Рушійна установка літального апарата з рідинним ракетним двигуном

1. Рушійна установка літального апарата з рідинним ракетним двигуном, що включає рідинний ракетний двигун (РРД); не менше ніж один бак з паливом; не менше ніж один бак з окислювачем; турбонасосний агрегат (ТНА) з турбіною і насосами постачання компонентів в камеру згоряння ракетного двигуна; систему парогазогенератора з перекисом водню, де сопло рідинного ракетного двигуна оснащено висувною сопловою насадкою, яка відрізняється тим, що містить парогазові сопла для витоку парогазу після турбіни ТНА; РРД, закріплений у карданному підвісі; систему примусового охолодження корпусу літального апарата, яка поєднана з системою постачання в парогазогенератор води для її перетворення на пар та подачі у сопла атмосферної орієнтації. 2. Рушійна установка літального апарата з рідинним ракетним двигуном за п.1, яка відрізняється тим, що висотна соплова насадка оснащена системою приводів, з живленням від акумуляторів тиску, а циліндричну направляючу висувного сопла виконано як радіатор для радіаційного охолодження конструкції ракетного двигуна. UA (21) a201008500 (22) 07.07.2010 (24) 10.03.2011 (46) 10.03.2011, Бюл.№ 5, 2011 р. (72) ЛЕВЕНКО ОЛЕКСАНДР СЕРГІЙОВИЧ, КУКУШКІН ВОЛОДИМИР ІВАНОВИЧ, КОНАШКОВ АНДРІЙ ІВАНОВИЧ (73) ЛЕВЕНКО ОЛЕКСАНДР СЕРГІЙОВИЧ, КУКУШКІН ВОЛОДИМИР ІВАНОВИЧ, КОНАШКОВ АНДРІЙ ІВАНОВИЧ (56) JP 3085357 A, 10.04.1991 RU 2309281 C2, 27.10.2007 UA 84479 C2, 27.10.2008 US 3197959 A, 03.08.1965 US 3069850 A, 25.12.1962 US 3614026 A, 19.10.1971 Левенко А.С. Воздушно-космический комплекс. Воздушно-космический комплекс «Черное море». Двухступенчатый многоразовый воздушнокосмический самолет «Сура». Тактикотехническое обоснование / Научн. ред. доктор техн. н., проф. В.И. Кукушкин. - Д.: Проспект, 2007. - С. 33-34 C2 2 (19) 1 3 довгострокового збереження перед запуском РРД із-за випаровування кисню, що робить необхідним доливати кисень у баки літального апарату при затримці старту, і мати на стартовій позиції додаткові запаси кисню; потребує використання матеріалів, стійких до низьких температур та ін.). Ряд технічних і технологічних особливостей відомої рушійної установки літального апарату обумовлюють її надмірно складну конструкцію, зокрема, у зв'язку з наступним: - ракетний літак Х-15, в його основному варіанті, спроектовано для вертикального запуску і польоту до висот 160-640 км, у зв'язку з цим, для керування у безповітряному просторі, на літаку повинні використовуватися додаткові ракетні двигуни на однокомпонентному паливі - перекису водню; - в рушійній установці використовують три компоненти палива; - для необхідної при керуванні польотом зміни напрямку вектору тяги двигуна, передбачене застосування аеродинамічних засобів (стабілізатор та кілі), а на висотах більше 36 км - додаткового двигуна, сопел і системи з перекисом водню; - не передбачене використання, як компоненту палива, наявного у рушійній установці, парогазу після його витоку із ТНА; Недоліком відомої рушійної установки є те, що РРД призначений для застосування тільки в одному ефективному режимі експлуатації щодо висоти. Довжина сопла РРД у відомій рушійній установці, розрахована на один режим, і, таким чином, не передбачено використання додаткової соплової насадки для подовження сопла, що унеможливлює ефективну роботу РРД, оскільки не забезпечується рівність тиску на зрізі сопла і навколишнього тиску в умовах висотного польоту. Використання рушійної установки в системі охолодження конструкції у Прототипі-1 не передбачене, а тепло від нагрівання літального апарату не використовують для підвищення його енергетики. За відомою технічною розробкою системи РРД, відбувається нагрівання літального апарату, рівень якого граничний з руйнацією його конструкції. Також відомі рушійні установки, РРД яких включають висувну соплову насадку, наприклад, проект з НК-33 та ін. [Левенко А.С. Воздушнокосмический комплекс. Воздушно-космический комплекс "Черное море". Двухступенчатый многоразовый воздушно-космический самолет "Сура". Тактико-техническое обоснование / Научн. ред. доктор техн. н., проф. В.