автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Выбор основных проектных параметров двухступенчатого ЛА с воздушно-реактивным ускорителем 1-й ступени

Введение.

1. Обзор работ в области многоразовых средств выведения

1.1. Обзор состояния работ в области многоразовых средств 7 выведения в России

1.2. Государственные программы США в области многоразовых средств 14 вьюедения

1.3. Обзор состояния работ в области многоразовых средств выведения в 24 Европе и Японии

1.4. Качественный анализ многоразовых ускорителей 1-й ступени

1.5. Качественный анализ методической базы

2. Постановка задачи. Алгоритм решения задачи, основные методы и 41 математические модели

2.1. Общая постановка задачи

2.2. Математические модели задачи

2.3. Математическая постановка задачи

2.4. Алгоритм решения задачи ^

3. Выбор основных проектных параметров двухступенчатого ЛА с 89 воздушно-реактивным ускорителем 1-й ступени

3.1. Первый этап: оценка зависимости принятого критерия эффективности от основных аэродинамических характеристик ЛА (Анализ влияния шумов)

3.2. Второй этап : оценка нагрузки на крыло

3.3. Третий этап: оценка потребных запасов топлива ускорителя 1-й 103 ступени

3.4. Четвёртый этап: определение основных проектных параметров 108 ускорителя 2-й ступени

3.5. Методика расчёта критериальной функции. Оценка сходимости и 119 точности разработанной методики

4. Оценка влияния ключевых неопределённостей и предварительный 125 технико-экономический анализ ЛА лёгкого класса

4.1. Градиент критерия эффективности

4.2. Предварительный технико-экономический анализ ЛА лёгкого класса. 134 Сравнение весовой эффективности анализируемых вариантов ЛА

Актуальность работы.

Одной из основных целей современного этапа разработки средств выведения является снижение стоимости выведения одного килограмма полезных грузов (ПГ). Подтверждением тому служит программа NASA, которая предполагает три этапа развития средств выведения. На первом этапе до 2010г. предполагается разработка средств выведения с удельной стоимостью выведения до 2000 $/кг, к 2025 выведение ПГ должно обходится заказчику до 200$/кг и к 2040г. - 20$/кг.

В настоящее время, существует более десятка программ, направленных на создания многоразовых средств выведения, включая, несколько российских и европейских проектов, находящихся на стадии концептуального и эскизного проектирования.

Программа NASA по созданию демонстратора одноступенчатого многоразового носителя Х-33 фирмы Lockheed Martin, которая планировалась на четыре года, столкнулась с технологическими проблемами, в результате чего представители NASA сообщили о закрытии программы Х-33. По мнению специалистов, затраты на разработку аппарата превысили размер той выгоды, которую этот проект мог бы принести в случае успешного завершения.

NASA приступило к разработке новой программы, получившей название "Инициативные средства выведения", или "Программа создания многоразового носителя второго поколения". Такое развитие событий свидетельствует об отказе NASA от создания одноступенчатого многоразового средства выведения и возобновления интереса к концепции двухступенчатой многоразовой космической транспортной системы - программа TSTO.

В соответствие с ней, американские компании1 разрабатывают проекты замены твердотопливных ускорителей "Space Shuttle" на многоразовые жидкостные ускорители.

В России по заказу Российского аэро - космического агентства с 1993г. осуществлялась программа научно-исследовательских работ "Орел", а позже «Гриф».

Задача программы "Орел" состояла в исследовании различных концепций ТКС с использованием единых методов технических и экономических оценок. По итогам этой программы были выбраны наиболее эффективные варианты многоразовых средств выведения.

В НИР "Орел" принимали участие практически все ведущие российские научно-исследовательские и проектные организации. Руководство работами осуществляли: Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ЦНИИМаш) и Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ) в части системных исследований по обоснованию предпочтительных концепций и областей рационального использования перспективных ТКС соответственно вертикального и горизонтального старта.

Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) и Научно-исследовательский центр им. Келдыша - в части разработки концепций ракетных, воздушно-реактивных и комбинированных двигательных установок для ТКС. Для проработки были предложены 4 варианта, рассчитанные на ближнюю и дальнюю перспективу.

