старта CZ-3 были уже отработаны до необходимой степени надёжности. ЖРД третьей ступени YF-73 был новым элементом конструкции китайских РН. Создавался он с 1974 по 1984 год. Двигатель представлял собой четырёхкамерный ЖРД открытой схемы (со сбросом газогенераторного газа в атмосферу). Подача топливных компонентов во все четыре камеры осуществлялась одним ТНА. Турбина и насос горючего были размещены на одном валу, а насос окислителя был связан с валом турбины через редуктор. Кроме своей непосредственной функции редуктор служил для разделения полостей криогенных насосов и горячей турбины. Охлаждение редуктора, также как и камер сгорания, осуществлялось жидким водородом. Удивительно, но насосы компонентов были одноступенчатыми центробежными. Объясняется это, скорее всего, невысоким уровнем внутрикамерного давления – 2,68 МПа. Двигатель предусматривал двукратный запуск, поэтому для раскрутки турбины использовался сжатый азот, подводимый из двух сферических баллонов. Воспламенение компонентов в ГГ и КС осуществлялось с помощью пиротехнических устройств. Камера представляла собой неразъёмную конструкцию, оболочки были связаны друг с другом пайкой по фрезерованным рёбрам. Оболочки были изготовлены из нержавеющей стали. Охлаждение пористого огневого днища форсуночной головки – транспирационное. Топливные компоненты поступали в камеру сгорания через 38 двухкомпонентных форсунок.

Для управления топливными клапанами двигателя использовался гелий. Наддув топливных баков осуществлялся газообразными компонентами топлива, прошедшими теплообменник. Стабилизация режима работы ГГ и КС осуществлялась трубками Вентури и стабилизатором давления. Управление вектором тяги производилось отклонением каждой из четырёх камер на угол ±24°.

ПГС ЖРД YF-73

ПГС ЖРД YF-73 в режиме захолаживания и продувки перед запуском:
1 – клапаны окислителя и горючего; 2 – топливные насосы; 3 – главные клапаны камер; 4 – топливные клапаны ГГ; 5 – клапан подачи гелия при продувке и захолаживании; 6 – клапан подачи гелия для продувки КС при останове; 7 – сферические пусковые баллоны с азотом; 8 – пусковой клапан; 9 – дренажные клапаны для сброса отработанного гелия при продувке и захолаживании; 10 – трубки Вентури; 11 – пиротехнические устройства; 12 – стабилизатор давления

Основные технические характеристики двигателя YF-73: тяга двигателя в пустоте – 41,14 кН; удельный импульс в пустоте – 4120 м/с; массовый расход топлива – 10,903 кг/с; соотношение компонентов – 5,0; коэффициент геометрического расширения сопла – 40; время работы – 500 с + 300 с (2 включения с перерывом 200 с); сухая масса двигателя – 236 кг.

Двигатель YF-73Испытания РН CZ-3 со спутником проводили на космодроме Сичан. Первое испытание прошло в марте 1982 года. Провели комплексные испытания систем управления, телеметрии, слежения и безопасности и общую проверку, а также испытание систем дозаправки кислорода и водорода. Всё прошло успешно. В сентябре 1983 года прошло второе испытание – комплексное испытание спутника, ракеты и наземного оборудования, а также станций приёма телеметрии, центра управления, морских судов системы управления. Выполняли заправку топливом и сжатыми газами, проверяли утечку, осуществляли подъём ракеты, стыковку, раскрытие ферм башни обслуживания, разъединение топливных и газовых магистралей, отработку схем работы и сверку команд, проверку системы управления, телеметрии и слежения, общую проверку трёх полётных схем, моделирующий полёт, сверку с мировым временем, связь и т.д. В октябре испытания завершились.

29 января 1984 года в 20.24 стартовала первая РН «Чанчжэн-3». Первая и вторая ступени отработали штатно. Первое включение двигателя третьей ступени и его выключение также прошли нормально. Спутник вышел на промежуточную орбиту высотой 400 км. После баллистической паузы нужно было осуществить второе включение. После него повысилось давление в камере сгорания. Кривая давления продержалась на 90% уровне в течение 3 с, а затем упала до нулевой отметки. Оценка приращения скорости полёта ракеты показала, что двигатель потерял тягу, но система управления ориентацией работала нормально. На 1245-й секунде программно-временное устройство дало команду на разделение ракеты и спутника. Посредством системы управления осуществили включение апогейного двигателя спутника и вывели его на орбиту с апогеем 6480 км и перигеем 400 км. Были проведены испытания систем измерения положения спутника, стабилизации, связи, радио- и телевещания. Хотя первый запуск прошёл неудачно, но РН, спутник и система управления запуском прошли испытания, что заложило основы для успешного запуска экспериментального спутника связи.

Лётные испытания первой ракеты показали недоработки в проектировании. Анализ неудачи позволил найти корень всех проблем – во время второго включения ЖРД YF-73 произошла авария, причинами которой могли быть:

  1. образование твёрдых кислородных частиц (по причине низкого давления в верхних слоях атмосферы), которые привели к взрыву и разрушению конструкции;
  2. прогар и прекращение вращения турбины по причине двухстороннего течения, возникшего из-за низкой гравитации при баллистической паузе.

Был разработан проект устранения дефектов конструкции, включавший в себя увеличение времени предварительного захолаживания двигателя перед включением (для снижения температуры нагревающихся деталей), появление системы продувки двигателя гелием и ряд других доработок. Всё это позволило уже в апреле 1984 года успешно запустить геостационарный спутник связи «Дунфанхун-2» с помощью РН «Чанчжэн-3».

Кстати, Китай стал третьей страной, присоединившейся к «водородному клубу».


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. А. М. Первушин. Битва за звезды: Ракетные системы докосмической эры. – М.: ООО «Издательство АСТ», 2003.
  2. Г. Ю. Мазинг. Сравнительный анализ развития активного и реактивного разгона тела до заданной скорости / В кн.: Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-космической науки и техники. – М.: «Наука», 1986.
  3. Журнал «Техника-молодежи», №4, 1967.
  4. Космические аппараты. Под общ. ред. проф. К. П. Феоктистова. – М.: «Воениздат», 1983.
  5. С. П. Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: «Рестарт+», 2001.
  6. И. Афанасьев. Европейский водород / Журнал «Новости космонавтики», №1. – 2004.
  7. J. L. Martin. Turner Rocket and spacecraft propulsion (second edition). Springer, 2005.
  8. А. В. Амброжевич. Развитие транспортных систем с ЖРДУ. – Харьков: Рукопись, 2007.
  9. Чэнчжи Ли. Развитие китайских космических технологий / Под ред. Бао Оу, Хан Ихуа, Ю. М. Батурина и др. – СПб.: «Нестор-История», 2013.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru