Понедельник, 24.04.2017, 16:14
Приветствую Вас Гость | RSS
Четырнадцатая олимпиада посвящена 100-летию выдающегося советского авиаконструктора Р.Е.Алексеева
QR-код сайта
Форма входа
...
Главное меню
ОБЩАЕМСЯ
Архив
...
Грант Президента
Поиск
Система Orphus
Главная » Статьи » Архив работ » Тринадцатая олимпиада (2015/16 уч.год)

Какое будущее у аэрокосмического транспорта?

Какое будущее у аэрокосмического транспорта?

Автор: Тарасов Арсений
Возраст: 14 лет
Город: Санкт-Петербург
Школа: 240

Содержание
Цели и задачи
Введение
Что такое космический самолёт
Этапы полёта
Компоновки и конструкции космолётов
Двигательные установки космолёта
Области применения космолёта
Заключение
Вывод
Список источников

Цели и задачи
Цель работы – определение возможных и перспективных направлений использования, возможных конструкции космолетов и их элементов для решения задач освоения космоса.
Задачи работы – исследование направлений развития, особенностей этапов полета и их учета в конструкции, конструкций космолетов и двигательных установок космолета.
Введение
Тысячелетия понадобились человечеству для более-менее уверенного движения по собственной планете. Развивались технологии, человек мог всё дальше удаляться от родных мест. В начале 18 века развитие мануфактурного производства, достижения науки привели к зарождению воздухоплавания. В начале 20 века создание легкого и мощного двигателя внутреннего сгорания позволило поднять в воздух аэроплан, а создание жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) – вырваться в космическое пространство [1]. Всего 150 лет понадобилось, чтобы перейти от ловли ветра к космическим полетам (1802 год – нет пароходов, 1957 год – уже есть космические ракеты). 
Прогресс был столь очевидным и ошеломляющим, что уже в начале 1960-х годов строились прогнозы, как через 35-40 лет мы будем выходные проводить на орбите, летать в отпуск на Луну, а наши космические корабли начнут бороздить межзвездные просторы... Очень большие ожидания были связаны с 21 веком (1), до которого было еще 35 лет [2]:


  Рис. 1
Приятно оптимистичны перспективы регулярных рейсов космических кораблей в околоземном космическом пространстве и к ближайшим планетам Солнечной Системы для туристов [2]:

Пункт назначения Стоимость билета
туда-обратн»,
долл.
Кол-во
пассажиров в рейсе
Время полета
Околоземная орбита 1250 200 24 ч
Луна 10000 35 6 сут
Венера 32000  20 18 мес
Марс 35000 20 24 меc
Марс-экспресс 70000 20 11 мес

Пассажирам должен быть обеспечен комфорт, как на авиалиниях, железнодорожном транспорте и океанских лайнерах. На каждого пассажира при полёте на околоземную орбиту приходится 2,85 м3 объема корабля, на Луну – 11,4 м3, к ближайшим планетам – 28,5 м3. Уточним - опыт длительных космических полётов и работы космонавтов на орбитальных станциях показал, что на каждого человека объем гермоотсеков должен составлять не менее 60 м3 [3].

Развитие космической техники
Вторая половина 20 века была посвящена, в основном, освоению околоземного космического пространства баллистическими средствами, а именно многоступенчатыми ракетами [4].
Сразу обозначились два пути развития космической техники – баллистический и аэродинамический. Баллистические летательные аппараты (ЛА) используют для полёта только реактивную тягу двигателя. Аэродинамические ЛА для полета, помимо реактивной тяги двигателя (ЖРД или воздушно-реактивного (ВРД)), используют подъемную силу, создаваемую крылом или корпусом ЛА. Существовала и комбинированная схема. Аэродинамические ЛА перспективнее для самостоятельной управляемой мягкой посадки [5], [6], [7]

Что такое «космический самолет»
Аэрокосмический транспорт – чрезвычайно широкое понятие, которое включает аэрокосмический ЛА, системы старта и посадки, системы удаленного управления и пр. В данной работе рассмотрим сам аэрокосмический ЛА, его части и устройства старта.
Строго названия у аппарата данного типа нет. Его называют космический самолет, космолет, астролёт, воздушно-космический самолет (ВКС) и т.д. «ВКС – вид пилотируемого реактивного ЛА с несущей поверхностью (в частности, крылатого), предназначенный для полетов в атмосфере и космическом пространстве, сочетающего свойства самолета и космического ЛА. Рассчитан на многократное использование, должен быть способен взлетать с аэродромов, разгоняться до орбитальной скорости, совершать полет в космическом пространстве и возвращаться на Землю с посадкой на аэродром» [8].
ВКС предназначен для полета в атмосфере и за ее пределами — в космическом пространстве, а также рассчитан на маневрирование в атмосфере с использованием аэродинамических сил [9].
Космолёт - либо цельная многоразовая космическая система (КС), либо часть многоразовой КС с возвращаемыми элементами, причем «возвращаемость» – главное условие «многоразовости» КА. Любая многоразовая КС должна отвечать требованиям высокой надежности, безопасности, минимального риска для экипажа и полезного груза при выполнении полётных задач, также должна обладать преимуществами обычных реактивных самолётов в эксплуатации и обслуживании, осуществлять всепогодный старт и посадку [10].
Еще одно положение связано с определением степени «многоразовости» – возвращать всю многоразовую систему (по ступеням) или только её часть. Одноразовые системы требуют отведения площадей для падения первых ступеней ракет, а также обтекателей. Вторые ступени в лучшем случае сгорают в атмосфере, а в худшем - падают на землю или в океан, или остаются на орбите на долгое время, становясь космическим мусором.Новые отношения к экологии Земли и космического пространства, а также нежелание государств «бросать деньги на ветер» (в прямом смысле!) ведут к необходимости создания многоразовой КС.
Многоразовость – еще и энергетические потери из-за элементов конструкции КС, обеспечивающих саму многоразовость (крыльев, шасси, парашютных систем, дополнительного топлива для двигательной установки и пр.). Требуются новые конструкционные материалы, новые технологии, более эффективные, чем сегодня, двигатели.

Этапы полета
Каким бы ни был общий сценарий полёта космолёта, он обязательно включает:
- взлет и выход из атмосферы,
- вход в атмосферу и посадка,
- полет в космическом пространстве.

Этап «Взлет и выход из атмосферы»
Почти все проекты преследуют одну цель – уменьшить массовую долю топлива в ракете-носителе (РН) или космолёте (в РН более 90% массы приходится на топливо) [12].

1 Ракета-носитель
Наиболее известными, и развитыми системами запуска являются системы вертикального старта со специальными площадками, на которых размещены мачты, удерживающие ЛА в вертикальном положении (космодром). Такие системы применялись, в основном, для запуска воздушно-космических аппаратов (ВКА), выводимых РН (ЛКС, Dyna-Soar) и ВКА с вертикальным стартом (Энергия-Буран, Space Shuttle) [5], [7]. Был разработан также вариант РН, в котором боковые блоки первой ступени, отделившись, выпускали крыло и осуществляли посадку на аэродром, а центральный блок второй ступени, выйдя на орбиту и выгрузив ПН, входил в атмосферу и приземлялся с помощью треугольного крыла («Энергия-2») [10].
Или - ЛА выводится на орбиту отдельной РН, и до выхода на стабильную орбиту двигатели самого ЛА не используются. Примерами такой системы старта являются ракетопланы Dyna-Soar (США), «Бор» (СССР), ASSET и PRIME (США), многоразовые транспортные КС «Энергия-Буран» (СССР) и «Space Shuttle» (США) [5], [6], [13].
РН разрабатывают и производят во многих странах мира. Основными производителями являются [14] Россия (40%), США (26%), страны ЕС (21%), КНР (20%), Украина (6%), Япония (4%), Индия (4%), Израиль (1%). Главными критериями конкурентоспособности являются масса выводимой ПН, конструкция, экологичность и др., а одной из основных характеристик РН является их надежность. Наивысшим показателем по этому параметру обладает российская система «Протон» — 97% успешных запусков, что превышает средние результаты на 10–20%.

2 Самолёт-носитель
«Воздушный старт» - один из самых перспективных способов вывода ЛА, активно развивается разными разработчиками вывод с помощью самолета-носителя (СН).
ЛА выводится на высоту с помощью СН, отделяется от него и с помощью собственных двигателей довыводится на орбиту. Возможна установка дополнительного ракетного ускорителя. 
Этот способ выведения обладает целым рядом преимуществ [15]. Ожидаемый эффект при использовании СН - на 30-40% больше ПН, чем при старте с Земли [16].
Одной из предстартовых операций является заправка КА и РН компонентами топлива. Но заправку топливом можно производить и в полёте [ИЗ 2000257]. Полёт с дозаправкой состоит из нескольких этапов (2).
 Рис.2
Функции СН может выполнять экраноплан, обладающий наибольшей грузоподъемностью на единицу собственного веса из всех ЛА тяжелее воздуха. Экраноплан может двигаться над сушей [ИЗ 2404090] или над поверхностью воды [ИЗ 2397922].
Разработчики из США предложили трехступенчатую систему [ИЗ 2191145] со спасением всех трех ступеней (3). Под крылом СН (ступень I), например, самолет С-5 или Ан-124. подвешивается другой самолёт с расположенным на его «спине» грузовым отсеком, где помещается ступень III с обтекателем, в котором находится ПН. Полностью заправленные самолёты взлетают с аэродрома вблизи экватора. СН поднимается на высоту и развивает скорость, достаточную для запуска ПВРД ступени II. Ступень II отделяется и выходит на суборбитальную траекторию. При выходе из плотных слоев атмосферы отделяется ступень III, которая в апогее довыводит ПН на орбиту. Ступень II возвращается самостоятельно, ступенью III «подхватывается» и возвращается вместе с СН.
 Рис.3
Многоразовая ракетно-космическая система [ИЗ 2232700] с очень большим количеством (до 10) одинаковых цельновозвращаемых ступеней (4). Все ступени расположены одна над другой с незначительным смещением и ничем не отличаются друг от друга, только первая ступень имеет сбрасываемые крылья, которые оборудуются спасательными парашютами. Взлёт КС осуществляется горизонтально с многоразовой тележки с помощью сбрасываемых крыльев. ПН располагается в грузовом отсеке последней ступени или в специальной грузовой капсуле, прикрепленной к последней ступени. На орбиту выходит только последняя ступень, а на старте работают двигатели всех ступеней, при этом они питаются из бака первой ступени. После исчерпания топлива в баке первой ступени эта ступень отделяется, а топливо потребляется из бака второй ступени. Сбрасываемые крылья отделяются после перехода КС в вертикальный полёт и приземляются, каждое – на индивидуальном парашюте.
 Рис.4
Старт ЛА (5) со специальной, напоминающей вертолёт, фермы с винтами, под которой подвешивается ЛА, позволяет поднять ЛА на высоту до границы тропосферы [ИЗ 2268209]. В конструкции используются винты с разным приводом и разным количеством лопастей. Многолопастные винты приводятся высоковольтными электродвигателями с редукторами, а немноголопастные винты имеют реактивный привод.
 Рис.5

3 Контейнер
Еще в 1954 году В.Н.Челомей предложил запускать ЛА из трубчатого контейнера, снабженного внутри направляющими для старта ЛА. Контейнер мог располагаться на подводной лодке (герметичный), надводном корабле, наземном подвижном или неподвижном устройстве [АС 1841043], [АС 1841044] и применяться для запуска ЛА с раскрывающимися или нераскрывающимися в полете крыльями. Возможно применение трубчатого контейнера для старта ЛА типа самолётов. Крыло и оперение ЛА могут быть автоматически раскрывающимися по выходе из контейнера. В целом система позволяет расположить максимальное количество ЛА в контейнерах на заданном пространстве, осуществить максимально быстрый старт ЛА без предварительного вывода из контейнера, без предварительного раскрытия крыльев и применения дополнительных специальных стартовых устройств.
Из транспортно-пускового контейнера стартуют РН «Рокот» и «Днепр» [18].

4 «Пушечный» старт
Комбинированный пушечно-ракетный («миномётный») старт из транспортно-пускового контейнера уже применяется для запуска РН РС-20 «Днепр» [18]. В пусковой шахте размещается транспортно-пусковой контейнер, в контейнере находятся сама ракета и газогенератор, который включается перед стартом и облегчает старт ракеты.
В конце 90-х – начале двухтысячных годов как один из перспективных способов запуска КА разрабатывался т.н. пушечный старт – вывод на околоземную орбиту ПН (в т.ч. пилотируемых ВКА) из электромагнитной или газодинамической пушки [12]. Принцип действия электромагнитной пушки: на металлический ЛА - своеобразный сердечник, находящийся внутри катушки соленоида, при наличии постоянного тока в обмотке катушки, воздействует сила Лоренца, выбрасывающая ЛА из ствола электромагнитной пушки, сообщая ЛА высокую скорость. После выстрела включаются двигатели самого ЛА. При вылете из ствола пушки (пушка в виде тора) ЛА будет иметь скорость около 10 км/с, однако из-за высокой плотности атмосферы вблизи поверхности Земли, после вылета из пушки скорость аппарата снижается.
Для уменьшения потерь скорости и снижении сопротивления воздуха при полёте в плотных слоях атмосферы, одновременно создается тепловой канал с помощью лазерного луча [ИЗ 2343091], [ИЗ 2422336] - в воздухе создается электрический пробой (плазменный канал), затем из-за поглощения лазерного излучения газами атмосферы образуется тепловой канал с пониженным давлением, по которому движется корабль.

5. Старт с эстакады
ЛА стартует на тележке с реактивными двигателями по специальной эстакаде. Тележка тормозит у конца эстакады, а ЛА отделяется от тележки и запускает собственный ракетный двигатель [12].
Особенность реализации старта с тележки эстакадного старта [ИЗ 2102292] – ледяная поверхность, по которой двигается ЛА на тележке (6).
 Рис.6
Разработчики предлагают системы с эстакадой в форме трубы, в которой движется тележка с ЛА [ИЗ 2381154].
Также могут быть реализованы системы, объединяющие электромагнитную пушку с эстакадой. ЛА разгоняется внутри трубы, имеющей обмотку, и выстреливается вверх [ИЗ 2239586].

6 Аэростат
Интересны разработки, в которых ЛА - аэростат, заполненным водородом, который и потребляют двигатели [ИЗ 2111147], [АС 1740251]. Такая конструкция [ИЗ 2111147] помогает решить проблему взлета заправленного аппарата. Старт воздушно-космической транспортной системы производится с поверхности Земли. Подъем возвращаемого аппарата производится за счет аэростатической подъемной силы, создаваемой находящимся в баллонах водородом (7). В результате работы двигателей обеспечивается разгон возвращаемого ЛА до скорости М = 2,5 - 3,0. В качестве горючего двигателей на этапе разгона может быть использован водород из баллонов.
 Рис.7

7 Морской старт
Для запуска непосредственно с экватора с максимальным использованием эффекта вращения Земли КА различного назначения на околоземные орбиты, включая высокие круговые, эллиптические, без ограничений по наклонению орбиты, геостационарную орбиту и отлетные траектории предназначен ракетно-космический комплекс «Морской старт» [18], [19].
Разумеется, рассмотрена только малая часть возможных вариантов старта и вывода ЛА за пределы атмосферы.

Сравнение горизонтального и вертикального старта
Ведутся дискуссии, какой вид старта лучше – горизонтальный или вертикальный?
При вертикальном старте необходимо применять двигатели с силой тяги больше веса ракеты. Такие двигатели имеют большую массу, чем двигатели для горизонтального старта. При вертикальном старте практически невозможно применять ВРД. Но для вертикального старта не нужны взлётные полосы, только относительно компактный стартовый стол. Недостатки - гравитационные потери и опасность разрушения стартового комплекса обломками в случае аварии РН через несколько секунд после старта.
При горизонтальном старте можно применять менее мощные двигатели, а для первого этапа полёта - вместо ракетных использовать ВРД. Правда, горизонтальный старт влечет энергетические потери из-за средств обеспечения горизонтального старта – крыльев и шасси, но эти потери можно минимизировать. С горизонтальным стартом проще организовать систему спасения первой ступени. Недостатком можно считать отведение больших площадей под взлётно-посадочные полосы. Эту проблему поможет решить использование для взлёта и посадки ВПП стандартных аэродромов. Предполагается повышение опасности разрушения озонового слоя атмосферы, расположенного на высотах 15-35 км, от работы реактивных двигателей. При вертикальном старте ракета пролетает этот слой за 30-40 секунд. Проблема экологической опасности может быть решена, например, подбором специальной траектории полёта: разгон до высоких скоростей на высоте 12-14 км, выполнение «горки» с временным увеличением угла к горизонту до ~50 градусов с быстрым пролётом сквозь озоновый слой ( губителен полёт в слое свыше 10 минут), а затем уменьшение угла к горизонту до 10-20 градусов на высоте свыше 36 км. Однако такой сценарий может привести к увеличению аэродинамических потерь.
Выбор типа старта определяет конструктор. Некоторые конструкторы – за вертикальный старт, некоторые – за горизонтальный. В.М.Мясищев отдавал явное предпочтение горизонтальному старту. Так родился проект космолёта «М-19» с ядерным двигателем, старт которого должен был состояться, по оценкам Мясищева, в 1990 году (через два года после единственного старта «Бурана») [20], [21].

Этап «Вход в атмосферу и посадка»
Основной проблемой возвращения с околоземной орбиты является нагрев ЛА от трения о воздух в плотных слоях атмосферы. Материалы корпуса и защитные покрытия – целое направление разработок. Одновременно могут и должны решаться задачи:защиты от нагрева при взаимодействии с атмосферой при взлете и посадке в условиях высоких скоростей и атмосферного нагрева; воздействия солнечной радиации в космическом пространстве, высокого градиента температур на солнечной и теневой стороне, длительного и кратковременного термического воздействия энергетических установок, а также по защите от оружия, в т ч. лазерного.
Для защиты КА от теплового разрушения существует три основных метода охлаждения [5], [22], каждый со своими достоинствами и недостатками:
- «горячая» конструкция – охлаждение производится излучением;
- абляция – охлаждение производится испарением покрытия, покрытие заменяется после каждого полёта;
- теплоизоляция с помощью керамических плиток на днище.
Крылатые КА имеют преимущество при спуске в атмосфере: снижаются перегрузки и тепловая нагрузка, повышается маневренность и точность посадки аппарата, но крыло тонкого профиля является уязвимым для воздействия высоких температур [22].
Проектные работы по пилотируемым возвращаемым КА типа «космоплан» начались в 1960 году в ОКБ-52 (сейчас «НПО Машиностроения»). В результате появился пилотируемый ракетоплан Р-2 и РН УР-500, позже ставшая «Протоном». Р-2 как и все крылатые КА разработки В.Н.Челомея, имел раскладывающиеся крылья [23],в отличие от большинства аналогичных проектов других КБ. В 1960-е годы технологии теплозащиты значительно отставали от требований к теплонагруженным элементам. Поэтому первые пилотируемые аппараты СССР и США имели форму сферы и обратного конуса без смещения центра масс [24].
Для уменьшения эффектов нагрева крыльев воздушно-космических ЛА разрабатывают разные конструкции самого крыла. 
Комбинированная тепловая защита [ИЗ 1840531] - на внешней стороне (8) находится обшивка из кварцевых плиток с внешним радиационным покрытием, прикрепленная к силовому набору, а в зоне отсеков, образованных внешней обшивкой и силовым набором, установлен капиллярно-пористый материал толщиной 2-3 мм, который увлажняется жидким хладагентом с обеспечением отвода испарившегося хладагента.
 Рис.8
Еще в 1976 году НПО Энергия предложило использовать для защиты магнитное поле. Температура воздуха, соприкасающегося с кораблем при торможении с первой космической скоростью, достигает ~8000оC, происходит ионизация воздуха. Без наличия внешнего магнитного поля ионы диффундируют в район фюзеляжа, где холоднее, и происходит реакция рекомбинации, из-за которой выделяется тепло. Внутри космолёта (9) возможно устанавливать мощные постоянные магниты, которые создают магнитное поле [АС 1840521], затрудняющее диффузию ионов и электронов к поверхности фюзеляжа, поэтому реакции рекомбинации будут происходить на большем расстоянии от фюзеляжа, нагрева фюзеляжа от тепла этих реакций уменьшится.
 Рис.9
Возможна реализация охлаждения размораживанием, когда твердый элемент конструкции переходит в жидкое состояние и эта жидкость отводится за борт или в бортовую магистраль [ИЗ 2033947]. Преимуществом такой конструкции - твердый хладагент до расплавления может являться элементом конструкции.

Коридор входа
Для уменьшения вероятности разогрева и разрушения ЛА при входе в атмосферу необходимо знать и использовать «природные» возможности. Для планет, кроме Меркурия, и спутников (Титан, Энцелад, возможно - Ганимед) с атмосферой надо помнить о т.н. коридоре входа – разнице высот перигея между допустимыми предельными значениями для высот ниже и выше запланированной [25]. Высота ниже запланированной приведет к поломке или сгоранию КА, а выше – к покиданию КА пределов атмосферы. Ширина коридора зависит от допустимых ограничений по тепловой нагрузке и перегрузкам для конкретного аппарата; при параболической скорости [25]- примерно равна: Венера - 113 км, Земля - 105 км, Марс - 1159 км, Юпитер - 113 км, . Но даже в коридоре рассеянная энергия будет огромна. Экстремальный пример – вход аппарата «Галилео» в атмосферу Юпитера со скоростью 47,5 км/сек, за 4 минуты до открытия тормозного парашюта было рассеяно 3,8∙105 мегаджоулей. Температура поверхности составила 15000 К, испарилось 90 кг абляционного материала (при массе аппарата 340 кг).
Интересное преимущество имеет схема аппарата-диска с абляционно охлаждаемым днищем и вакуумной теплозащитой кабины [22]. При входе в атмосферу под углом в 45 градусов кабина такого аппарата будет находиться в зоне практически абсолютного вакуума, что надежно защитит её от разогрева при входе.
Этап «Полёт в космическом пространстве»
В данной работе этот раздел подробно рассматривать не будем, перечислим лишь часть факторов, которые должны быть учтены при разработке и конструировании КЛА [25], [26], [27]: ионизирующее излучение, измененное магнитное поле, солнечное излучение (УФ), вакуум (приводит к медленному испарению обшивки КА), метеоритная опасность, температурный градиент, космическое излучение, космический мусор, компоненты топлива.
Кроме того, существенное действие на человека оказывают условия пребывания на борту КА: ускорения, искусственная атмосфера, изоляция, гипокинезия, невесомость.

Компоновки и конструкции космолёта
Проекты космолетов выполняются, в основном, по двум схемам:
• Несущий корпус
• Самолетная.
Компоновка несущий корпус - отсутствуют горизонтальные аэродинамические поверхности, кроме управляющих – щитков, закрылков, рулей высоты и т.п. Предполагалось, что аппараты с несущим корпусом (АНК) будут выводиться в космос с помощью РН [5]. Они имеют больший боковой маневр, чем баллистические аппараты, но тоже весьма ограниченный, а также не имеют вынесенных в поток острых кромок (кроме килей). Однако в процессе испытаний (в основном, в США, аппараты M2-F1, M2-F2 и др. по программе PILOT, ASV и ASE по программе ASSET и аппараты программы PRIME) выяснилось, что АНК имеют низкое аэродинамическое качество (<1 на гиперзвуке), неудовлетворительную устойчивость по крену и высокую скорость снижения, а величина бокового маневра увеличивалась не очень значительно.
Самолетная компоновка. Чаще всего космолет выполняют по схеме «бесхвостка» с дельтавидным крылом малого удлинения. Эта схема отличается значительной величиной бокового маневра, большей, чем у баллистических аппаратов и аппаратов с несущим корпусом. Однако аэро- и термодинамические расчеты крылатой схемы сложнее, а также требуется дополнительная теплозащита острых кромок крыла. Но эти недостатки с лихвой компенсируются достоинствами: возможностью доставить что-либо с орбиты и полным возвратом орбитального блока.
Каждая КС многоразового использования, в отличие от одноразовой РН, несет на себе средства возврата с орбиты или траектории выведения. Одним из таких средств возвращения являются аэродинамические поверхности – корпус или крыло [10].

1 Дисколёт
Может считаться самостоятельным классом с компоновкой, включающей и «несущий корпус», и «самолет».
Многоразовая воздушно-космическая система [АС 580696] предназначена для выведения на опорную околоземную орбиту ПН, а также возвращения с орбиты на Землю космических объектов с помощью транспортного космического корабля (10). Корпус (фюзеляж) и крыло ступеней и ТКК представляют единое целое корпус-крыло, профиль которого - полудиск для ступеней и диск для ТКК; обе ступени и ТКК в плане окружность или эллипс. Обе ступени и ТКК – пилотируемые и связаны проходами с возможностью перехода из одной кабины в другую.
 Рис. 10
Воздушно-космическая взлетная система многократного применения с ЛА в виде диска с каплевидным поперечным профилем [АС 1740251] состоит из подсоединенного к стартовой направляющей ЛА с вакуумной энергетической установкой (ВЭУ) и соединенных со стартовой направляющей аэростатических оболочек – еще один вариант «аэростатного старта» (11).
ВЭУ вакуумирует аэростатические оболочки для подъема ЛА на необходимую высоту и установки стартовой направляющей под необходимым углом. ЛА осуществляет посадку на аэродром или на водную поверхность с сохранением устойчивого положения. Аэростатические оболочки возвращаются на Землю и используются повторно.
 Рис.11
Инженеры не отказываются и от идеи ЛА в форме диска и в 21 веке. Дископлан [ПМ 57238] с множеством термоядерных ракетных двигателей на окружности, сможет развивать скорость от 0 до 15 км/с и перевозить грузы на поверхность Луны, осуществлять работы на геостационарной орбите.
Экранолёт ЭКИП стал вдохновителем ЛА тарельчатой конфигурации [ИЗ 2396185] с фюзеляжем в форме диска.

2 Несущий корпус
Для решения целого ряда космических задач может быть использован космический ЛА [ИЗ 2137681] с корпусом в виде монокрыла (12), в котором размещены три связанные между собой фюзеляжа, установлены топливные баки и несколько групп реактивных двигателей – маршевые, взлётно-посадочные, тормозные и газотурбинные. Средства электроснабжения содержат также солнечные батареи.
  Рис.12

3. Самолетная компоновка
Предложенные схемы чрезвычайно разнообразны.
Как крылатый «челнок» с полостями,для РН, выполнен КА многоразового использования [ИЗ 2111902]. Это позволяет улучшить управляемость «челнока» на участке выведения из-за устранения несоосности тяги из-за размещения челнока сбоку от РН. КА взлетает вертикально, и по истечении времени работы РН происходит их отделение от «челнока». Похожая идея отбрасывания встроенного РН реализована (или будет реализована) в ракетоплане Lynx.
Интересным и неожиданным является предложение использования для доставки ПН на орбиту аппаратов разного базирования [ИЗ 2120397]. Независимо действующие ЛА – ВКС, базирующийся на орбитальной космической станции, и транспортный самолёт (ТС) наземного базирования вылетают каждый со своей базы. В атмосфере Земли происходит стыковка и обмен грузами во время совместного полёта, расстыковка и возвращение каждого самолёта на точку базирования.
Двухступенчатый космолёт разработки Н.Е.Староверова [ИЗ 2503592] состоит из крылатых первой и второй ступеней и бескрылого твердотопливного ракетного ускорителя (одноразовый), расположенного между ними. Первая ступень и ракетный ускоритель являются беспилотными, вторая ступень – пилотируемая. При старте работают двухконтурные турбореактивные двигатели. Разгон и подъем выполняются с последовательным включением режимов двигателей, под разными углами к горизонтали.
Конечно, особый интерес представляют одноступенчатые системы, способные стартовать с поверхности Земли.
Разработку одноступенчатых КА ведет индийская компания Эдвайзер, Дифэнс Рисерч Энд Дев.оргн - одноступенчатый аэрокосмический самолёт [ПО 51288]. оснащен двумя ВРД и двумя ЖРД, а воздухозаборник - прямоугольной формы.
В США SUNSTAR IM разрабатывает персональный одноступенчатый космолёт «гаражного базирования» [US2010314498]. Предполагается, что космолет будет выходить на орбитальную траекторию и, вероятно, стыковаться с орбитальной станцией. Особенность конструкции - возможность складывания шарнирно соединенных с фюзеляжем крыльев (13) для хранения и доставки к месту старта и обратно.
 Рис.13
Одно из направлений - туристические космолёты.
Компания «Российский авиационный консорциум» разрабатывает [ПО 78697] суборбитальный туристический самолёт.
МАИ – один из разработчиков проекта аэрокосмической системы научно-спортивного назначения [30]. Система включает суборбитальный ракетоплан с самолётом-носителем МиГ-31С, наземную систему обслуживания и спортивно-технический комплекс подготовки потенциальных экипажей.
Космический туризм – единственное направление, в котором сейчас реализованы космолёты. В 2016 году планируется первый полёт суборбитального аэрокосмического самолёта Lynx, а туристическая суборбитальная капсула SpaceShipTwo и самолёт-носитель WhiteKnightTwo (двухступенчатая система) уже несколько лет находятся в опытной эксплуатации. Однако космический туризм – дорогое удовольствие. Один из энтузиастов авиационного и космического туризма Р. Брэнсон жаловался, что космическое путешествие либо астрономически дорогое: в Советском Союзе (там так написано!) за полёт на МКС с него запросили 30 миллионов долларов, либо неудобное и небезопасное [31].
На корабле SpaceShipTwo [31], [32], [33] установлен гибридный ракетный двигатель с твердым горючим и жидким окислителем. SpaceShipTwo рассчитан на 8 человек – 2 членов экипажа и 8 пассажиров. Цель компании – полеты должны быть безопасны и доступны по цене [31]. Самолёт-носитель WhiteKnightTwo – двухфюзеляжный, между фюзеляжами крепится капсула SpaceShipTwo [US D612317].
Космический самолет [FR3001709], способный развивать скорость более 0,9 Маха и обеспечивать транс- и/или сверхзвуковой полет, разрабатывает компания ASTRIUM SAS (Airbus), Франция. Самолет оснащен двумя турбореактивными двигателями, работающими при полете в атмосфере, и ракетным двигателем. При выходе их атмосферы воздухозаборники закрываются специальными подвижными куполообразными клапанами, повторяющими форму фюзеляжа самолета.
Суборбитальная одноступенчатая КС Lynx [31], [34] компании XCOR Aerospace Incompany (США) может применяться для доставки в космос туристов, проведения научных исследований и выведения на низкую орбиту ПН массой до 650 кг с помощью внешнего разгонного блока. Без внешнего отсека с разгонным блоком Lynx может применяться для доставки в космос нескольких туристов или туриста и комплекта научных приборов для проведения исследований космического пространства.
Lynx использует ракетные двигатели многократного включения с искровым зажиганием, работающие на компонентах жидкий кислород – жидкие углеводороды (керосин, метан, этан, изопропанол).
Британская компания Bristol Spaceplanes [35] разрабатывает космолёт для перевозки туристов. Ascender – суборбитальный ракетоплан, может доставить на высоту до 100 км одного пилота и одного пассажира или одного пилота и комплект научной аппаратуры.
Ascender должен положить начало разработке двухступенчатой системы Spacebus, орбитального ЛА, способного перевозить до 50 пассажиров и обеспечить перелет из Европы в Австралию примерно за 75 минут. Так как основу проекта составляют, по возможности, стандартные элементы авиационных и космических систем, стоимость полета Spacebus будет меньше стоимости полета Шаттла в 100 раз. 
Новостью 2004 г. стала представленная ЭМЗ им. В.М.Мясищева и «Суборбитальная корпорация» аэрокосмическая система Cosmopolis-XXI (C-XXI) – связка из самолёта-носителя М-55 «Геофизика» [20] и суборбитального ракетоплана  [36]. Проект не реализован.

Двигательные установки космолёта
Какой бы хорошей ни была конструкция, каким бы продуманным ни был план полёта, КЛА никуда не полетит без двигателя. 
Предполагалось, что для ведущих космических держав уже к концу 1980-х годов обычной задачей будет выведение совокупного полезного груза массой 900 – 1000 тонн. В качестве наиболее перспективных двигателей рассматривались ЯРД с газофазной активной зоной, термоядерные и импульсные термоядерные двигатели [37].
Любая двигательная система (ДС) должна включать источник энергии, источник рабочего тела (отбрасываемой массы) и собственно двигатель, причем в некоторых типах двигателей источник энергии и рабочее тело совмещены (химические двигатели). 
Условно энергетические установки можно разделить на три группы [37]:
1. Автономные - источник энергии и рабочее тело находятся на борту (ЖРД и другие химические, ЯРД);
2. Полуавтономные - ДС с внешними источниками энергии: двигатели, использующие энергию внешних лазеров, СВЧ-генераторов, Солнца («в металле» существуют только ионные и плазменные);
3. Неавтономные двигатели, использующие в качестве рабочего тело атмосферу, межпланетную среду, материал планет и астероидов, а также солнечный ветер (солнечный парус).
Двигатели подразделяются по виду источников энергии, исходному состоянию рабочего тела [38] и другим признакам.
Ни один из существующих ВРД не может применяться на космолете во всех режимах полёта. Поэтому сама концепция с разгоном на ВРД требует комбинированной двигательной установки с двигателями разных типов. Борьба за скорость полёта – прежде всего борьба за повышение мощности и эффективности двигателя. 
Рассмотрим некоторые виды перспективные для использования на космолётах двигателей .

Жидкостный реактивный двигатель
ЖРД - наиболее распространенный двигатель КА и РН. Особенностью ЖРД является возможность работы во всем диапазоне высот. Однако ЖРД потребляют большое количество горючего и окислителя, а также имеют относительно невысокую эффективность.
Перспективные направления разработок:
- ЖРД с регулируемой площадью критического сечения; удельный импульс при уменьшенном значении тяги увеличивается на 3-4 % [39].
- ЖРД [39]с изменяемым в процессе работы соотношения компонентов топлива Кm (окислитель - жидкий кислород, горючее - жидкий водород) в несколько раз (до Кm=15) во время работы камеры сгорания; ввод двигателя на номинальный режим (Кm=6) осуществляется после набора высоты, что обеспечивает высокий удельный импульс тяги;  обеспечивается меньший расход водорода и уменьшение габаритов и массы баков.