Планы Европейского космического агентства (ESA) до 2015 года поделены на несколько этапов: в 1999 - 2006 гг предусматривается проведение программы отработки технологий FLTP (Future Launch Technology Program), с 2007 г начало разработки систем, с 2011 г начало производства систем в конце 2015 г проведение первого испытательного полета ТКС с 2018 г штатную эксплуатацию многоразовой ТКС.

Кроме того, компания «Ariane Space» ведёт работы по замене твёрдотопливных ускорителей PH «Ariane-5» на более эффективные многоразовые блоки.

Лидеры ESA обеспокоены тем, что отставание в разработке технологий многоразовых средств выведения приведёт к потере позиций на рынке коммерческих пусковых услуг.

Япония длительное время: ведет работы по созданию собственного «космического самолета» НОРЕ, который будет выводиться на орбиту с помощью PH Н-2А. В конце 1999 года космическое агентство Японии NASDA подписало контракт с компанией Fuji Heavy Industries на строительство двух технологических демонстраторов НОРЕ-Х для проведения экспериментальных полетов. В конце 2000 года космическое агентство Франции CNES заявило о намерении присоединиться к программе НОРЕ-Х.

В свете сказанного выше можно сделать вывод о том, что разработка многоразовых или частично многоразовых космических транспортных систем является актуальной задачей текущего этапа развития средств выведения.

В результате проведённого предварительного анализа, автором предложена новая концепция двухступенчатой транспортной космической системы на базе многоразового воздушно — реактивного ускорителя 1-й ступени и одноразовой ракетной ступени.

Цель работы.

Предварительное обоснование новой концепции ЛА с воздушно - реактивным ускорителем 1-й ступени.

Разработка методики выбора основных проектных параметров нового типа ЛА.

Определение рациональных областей основных проектных параметров в условиях имеющихся неопределённостей, удовлетворяющих максимальной эффективности ЛА.

Сравнение эффективности нового типа ЛА с известными проектами.

Объект исследования.

Исследуется двухступенчатый летательный аппарат, предназначенный для выведения космических аппаратов на низкие околоземные орбиты, с многоразовым ускорителем первой ступени, использующим воздушно-реактивные двигатели в качестве маршевой двигательной установки.

Методы исследования. При решении! поставленной задачи выбора основных проектных параметров ЛА использовались: методы численного интегрирования для решения уравнений движения ЛА, модифицированный метод Ньютона при решении краевой задачи, метод сеток и метод формального поиска экстремума при оптимизации основных проектных параметров, статистические методы при обработке результатов математического моделирования и обработке статистической информации по существующим Л А и их системам.

Новые научные результаты, представляемые на защиту.

1. Области рациональных значений основных проектных параметров предложенного варианта Л А.

2. Методика выбора основных проектных параметров предложенного варианта ЛА с учётом неопределённостей его основных аэродинамических характеристик;

3. Предварительный технико-экономический анализ Л А лёгкого класса.

Практическая значимость состоит в том, что, на основании известных подходов к выбору проектных параметров ЛА, разработана методическая основа для исследования и анализа транспортных систем нового типа,, определены основные требования к аэродинамической компоновке ЛА, а также определены области рациональных значений основных проектных параметров. Проведён предварительный технико-экономический анализ.

Достоверность полученных результатов подтверждается тем, что: использованы достаточно полные модели всех основных факторов, влияющих на решение поставленной задачи; проведена проверка корректности применения математических методов при решении краевой задачи, статистической обработке результатов и поиске решений близких к оптимальным при заданных ограничениях; использованы апробированные методики при исследовании частных задач; результаты подтверждают выводы, встречающиеся в литературе при рассмотрении близких частных задач [48,49, 51, 53, 55, 56,57, 61].

1. Обзор работе области многоразовых средств выведения

Начало нового столетия для космических средств выведения отмечено трагической гибелью многоразового корабля «Колумбия». Это яркий эпизод, характеризующий многообразие проблем, с которыми столкнулась современная космонавтика. Ключевой из этих проблем является потеря интереса двух ведущих космических государств: США и России к космической тематике. Прекращение космической гонки значительно повлияло на уменьшение объёмов финансирования. Правительства этих стран активно инициируют перевод космонавтики на коммерческую основу, с тем, чтобы сбросить с себя значительную часть расходов по обеспечению космической инфраструктуры, созданной во второй половине прошлого столетия. Этой цели служит доктрина, провозглашённая; NASA, которая унаправлена на снижение удельной стоимости выведения ПГ в космос до 20 $/кг. По мнению менеджеров NASA, привлечение частного капитала должно осуществляться путём совместного инвестирования средств в создание технологий и материалов с последующей передачей их частным компаниям. С этой целью ведётся интенсивный поиск схем многоразовых ЛА, разработка и внедрение новейших технологий и материалов. На эти цели выделяются значительные финансовые ресурсы.

Разработка и создание многоразовых космических транспортных систем является той движущей силой, которая позволит эффективно выполнить провозглашённые задачи.

Результаты исследования представлены на рис.3-40. и 3-41.

Рис. 3-40. Группированный статистический ряд для модуля относительной погрешности. погрешности.

Как следует из графиков, в девяти случаях из десяти модуль относительной погрешности критерия эффективности не превышает 0.07. Т.е. величина относительной массы полезного груза, рассчитанная по разработанной методике, отличается не более чем на ±7% от величины, рассчитанной в результате решения транспортной задачи.

Причём, как следует из диаграммы на рис. 3-40. наиболее вероятно относительная погрешность будет находиться в диапазоне ±(0.045.0.065).

Такое значение погрешности приемлемо на этапе эскизного проектирования при поиске рационального сочетания основных проектных параметров.

4. Оценка влияния ключевых неопределённостей и предварительный технико-экономический анализ

ЛА лёгкого класса

4.1. Градиент критерия эффективности.

Градиент относительной массы полезного груза представляет собой выражение:

Л Ш±1!Г А дгас!цпг= д ~ Да,дЦпг где Да/ — приращение 1-того параметра или характеристики ЛА;

- производная критерия эффективности (относительной массы ПГ) по да, соответствующему 1-тому параметру или характеристике ЛА.

С помощью градиента можно легко пересчитать исходное значение критерия эффективности: лЁЕпГ А Цпг= Рпго +~г - Да/ да, таким образом, можно связать частные изменения параметров и характеристик ЛА с общими изменениями критерия эффективности. Применительно к поставленной задаче общее изменение рпг можно записать в виде: дпъ\ оРу>\ дркр дкСл Сх дудуХ д!Лл ^ + + ^ А^ (4.1) дп02 дру>1 дИЬ\. т02 т02

В формуле 4.1 кроме проектных параметров присутствуют такие характеристики как, уду|, Рк! и рк2. Эти характеристики представляют собой ключевые параметры массовой модели ЛА и наряду с основными проектными параметрами влияют на его эффективность.

Производная относительной массы ПГ по стартовой тяговооружённости в окрестности оптимального значения является функцией угла тангажа (см. рис. 4-1) на участке разгона воздушно — реактивного ускорителя —я- = /(5,) . дп01

5£дЕТ

0.0070 • 0.0065 ■ 0.0060 • 0.0055 0.0050 • 0.0045 0.0040 ■ 0.0035 • 0.0030 ■ 0.0025 0.0020

14 164 18 20» 22 24 26 28

Угол тангажа на участке разгона, град

Рис. 4-1. Производная относительной массы ПГ по стартовой тяговооружённости.

Как следует из графика, максимальное значение производной не превышает 0.0065, т.е. при изменении стартовой тяговооружённости на 0.1 приращение относительной массы

ПГ составит не более 0.00065 (0.065%). Из этого следует, что, вариации начальной тяговооружённости в окрестности оптимального значения (п<н = 1.4) не сказываются на величине критерия эффективности.

Производная относительной массы ПГ по статической удельной тяге воздушно — реактивной двигательной установки является функцией стартовой тяговооружённости и угла тангажа на участке разгона воздушно - реактивного ускорителя ~ЯГ" = /(Щ\ »Д) дРуо 1

Эта зависимость представлена на рис. 4-2.

Рис. 4-2. Производная относительной массы ПГ по статической удельной тяге ВРДУ.

Если ошибка в удельной статической тяге ДУ воздушно — реактивного ускорителя составляет 10%, т.е. 300с то, при максимальном значении производной 0.000025 изменение критерия эффективности составляет Дцпг = 0.0075.

Производная может быть аппроксимирована следующей функцией: т-1 =а,по,+а2 (4.2) дру> 1 где а, = -5.74x10"8^!2 + 2.12х 10"6Э,+4.02х Ю*5 а2 = -8.4x10"8^!3 + 4.85х10"6912 - 9.1хЮ-591+4.872х10-4 Точками на рис. 4-2 показаны значения производной вычисленные по формуле 4.2 Производная относительной массы ПГ по нагрузке на крыло в окрестности оптимального значения является функцией угла тангажа на участке разгона воздушно реактивного ускорителя -К^О •

Фкр

Эта зависимость представлена на рис. 4-3.

Рис. 4-3. Производная относительной массы ПГ по нагрузке на крыло.

Если вариация нагрузки на крыло составляет 10%, т.е. 130 кг/м2 то, при максимальном значении производной 0.00004 изменение критерия эффективности составляет Дцпг = 0.0052.

Производная может быть аппроксимирована следующей функцией: 3.83х10-7Э12 - 1.9хЮ-59,+2.35хЮ-4 (4.3) Фч,

Точками на рис. 4-3 показаны значения производной, вычисленные по формуле 4.3.

Кроме производных критерия эффективности по проектным параметрам принципиальное значение имеет влияние принятых весовых моделей на результаты расчётов. Для воздушно — реактивного ускорителя наибольшей неопределённостью (наряду с неопределённостями аэродинамических характеристик см. параграф 3.1) обладает модель массовых характеристик двигательной установки, которая задаётся параметром уду1.

Зависимость производной относительной массы ПГ по удельной массе ДУ воздушно — реактивного ускорителя, которая является функцией стартовой тяговооружённости и угла тангажа на участке разгона воздушно — реактивного ускорителя = /(л01, «9,) представлена на рис. 4-4. дУду\ тс. = /(„„„*,) дг

ЛУ1

О -0.01 -0.02 -0.03 -0.04 -0.05 -0.06 -0.071

11 2101.«5 1Ь Г^ 1 Д<? 14 1

Л

18° < --- 1

15° <

55

Рис. 4-4. Производная относительной массы ПГ по удельной массе ДУ воздушно - реактивного ускорителя. Если приращение удельной массы ДУ составляет 10%, т.е. 0,02 кг/кгс то, при максимальном значении производной -0.06 изменение критерия эффективности составляет

АИпг =-0.0012.

Производная может быть аппроксимирована следующей функцией: дМпг 2

- = ащо! +а2по1 + а3 (4.4) аУду\ где а|, а2 и аз - коэффициенты, зависящие от угла тангажа на участке разгона, которые можно определить методом линейной аппроксимации по данным табл. 4.1.

Заключение

В выполненной работе поставлена и решена задача разработки методической базы и выбора основных проектных параметров ЛА, представляющего собой оригинальное, нетрадиционное сочетание авиационного и ракетного принципов разработки перспективных средств выведения.

Предложена классификация возвращаемых ускорителей по типу взлёта и посадки, а также по типу, использующихся для этой цели, двигателей. В результате качественного анализа определено 4 лучшие концепции, при этом установлено, что только одна из них не исследовалась ранее. Эта концепция исследуется в настоящей работе и для её реализации предложен принципиально новый тип ЛА.

Создана методическая база для выбора основных проектных параметров, разработан состав основных проектных параметров, определён критерий эффективности и сформулированы основные ограничения.