И. Кукушкин. - Д.: Проспект, 2007. - С. 33-34], - Прототип-2. Недоліком відомої конструкції за проектом НК33 (Прототип-2) і йому подібних, є використання кріогенного окислювача (кисню) і традиційного, для космічних носіїв, палива - керосину, який не має стійкої хімічної формули. Двигун розроблено як автономний вузол, а рушійна установка проектів з НК-33 та його модифікацій (НК-33-1, НК-31/43) також автономна, і не націлена на комплексне підвищення енергетики літального апарату в цілому. Основним недоліком технічного рішення (Прототип-2) є невикористання конструкції висувного сопла для охолодження камери згорання РРД. У 93844 4 відомі системи охолодження сопла, не інтегрована система рушійної установки для радіаційного охолодження конструкції з радіатором, який є елементом системи висування соплової насадки. В основу винаходу що заявляється, поставлене завдання створення конструкції, яка б не мала наведених у прототипах недоліків, і вирішувала проблему створення ракетних літаків багаторазового використання, що виходять в космічний простір, і повертаються на Землю. Поставлене завдання досягається створенням рушійної установки літального апарату з РРД, що має підвищену енергетику, і може багаторазово запускатися із максимальним збереженням початкових технічних параметрів деталей і механізмів. Рушійна установка літального апарату з рідинним ракетним двигуном, що включає: РРД; не менше ніж один бак з паливом; не менше ніж один бак з окислювачем; ТНА з турбіною і насосами постачання компонентів в камеру згоряння ракетного двигуна; систему парогазогенератора з перекисом водню, де сопло рідинного ракетного двигуна оснащено висувною сопловою насадкою, відрізняється тим, що рушійна установка містить парогазові сопла для витоку парогазу після турбіни ТНА; РРД, закріплений у карданному підвісі; систему примусового охолодження корпусу літального апарату, яка поєднана з системою постачання в парогазогенератор води для її перетворення на пар та подачі у сопла атмосферної орієнтації. У другому варіанті винаходу, рушійна установка літального апарату з РРД за першим варіантом, відрізняється тим, що висотна соплова насадка оснащена системою приводів, з живленням від акумуляторів тиску, а циліндричну направляючу висувного сопла виконано як радіатор для радіаційного охолодження конструкції ракетного двигуна. Суть винаходу пояснюється схематичним зображенням рушійної установки літального апарату з РРД на Фіг. Компоненти палива з баків подаються в РРД (1) - пускову камеру першого ступеня (2) і другого ступеня (3) через відсічні клапани (4 і 5). Компоненти палива в пусковій камері першого ступеня підпалюються іскровою свічкою (6). Реле (7) пускової камери першого ступеня, за командою системи керування (далі – "команда"), відкриває відсічні клапани пускової камери другого ступеня. Гідравлічна рідина подається у рушійну установку агрегатом живлення (8). Реле (9) пускової камери другого ступеня, за командою, відкриває головні відсічні клапани (10) постачання компонентів в камеру згоряння (КЗ) РРД. Як і в технічній розробці рушійної установки за Прототипом 2, задля надійності і безпечності експлуатації РРД, передбачена двоступенева система запуску з пусковими камерами першого та другого ступеня: компоненти палива в пусковій камері першого ступеня підпалюються іскровою свічкою, а в пусковій камері другого ступеня - від факелу пломеню з першої камери. Запалення компонентів в КЗ РРД здійснюється факелом пломеню з пускової камери другого ступеня. 5 РРД відхиляється навколо, виконаної на карданному підвісі рушійної установки, своєї вісі кріплення (11), створюючи зміну вектору тяги рушійної установки. Для переміщення висувної соплової насадки (12) використовують приводи (13) з акумуляторами тиску (14). Висувна соплова насадка переміщується по циліндричній напрямній (15), і, таким чином, подовжуючи сопло на великій висоті перебування літального апарату, збільшує ступінь розширення потоку газів задля досягнення максимально можливого коефіцієнту корисної дії в умовах розрідженої атмосфери. Циліндрична напрямна виконує функцію радіатора охолодження сопла, підвищуючи його надійність. Паливо подається в РРД паливними магістралями (16), окислювач - магістралями окислювача (17). Магістралі мають проливочні клапани окислювача (18) і палива (19) - для заповнення системи рідиною. Магістраль постачання палива в пускову камеру першого ступеня має теплообмінник (20), який підігріває паливо до газоподібного стану, за рахунок теплообміну з вихлопним парогазом ТНА (21), полегшуючи процес запалення в пусковій камері першого ступеня. ТНА з турбіною є приводом для насосів палива (22) і окислювача (23), які з баків подають їх компоненти в магістралі компонентів. Парогаз після турбіни поступає до ресиверу парогазу (24), з якого подається через нормально закриті електропневмоклапани (25) в сопла керування (26) рушійної установки. Обертання турбіни здійснюється парогазогенератором (ПГГ) (27), для чого використовують парогаз після розкладу в ПГГ перекису водню. Регулювання кількості обертів здійснює регулятор (28) із сервоприводом (29). Регулювання обертів турбіни