Гибридные ракетные двигатели (ГРД)
Фактически, ГРД  - обычные ракетные двигатели, в которых компоненты топлива находятся в разных фазах, например, жидкое горючее – твердый окислитель,или твердое горючее – жидкий окислитель [38]. По характеристикам ГРД занимают промежуточное положение между ЖРД и РДТТ. Преимущества ГРД - требуют управление подачей только одного компонента, для второго не нужны баки, клапаны, насосы и др., имеют возможность управления тягой и отключения, не требуют отдельных систем охлаждения стенок камеры сгорания: испаряющийся твердый компонент охлаждает стенки. Двигатель именно такого типа установлен на космическом самолёте SpaceShipTwo [32], [34].

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД)
ПВРД из-за относительной простоты конструкции, а также возможности работать в широком диапазоне скоростей рассматривается во многих проектах космолётов [38]. В этих проектах ПВРД играют роль основного двигателя для разгона в атмосфере, так как практически не имеют ограничений по максимальной скорости атмосферного полёта. Эффективность и мощность ПВРД возрастают со скоростью и высотой [40]. Один из недостатков ПВРД - для их запуска требуется разгонять аппарат до скоростей около 300 км/ч, а в случае гиперзвуковых ПВРД до сверхзвуковых скоростей с помощью двигателей других типов.
В ПВРД может применяться твердое порошковое горючее, например уголь. Предлагалось использование угольного порошка в качестве первичного горючего в проекте самолёта Li P.13  А.Липпиша.
Самой перспективной конструкцией ПВРД считается гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный двигатель [38]. Такой двигатель имеет более высокий удельный импульс, нежели ЖРД, и более высокую тягу на 1 м2 площади сечения, а в ряде случаев и более высокое значение удельного импульса. РПВРД может быть эффективно использован в широком диапазоне скоростей. Состоит из ракетного контура – газогенератора, представляющего собой РДТТ, ЖРД или ГРД, и прямоточного контура.
Применение металлов в качестве горючего обусловлено их высокой активностью, значительным тепловыделением и позволяет создать принципиально новые высокоэффективные ПВРД для управляемых ракет. Преимущества ПВРД на порошкообразном металлическом горючем, использующих в качестве окислителя атмосферный воздух, состоят в том, что они обеспечивают высокие ТТХ, могут использоваться в широких диапазонах скоростей, при этом надежны в обращении и хранении.
Одна из задач конструирования ПВРД - обеспечение полного сгорания топлива. Интересный способ решения предложили сотрудники Корпорации «Тактическое ракетное вооружение» [ИЗ 2439358]. В качестве топлива предложен порошок металла, например алюминия или магния. В форкамере образуется воздушно-порошковая взвесь с избытком воздуха и начинается горение этой смеси. Частицы порошка полностью сгорают в камере дожигания. Образуется реактивная струя.
КБ Химавтоматики совместно с ЦИАМ разрабатывает исследовательский гиперзвуковой ПВРД - осесимметричный гиперзвуковой ПВРД [39]. ГПВРД 58Л с камерой прямоугольного сечения предназначен для экспериментальных исследований рабочих процессов при горении водорода в сверхзвуковом потоке.  В 1998 г. успешно проведено летное испытание двигателя, при котором впервые в мире была достигнута скорость 6,35 Маха.
Также были проведены лётные испытания модельного осесимметричного двухрежимного ГПВРД на жидком водороде в диапазоне чисел Маха полёта от 3,5 до 6,5 на высоте до 28 км. 
Одновременно учёные ЦИАМ [41] создают новую схему сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного двигателя (СПДПД) со сверхзвуковым потоком в детонационной камере сгорания и с горением в пульсирующей детонационной волне. Расчеты для водородно−воздушного СПДПД показали, что при полете на высоте H = 25 км он может работать при числах Маха полета м/с от 4,5 до 7,5 [41].

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД)
Использование тепловой энергии реакций деления ядер нестабильных элементов представляется наиболее перспективным направлением развития тепловых ракетных двигателей.
ЯРД – ракетные двигатели, источником энергии для которых является ядерное ракетное топливо [7]; имеют более высокий удельный импульс, чем самые эффективные ЖРД. Но при этом ЯРД имеют большую массу, чем ЖРД, так как оснащены радиозащитным экраном.
ЯРД расходует малое количество топлива в течение длительного времени и может долгое время работать без дозаправки [40].
Основные классы ЯРД:
- непосредственного нагрева: рабочее тело нагревается при прохождении через область, содержащую делящееся вещество (РД-0410) [39];
- с промежуточной системой преобразования энергии, где ядерная энергия вначале превращается в электрическую, а электрическая используется для нагрева или ускорения рабочего тела, т.е. они представляют собой ядерный реактор и связанные с ним ЭРД («ТОПАЗ 100/40») [42], [43].
ЯРД РД-0410 может применяться для разгона, торможения КА и коррекции их орбиты при освоении дальнего космоса. Этот двигатель выполнен по замкнутой схеме, рабочее тело - жидкий водород. Благодаря термодинамическому совершенству рабочего тела и высокой температуре нагрева его в ядерном реакторе (до 3000 К), двигатель имеет высокую экономичность, удельный импульс тяги в вакууме - 910 кгс•с/кг, что вдвое лучше, чем у ЖРД на компонентах водород-кислород и в 1,85 раза выше, чем у водород – фторных ЖРД [39]. Но это также – история. КБХА было поручено разработать ЯРД РД0410 и РД0411 в 1965 г. [39].
ЯРД прошли многолетние детальные исследования: в течение 70 - 90-хx годов в космосе эксплуатировалось более трёх десятков ядерных электрических установок (ЯЭУ) трёх модификаций, предназначенных для питания электроэнергией аппаратуры КА по принципу преобразования тепловой энергии ядерного реактора в электричество в полупроводниковом термоэлектрическом генераторе [43].
Работы по созданию ЯЭУ для КА продолжает АО «Красная звезда» [43], [ИЗ 2421836], [ИЗ 2507617].
Однако ЯРД и ЯЭУ до сих пор не нашли практического применения даже в демонстрационных полётах, хотя продолжают считаться перспективными для дальних космических полётов. Высказывались и сомнения, нужен ли такой двигатель и будет ли он разработан [44].
При работе ЯРД испускает радиоактивное излучение, поэтому требуется радиационная защита корабля. В атмосфере требуется полная защита, а в космосе достаточно теневой, когда двигатель экранирован от основного корабля защитным экраном [25].
Захоронение ЯЭУ после окончания эксплуатации производится переводом на орбиту, где время существования реактора достаточно для распада продуктов деления до безопасного уровня (не менее 300 лет). В случае любых аварий с космическим аппаратом ЯЭУ имеет в своём составе высокоэффективную дополнительную систему радиационной безопасности (ДСРБ), ипользующую аэродинамическое дисперсирование реактора до безопасного уровня [43].
Вернемся к прогнозам. В 1966 году Ю.Конеччи писал, что по самой пессимистичной оценке ввод в эксплуатацию ЯРД с газофазной активной зоной станет 1990 г. [2]… Прошла четверть века.