1. Выполненные исследования позволяют сделать следующие выводы: a) Ключевым фактором, определяющим эффективность предложенного варианта Л А, является аэродинамическое сопротивление на сверхзвуковом режиме полёта. При этом к аэродинамическому качеству на этом режиме не предъявляются высокие требования за исключением того, что этот показатель не должен быть менее 2. В результате параметрических исследований основных АДХ установлено, что вариации аэродинамического качества и коэффициента аэродинамического сопротивления в дозвуковом диапазоне скоростей (М<1), практически не влияют на эффективность ЛА. b) Получена зависимость угла тангажа от максимального скоростного напора, начальной тяговооружённости первой ступени и удельной тяги воздушно-реактивной двигательной установки. c) Установившийся режим разгона реализуется на углах атаки 0°.6°. Увеличение угла атаки до 10°. 15° осуществляется в конце участка разгона, с целью увеличения конечного траекторного угла. с!) В результате решение оптимизационной задачи показано, что: ■ - одной из: определяющих величин является угол тангажа на участке разгона. Уменьшение этого угла с 27° до 15° приводит к увеличению массы выводимого полезного груза в 4 раза,

- увеличение стартовой перегрузки оказывает заметное влияние на грузоподъёмность только в случае, если угол тангажа на участке разгона превышает 22°. Для меньших углов тангажа рациональная стартовая перегрузка составляет величину 1.4,

- рациональная нагрузка на крыло находится в пределах 1300. 1500 кг/м2.

-запасы топлива для разгона и возвращения воздушно-реактивного ускорителя зависят, в первую очередь, от скорости разделения, нагрузки на крыло, удельной тяги ДУ, а на участке возвращения - от ограничения на поперечную перегрузку. На основе статистической обработки результатов исследования получены аналитические зависимости скорости разделения и относительной массы топлива от основных проектных параметров ДА. в структуре потерь характеристической скорости ракетной ступени существенную величину, вместе с гравитационными потерями, составляют аэродинамические потери и потери на управление. Увеличение скорости разделения приводит к уменьшению аэродинамических и гравитационных потерь и увеличению потерь характеристической скорости на управление, в результате чего имеется экстремум по потерям Ухар при скорости разделения близкой к 2000 м/с. ± 100м/с.

Установлена зависимость оптимальной тяговооружённости ракетного ускорителя от скорости в точке разделения и проектных параметров ракетной ступени. Определено рациональное соотношение масс ступеней и зависимость этого соотношения от удельной массы двигательной установки воздушно - реактивного ускорителя и скорости в точке разделения.

При 100% неопределённости удельной массы ВРДУ и аэродинамического сопротивления на сверхзвуковом режиме полёта, изменение относительной массы ПГ для 100 случайных реализаций находится в диапазоне ±0.007.

2. На основании разработанной методики проведена оценка основных параметров ЛА со стартовой массой от 100 до 500 тонн и показано, что предложенный новый вариант двухступенчатого ЛА с воздушно-реактивным ускорителем 1 -й ступени, обладает весовой эффективностью, сравнимой с известными разработками, и заслуживает дальнейшего более полного исследования.

3. На основании предварительного технико-экономического анализа ЛА лёгкого класса показано, что предложенный вариант ЛА удовлетворяет всем основным требованиям современного этапа развития средств выведения.

1. Абгарян К. А., Калязин ЭЛ., Мишин В.П. и др. под ред. Мишина В.П. «Динамика ракет», М., Машиностроение, 1990 г.

2. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П., «Теория ракетных двигателей», М., Машиностроение, 1980г.

3. Ануреев И.И. «Ракеты многоразового использования», М., Воениздат, 1975 г.

4. Аппазов Р.Ф. Лавров С.С. Мишин В.П. "Баллистика управляемых ракет дальнего действия", М., Машиностроение, 1966 г.

5. Аппазов Р.Ф. Сытин О.Г. «Методы проектирования траекторий носителей и спутников Земли», М., Наука, 1987 г.

6. Аржанников Н.С., Садекова Г.С., «Аэродинамика летательных аппаратов», М., Машиностроение, 1984 г.

7. Бахвалов Н.С. «Численные методы», М., Наука, 1973 г.