поєднане з регулюванням постачання гідравлічної рідини від агрегату живлення гідроприводу (30) регулятора керування подачею перекису водню (31) в ПГГ. Підтримання експлуатаційної температури гідравлічної рідини здійснюється за рахунок її охолодження в теплообміннику (32) магістралі постачання в РРД палива. Теплообмінник встановлюється на магістралі палива з температурою на рівні температури паливного баку (місце розташування теплообмінника на фігурі креслення показане умовно). Перекис водню від насосу окислювача подається на регулятор (33) через відсічний клапан (34). Для зниження температури розкладу перекису водню, через відсічний клапан (35), в ПГГ подається вода. На магістралях постачання в ПГГ води і перекису водню встановлені відсічні клапани (36). Вода подається із ємності (37) з клапаном заправляння (38) аксіальноплунжерним насосом (39) в магістраль живлення ПГГ через дросельний регулятор (40). У разі закриття відсічного клапану постачання води до ПГГ, відкривається відсічний клапан системи охолодження (41) поверхні літального апарату. Вода під тиском від аксіальноплунжерного насосу постачається в теплообмінник охолодження корпусу літального апарату (42), де перетворюєть 93844 6 ся в пар, і накопичується в ресивері пару (43). З ресиверу, пар, через нормально закриті електропневмоклапани (44), подається в сопла атмосферної орієнтації (45). Запуск і зупинка РРД здійснюються в автоматичному режимі, у наступному порядку: - виконується проливка насосів пального та окислювача ТНА і основних паливних магістралей через проливочні клапани для заповнення гідросистеми, і забезпечення температурних режимів експлуатації, а потім продувається інертним гелієм КЗ РРД; - відкриваються відсічні клапани, через які перекис водню і вода подаються в ПГГ, де перекис водню подається на початковому етапі, за рахунок попереднього наддуву бака окислювача, а вода з ємності подається в ПГГ насосом через регулятор; - перекис водню в ПГГ проходить через набір каталізуючих сіток, які чергуються з срібним покриттям із нержавіючої сталі, і розкладається з виділенням тепла, утворюючи, таким чином, парогаз, температура якого знижується до необхідного, для ефективного керування польотом, рівня додаванням в ПГГ води і регулюванням концентрації розчину перекису водню; - продукти розпаду перекису водню (парогаз) подаються на турбіну, яка приводить до обертання насоси палива та окислювача; - паливо та окислювач подаються до клапанів, які, за командою, відкриваються для подачі палива в пускову камеру першого ступеня, при цьому, паливо проходить через випаровувач тракту відводу парогазу від турбіни, і переходить до пускової камери в газоподібному стані, що забезпечує надійність при першому запалюванні, попереджуючи накопичення зайвої кількості палива; - після запалювання палива в пусковій камері першого ступеня, за командою, реле відкриває відсічні клапани пускової камери другого ступеня, а після запалювання палива в другій камері, відкриваються головні відсічні клапани постачання компонентів палива в КЗ РРД, де паливо запалюється від постійного факелу пломені, який виходить з пускової камери другого ступеня; - парогаз після турбіни подається в ресивер парогазу через електропневмоклапани в сопла рушійної установки, керування якими здійснюється шляхом відкриття та закриття клапанів, за командою системи керування; - зміна вектора тяги РРД здійснюється в двох площинах, завдяки качанню РРД системою гідроприводів у карданному підвісі, де РРД закріплений по вісі; - при польоті літального апарату на висоті, зі зниженням оточуючого атмосферного тиску, відмінного від умов старту, під дією акумуляторів тиску, на РРД, приводами, по циліндричній напрямній, висувається соплова насадка; - при входженні літального апарату в атмосферу з гіперзвуковими швидкостями, для охолодження конструкції, використовується вода з ємності постачання води в ПГГ, для чого, за командою, відкривається відсічний клапан, включається аксіальноплунжерний насос, і вода подається в теплообмінник охолодження поверхні літа 7 льного апарату, а пар з теплообмінника накопичується в ресивері пару, з якого подається через електропневмоклапани в сопла атмосферної орієнтації; - керування польотом літального апарату по тангажу, рисканню та крену здійснюють включенням та виключенням електропневмоклапанів; - зупинка РРД здійснюється за командою на закриття головних клапанів постачання палива в КЗ РРД; - після зупинки включається продувка КЗ гелієм, для чого, пускові камери РРД працюють ще 0,5-1,0 с - для забезпечення догоряння залишків палива, що витісняються з КЗ гелієм; - після завершення горіння