Лазерный ракетный двигатель (ЛРД)
Считается, что характеристики ЛРД лежат между характеристиками ЯРД и ЭРД [45].
ЛРД предназначен для обеспечения тяги ЛА, приводимому в движение плазменной вспышкой, инициированной лазером. С 2002 года КБХА в кооперации с ИЦ им. М.В.Келдыша и НИИНИ оптико-электронных приборов занимается исследованием проблемы создания ЛРД, который существенно экономичнее традиционных двигателей на химическом топливе. 
В проекте другого ЛРД [ИЗ 2559030] принцип действия отличается. В камере сгорания с помощью лазера создается непрерывный оптический разряд. Рабочее тело, взаимодействуя с плазмой разряда, приобретает сверхзвуковую скорость.
Фотонный ракетный двигатель – гипотетический ракетный двигатель, создающий тягу в результате направленного истечения из него фотонов, имеет предельное значение удельного импульса, т.к. поток фотонов имеет предельно достижимую скорость – скорость света. [8]. Развитие теории фотонных ракет имеет давнюю историю. По мнению Э.Зенгера [46] фотонные ракеты, приводимых в движение реакцией потока фотонов, выбрасываемых из ракеты, позволят совершать полеты в самые отдаленные области Галактики
Возможно, это вопрос терминологии. Фотонными сейчас иногда называют двигатели с использованием лазера, в 1958 г. лазеры еще не созданы. Фотонный двигатель [ПМ RU 64298] «обычной» конструкции в качестве источника фотонов содержит мощный лазер; отличительная особенность - применение оптического резонатора, что позволяет повысить тягу двигателя.
Еще один фотонный двигатель [ИЗ 2201527] отличается тем, что в нем в качестве резонатора применяется кристалл алмаза и радиальные зеркала . Резонатор также применяется для увеличения тяги.

Электрореактивный двигатель (ЭРД)
ЭРД выбрасывают рабочее тело с помощью электромагнитного поля или нагрева рабочего тела электроэнергией. В большинстве случаев необходимая для работы ЭРД электрическая энергия берется внутренних источников питания (радиоизотопного термоэлектрического генератора (РИТЭГа), аккумуляторов) или от Солнца.
Основные классы ЭРД, рабочие процессы принципиально разные [25], [38]:
- ионные
- двигатели с азимутальным дрейфом электронов
- сильноточные двигатели
- теплообменные ЭРД.
В ионных ЭРД рабочим телом служат ионы благородного газа (в большинстве проектов – ксенона), а в случае теплообменных электрореактивных двигателей – пары легкоплавких металлов. Первым ксеноновым ионным двигателем, использовавшимся в космосе, был двигатель RITA на миссии Eureca (ESA), проходившей в 1992 году [8], [47].
ЭРД имеют достаточно высокий КПД, достигающий 0,7. Именно ЭРД в комбинации ядерным реактором предлагались в качестве основных двигателей прилёта/отлёта для полёта на Марс [3].
В настоящее время ЭРД применяются на некоторых КА в качестве двигателей ориентации, основных разгонных двигателей межпланетных КА (Deep Space 1, SMART-1), двигателей малой тяги для поддержания и сверхмалых коррекций орбиты [25].
История разработки ионных двигателей насчитывает не одно десятилетие. Так, одним из источников информации для разработки ионного двигателя компании «Мессершмитт – Бёлков-Блом Гмбх» (ФРГ) [патент 682150] была книга С. Л. Айленберга и А. Л. Хюбнера выпущенная еще в 1961 году.

Области применения космолета
1 Военное применение (получение развединформации о действиях вероятного противника, разведка и поражение космических целей противника и т.п.) [48] , для этого создавались первые космолеты
2 Доставка в космос полезного груза;
3 Доставка на орбитальные станции грузов и экипажа. Сейчас доставка грузов на МКС может быть выполнена только кораблями «Прогресс» (Россия), «Dragon» (США), «Cygnus» (США), «HTV» (Япония); доставка людей – только корабли «Союз» (Россия) [49]
4 Заправка межпланетных кораблей
5 Испытания перспективных ДУ с возможностью их возврата на Землю
6 Захват и доставка на Землю космического мусора
7 Исследование верхних слоев атмосферы
8 Доставка полезного груза на орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ)
9 Инспекция и обслуживание спутников
По современным оценкам, возможное распределение задач, выполняемых космолётом: 57% – космический туризм; 18% - проведение научных исследований; 12% - оперативное дистанционное зондирование и экомониторинг, 8% 5% - подготовка космонавтов и 5% - реализацию рекламных проектов [29]. 
В этот перечень не вошло еще одно перспективное направление для космическиж ЛА – добыча планетных полезных ископаемых [50]. 
Как показывает анализ, наиболее востребованным в ближайшее время может стать космический туризм. 
Предпосылками для этого можно считать стечение ряда обстоятельств:
- широко развита авиация и аэронавтика,
- люди привыкли к полётам,
- накоплен значительный опыт полётов на пилотируемых КА,
- современные технологии производства ЛА гарантируют техническое совершенство и высокую степень надежности ЛА,
- появилось много людей, способных оплатить космический полёт,
- в современном потоке информации становится недостаточно «виртуальных» ресурсов.
Возможные сценарии туристических полётов (вернемся в 1966 - фантазия или фантастика(?)):
- суборбитальные полёты на высоту до 100 км,
- орбитальные, от нескольких часов до нескольких суток.
- орбитальные - 1-2 недели с остановкой в космическом отеле.
- полёты к Луне с выходом на ее орбиту, высадкой на поверхность и проживанием в отеле на поверхности продолжительностью от нескольких недель до нескольких месяцев;
- полёты к Марсу и его спутникам с выходом на орбиту, высадкой на поверхность и проживанием в отеле на поверхности Марса от нескольких дней до нескольких недель.
- облёты Юпитера, Сатурна и их спутников с высадками на поверхность спутников.
Для реализации необходимы надежные и безопасные многоразовые ЛА с малозатратным ремонтом и обслуживанием; конструкционные модули, усложняемые по мере освоения новых маршрутов; повышенная степень комфорта для экипажа и пассажиров; специализированная инфраструктура учебно-тренировочных центров для подготовки к полёту и послеполетной реабилитации; самостоятельная инфраструктура стартовых сооружений, посадочных площадок, управления полётами. Эти же принципы применимы для научных и исследовательских задач.

Заключение
Есть класс задач, требующих решения. Большая часть из них может быть решена с помощью космолётов, в особенности такие, как доставка полезных грузов и экипажа на орбитальные станции, выведение на орбиту автоматических КА, возврат с орбиты устаревших спутников с целями повторного использования их ценных компонентов, мониторинг земной поверхности и орбитальной обстановки, а также возврат с орбиты крупных объектов космического мусора, «развозка» космических туристов. Снова начинаются разработки космолётов. Некоторые из них уже достигли стадии опытной эксплуатации. 