8. Белов Г.В., Зоншайн С.И.и др. «Основы проектирования ракет», М., Машиностроение, 1966г.

9. Бирюк В.И., Липин Е.К. Фролов В.М., «Методы проектирования конструкций самолётов», М., Машиностроение, 1977 г.

10. Власенко В.Г., «Концепция носителя лёгкого класса с турбореактивной первой ступенью», XXXIII Чтения посвящённые разработке научного наследия и развитию идей К.Э. Циолковского, 15-18 сентября 1988г. Калуга.

11. Власенко В.Г., «Концепция многоразовой РН лёгкого класса», XXIII Научные чтения по космонавтике посьящённые, памяти С.П. Королёва и других выдающихся отечественных учёных пионеров освоения космического пространства. 26-29 Января 1999г. Москва.

12. И.Волков Л.И. Шишкевич A.M., «Надёжность летательных аппаратов», М., Высшая школа, 1975 г.

13. Володин В.В. и др. «Особенности проектирования реактивных самолётов вертикального взлёта и посадки», М., Машиностроение, 1985 г.

14. Гетлант К. «Космическая техника», М., Мир, 1986 г.

15. Горбатенко С.А., Макашов Э.М., Полушкин Ю.Ф., Шефтель Л.В. «Механика полёта», М., Машиностроение, 1969 г.

16. Горощенко Б.Г. «Эскизное проектирование самолёта», М., Машиностроение 1970 г.

17. Данилина Н.И., Дубровская Н.С. и др., «Численные методы», М., Высшая школа, 1976г.

18. Егер С.М. и др. «Проектирование самолётов», М., Машиностроение, 1983 г.

19. Кесаев Х.В., Трофимов P.C., «Надёжность двигателей летательных аппаратов», М., Машиностроение, 1982 г.

20. Константинов М.С., Каменков Е.Ф., Перелыгин Б.П., под ред. Мишина В.П. «Механика космического полёта», М., Машиностроение, 1989 г.

21. Корн Г., Корн Т. «Справочник по математике для научных работников и инженеров», под ред. Арамановича И.Г., М., Наука, 1985 г.

22. Курзинер Р.И. «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полёта», М., Машиностроение, 1989 г.

23. Левантовский В.И., «Механика космического полёта в элементарном изложении», М., Наука, 1985 г.

24. Лебедев A.A. Чернобровкин Л.С., «Динамика полёта беспилотных летательных аппаратов», М, Машиностроение, 1973 г.

25. Лизин В.Т., Пяткин В.А., «Проектирование тонкостенных конструкций», М., Машиностроение, 1985 г.

26. Мишин В.П., Безвербый В.К., Панкратов Б.М., и др. «Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы)», М., Машиностроение, 1985 г.

27. Мишин В.П., Паничкин Н.И., «Основы ракетной и авиационно-космической техники», М„ МАИ, 1998 г.29. «Основы теории полёта космических аппаратов», под ред. Г.С. Нариманова, М., Машиностроение, 1972 г.

28. Остославский И.В. Стражиева И.В., «Динамика полёта. Траектории летательных аппаратов», изд. 2-е, М., Машиностроение, 1969 г.

29. Охоцимский Д.Е., Сихарулидзе Ю.Г., «Основы механики космического полёта», М., Наука, 1990 г.

30. Сердюк В.К., Толяренко Н.В., Хлебникова H.H., «Транспортные средства обеспечения космических программ», Итоги науки и техники ВИНИТИ. Сер. Ракетостоение и космическая техника, 1990 г. 11.

31. Сихарулидзе Ю.Г., «Баллистика летательных аппаратов», М., Наука, 1982 г.

32. Тарасов Е.В., «Оптимальные режимы полёта летательных аппаратов», М., Оборонгиз, 1963г.

33. Тарасов Е.В., «Алгоритм оптимального проектирования летательных аппаратов», М., Машиностроение, 1970 г.

34. Феодосьев В.И., «Основы техники ракетного полёта», М., Наука, 1979 г.

35. Фомин H.A. и др. «Проектирование самолётов», М., Оборонгиз, 1961 г.

36. Штехер М.С, «Топлива и рабочие тела ракетных двигателей», М., Машиностроение, 1976 г.

37. Щеверов Д.Н., «Проектирование беспилотных летательных аппаратов», М., Машиностроение, 1978 г.

38. Югов O.K., Селиванов О.Д., «Согласование характеристик самолёта и двигателя», М., Машиностроение, 1980 г.

39. Jane's, Space direction, twelve edition, London.

40. J. Lessman, M. Obersteiner, D. Wolf, M. Sodonrann." Assessment of semi-reusable launch concepts", 47-th International astronautical congress, Oct. 7-11, 1996, Beijing, China.

41. H. Grallert, "Syntesis of a FESTIP air-breathing TSTO space transportation system", AIAA-99-4884.

42. Yoshio Wokamatsu, Fumicni Ono, Takeshi Kanda, Toshihito Saito, "Effects of propellant characteristics and vehicle structure on rocket space plane", AIAA-99-4867.

43. Michael Mayrhofer, Gottfried Sachs, "A contribution to mission safety for two-stage hypersonic vehicle", AIAA,-99-4886.

44. Charls R. Darwin, Gene Austin, Lee Vornado, Glen Eudy, "A view toward future launch vehicles: a civil perspective", 40-th International astronautical congress, Oct. 7-12, 1999, Malaga, Spain.

45. Hitoshi Ohashi, "An air carrier's perspective on commertial RLV", 22-th International symposium on space technology and science, Morioka, Japan, May 28 — June 4, 2000.

46. M. Miyazawa, Y. Koide, M. Takahashi, S. Morita, ¡Structural performance requirements for near-term SSTO rockets" 22-th International symposium on space technology and science, Morioka, Japan, May 28 June 4,2000.

47. A. S. Roudakov, V.L. Semenov, M.V. Strokin, V/L/ Relin, V.V. Tsyplakov, A.A. Kondratov, "The Prospects of Hypersonic Engines In-Flight Testing Technology Development",. AIAA2001-1807.

48. N.P. Dulepov, A.I. Lanshin, O.V. Sokolova, E.V. Tjurikov, "Propulsion Systems for TSTO Airplanes- Accelerators of Different Types", 10th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, Kyoto, Japan, 2001.

49. S.F. Kostromin, "Economical Validation of Space transportation Systems' Nominal Cargo Capability at the Preliminary Designing Phase", 49-rd International Astronautical Congress, 28 September -2 October, Melbourne, Australia, 1998.

50. S.F. Kostromin, " Cost Effectiveness Estimates of the Partially Reusable Launchers Family With Uniform Komponents", AIAA,-99-4887.

51. E.A. Staniszewski, "Semi-Reusable Launch Vehicle: A Next Step for Europe? ", AIAA-99-4826.

52. S.F. Kostromin, " Conception of an Advanced Launch System With Uniform Components ", AIAA,-98-1500.

53. Bantam — A systematic Approach To Reusable Launch Vehicle Technology Development. IAF-99.V3.05. С Griner, G Lyles. NASA Marshall Space Flight Center. 50th International Astronautical Congress, October 4-8, 1999, Amsterdam, The Netherlands.

54. TSTO, the best chance for low cost access to space. D.G. Andrews, R. Stephens, R.D. Prosser. IAF-99-V.3.03, Boeing Space & Communications Group Seal Beach, CA 90740, USA, 50th International Astronautical Congress4-8 Oct 1999/Amsterdam, The Netherlands.

55. Space Launch Initiative Program Description.

56. Advanced Space Transportation Program R&T Base. Program Plan. Office of Aero-Space Technology. July 11, 1999.

57. Lockheed Martin. Space Transportation Architecture Studies. Htpp://www.hq.nasa.gov/office/codea/codeae/staslockheed

58. Boeing. Space Transportation Architecture Study. Executive Summary.

59. Space giants step up efforts to win low-cost launch race. Jane's international defense review 3/2000. p. 30-35.67. Патент №2211784.

60. Справочник. «Двигатели 1946-2000».