Вывод
Теоретические расчеты, исследования, а также пока немногочисленные, но реальные запуски показали возможности систем многократного использования. Сегодняшнее состояние технологий, экономики и политики дают реальный шанс для возобновления и развития построения высокоэффективных аэрокосмических транспортных систем и возможность в среднесрочной перспективе реализации близких полётов, а в долгосрочной – длительных, в том числе межпланетных, полётов различного назначения. 
Прогнозы – вещь неблагодарная. По прогнозам, уже полтора десятка лет как мы должны обживать базу на Титане. Но, может быть, в 2030…

Список источников
1 Карпова Л.И. История авиации и космонавтики. Курс лекций в МГТУ. М., 2005
2 Космическая эра. Прогнозы на 2001 год. Ю.Конеччи и др./Пер. с англ. В.С.Емельянова. М.: Мир, 1970
3 Пилотируемая экспедиция на Марс./ П/р А.С.Коротеева. М.: Рос. ак-я космонавтики им. К.Э.Циолковского, 2006
4 Лопота В.А. Космическая миссия поколений XXI века, Полет, №7, 2010
5 Космические крылья. Лукашевич В., Афанасьев И., М.: ООО «ЛенТа Странствий», 2009
6 Феоктистов К.П., Бубнов И.Н. О космолётах, М.: Молодая гвардия, 1982
7 Золотой век космонавтики: мечты и реальность./Афанасьев И., Воронцов Д. М.: Фонд «Русские Витязи», 2015
8 Космонавтика Маленькая энциклопедия. М.: «Сов. Энц.», 1970
9 Боно Ф., Гатланд К. Перспективы освоения космоса. Лондон, 1969. Сокр. пер. с англ. М.: «Машиностр.», 1975
10 www.buran.ru
11 Башилов А.С., Осин М.И. Применение наукоемких технологий в авиакосмической технике: Уч. пос. М.: МАТИ, 2004
12 Шибанов А. Заботы космического архитектора. М.: «ДЕТ. ЛИТ-РА», 1982
13 Славин С.Н. Тайны военной космонавтики. М.: Вече, 2013 
14 www.bayterek.kz
15 www.airlaunch.ru
16 www.makeyev.ru
17 www1.fips.ru
18 www.federalspace.ru
19 www.sea-launch.comt
20 www.emz-m.ru
21 Авиапанорама, №5, 2013
22 Парфенов В.А. Возвращение из космоса Научно-популярная библиотека военного издательства. М.: Изд-во Воениздат 1961 
23 www.npomash.ru
24 Сборник докладов ученых и специалистов ОАО «ВПК «НПО машиностроения» на XXXVI Академических чтениях по космонавтике, 2012
25 Разработка систем космических аппаратов/ П/р. П.Фортескью, и др.; Пер. с англ. М.: Альпина Паблишер, 2015
26 Акишин А.И., Новиков Л.С. Воздействие окружающей среды на материалы космических аппаратов, М.: Знание, 1983
27 Салахутдинов Г. М. Тепловая защита в космической технике. М.: Знание, 1982
28 Молодцов В.А. Пилотируемые космические полёты. 2002 
29 ru.espacenet.com
30 www.mai.ru
31 Брэнсон Р. Достичь небес. Пер. с англ. М.: Альпина нон фикшн, 2013
32 www.virgingalactic.com
33 www.thespaceshipcompany.com
34 www.xcor.com
35 bristolspaceplanes.com
36 Соболев И. Летящие по параболе, Техника-Молодёжи, №, 2004
37 Дмитриев А.С., Кошелев В.А. Космические двигатели будущего. М.: Знание, 1982 
38 Ерохин Б.Т. Теория и проектирование ракетных двигателей: Уч-к. СПБ.: Изд-во «Лань», 2015
39 www.kbkha.ru
40 Баев Л.К., Меркулов И.А. Самолёт-Ракета. М.: Гос. Изд-во технико-теоретической литературы, 1956
41 www.ciam.ru
42 Бассард Р., Делауэр Р. Ядерные двигатели для самолётов и ракет. Сокр. пер. с англ. Р.Авалова и др., М.: Военное изд-во, 1967
43 Однажды и навсегда... Документы и люди о Валентине Петровиче Глушко, М.: Машиностр., 1998
44 www.redstaratom.ru
45 КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО ХИМАВТОМАТИКИ (брошюра). Воронеж, 2010
46 Зенгер Э. К механике фотонных ракет. Пер. с нем. В.М.Пацкевича; п/р И.М.Халатникова. М.: Изд-во иностр. лит-ры, 1958
47 Электрические ракетные двигатели космических аппаратов/С.Д.Гришин, Л.В.Лесков. М.: Машиностр.,1989
48 Аэрокосмическое обозрение №№3,4,5, 2005
49 Девять месяцев на МКС: репортаж с орбиты. Наука и жизнь, №1, 2016, стр. 39
50 Данилов С. Космос в коллизиях, иллюзиях и окклюзиях, Техника молодежи, №1, 2016

Категория: Тринадцатая олимпиада (2015/16 уч.год) | Добавил: Service (16.01.2016) | Автор: Тарасов Арсений Максимович E W
Просмотров: 793 | Комментарии: 7 | Рейтинг: 4.6/91
Всего комментариев: 7
7  
Отличная работа

6  
Очень не плохо! Удачи!

4  
P.S. Удачи тебе тоже

5  
Спасибо!!!

2  
Один совет: "Для вставки изображений используйте кнопку "Choose File" (выбрать файл). Ниже поля редактирования текста. Выбирайте файл на вашем компьютере и копируйте  код типа "$ IMAGE1 $" (код появится после загрузки файла). Изображение будет показано в том месте, куда вы вставите этот код."

1  
Желаю удачи!

3  
Спасибо. Все помню, но сражаюсь с количеством знаков в работе.

Добавлять комментарии могут только зарегистрированные пользователи.
[ Регистрация | Вход ]
Переводчик
...
ВНИМАНИЕ!
14-Я ОЛИМПИАДА ЗАВЕРШЕНА!
ИТОГИ ПОДВЕДЕНЫ!
ПРИЁМ ЗАЯВОК НА УЧАСТИЕ В 15-Й ОЛИМПИАДЕ НАЧНЕТСЯ
1 ОКТЯБРЯ 2017 ГОДА!

Google+
Их многие читают
Щур Илья Андреевич (8817)
Бадакова Анастасия (6290)
Кузьминова Анастасия Олеговна (6177)
Чеховская Алена Алексеевна (4387)
Кошманов Илья Игоревич (4125)
Иванов Семен Владимирович (3879)
Пушинская Кристина Валерьевна (3808)
Беляева Александра Сергеевна (3729)
Ахметшин Тимур (3555)
Рафаэль (3368)
Мини-чат
Техподдержка
E-mail отправителя *:


Тема письма:


Текст сообщения *:



Форум техподдержки
Наш логотип
«Олимпиада Можайского»
Организатор

Copyright: Клуб авиастроителей ©2017