в КЗ, закриваються відсічні клапани постачання палива в пускові камери, включається їх продувка гелієм, і закриваються відсічні клапани постачання в ПГГ води і перекису водню, та зупиняється аксіальноплунжерний насос постачання води. Після продувки гелієм і видалення залишків палива, рушійна установка з РРД готова до нового запуску. Технічна розробка пристрою що заявляється, забезпечує всі необхідні можливості, зокрема, багаторазовий запуск рушійної установки з РРД, де тяга РРД регулюється зміною витрати перекису водню дросельним регулятором (клапаном) перед ПГГ, у діапазоні від 100 до 30 % та ін. За технічною розробкою що заявляється, в якості основних компонентів палива РРД використовуються концентровані розчини перекису водню (Н2О2) і етилового спирту чи етанолу (С2Н5ОН). Такі ж компоненти дозволяють зберегти основні показники РРД прототипу: питомий імпульс біля 250-287 с, температуру в камері згорання біля 2700-3127°С - залежно від концентрації розчинів палива [Сарнер С. Химия ракетных топлив / Пер. с англ. Е.П. Голубкова, В.К. Старкова, В.Н. Шеманиной / Под ред. доктора техн. н. В.А. Ильинского. М: Мир, 1969. - 488 с; Левенко А.С. Технология оборонной военной доктрины. - Д.: Верба, 2008. 124 с; М. Barrere et al., Rocket Propulsion, Elsevier Publishig Co. Амстердам, 1960, табл. 9, гл. 9.; Болгарский А.В. Расчет процессов в камере сгорания и сопле жидкостного ракетного двигателя. - М: Государственное издательство оборонной промышленности, 1957. - 96с. - http://ihtik.2x4.ru/ homelab-mehmat_29sept2007/homelab-mehmat_29 sept2007_1525.rar]. Перевагою рушійної установки літального апарату з РРД, за технічною розробкою що заявляється, є: - комплексне підвищення енергетики рушійної установки літального апарату (використання парогазу після ТНА, використання в рушійній установці зовнішньої енергії нагріву поверхні літального апарату для атмосферної орієнтації без додаткового запасу палива і окислювача на борту); - використання конструкційних елементів висувної насадки сопла для радіаційного охолодження сопла РРД (зниження температури з підвищенням надійності); - використання комплексу технічних рішень що заявляються, забезпечує підвищення енергетики 93844 8 літального апарату, його маневреності і, загалом, надійності в умовах багаторазового використання. Завдяки ефективній внутрішній та зовнішній енергетиці, що забезпечується нововведенням, багаторазовий літальний апарат може виходити на навколоземні орбіти, повертатися на Землю, виконуючи маневри в атмосфері при зниженні і посадці. Запропонований технічний рівень конструкції рушійної установки забезпечує кращі експлуатаційні покажчики і вартість багаторазової ракетної конструкції літального апарату, зокрема, завдяки вдосконаленню систем постачання палива. Використання сопла РРД із висувною насадкою, забезпечує рівність максимальної тяги ракетного двигуна в атмосфері і космічному просторі (соплова насадка забезпечує висотні параметри). При цьому, конструкція РРД може використовувати для висування насадки циліндричну напрямну, яка виконує функції радіатора для охолодження сопла і, таким чином, робить непотрібною прокачку палива в оболонці сопла, як це робиться при його охолодженні відомими способами. У результаті, це дозволяє застосовувати сопло, порівняно простішого за конструкцією, але більш надійного в експлуатації. Використання РРД для зміни вектору тяги, завдяки його кріпленню в карданному підвісі, забезпечує високу маневреність літального апарату в атмосфері та космічному просторі. На етапі зниження літального апарату для посадки на Землю на гіперзвукових швидкостях, запас води рушійної установки, яка використовується в парогазогенераторі при роботі РРД, прокачується через найбільш нагріті елементи носової частини апарату для їх примусового охолодження. Утворений, внаслідок цього, парогаз, направляється в сопла атмосферної орієнтації. При цьому, РРД та сопла, в яких використовують парогаз після ТНА, можуть не використовуватися, як і компоненти палива для атмосферної орієнтації. Використання зовнішньої енергії нагрівання корпусу літального апарату в рушійній установці, у вигляді утвореного парогазу для сопел, дозволяє здійснювати керування по тангажу, рисканню та крену, для забезпечення максимального віддалення літального апарату від площини орбіти зниження, що розширює діапазон вибору місць його посадки. Використання в рушійній установці дешевих та розповсюджених компонентів (вода, етиловий спирт, перекис водню), дозволяє відмовитися від складних конструкцій та складної експлуатації кріогенного окислювача, що забезпечує кращі екологічні показники та дозволяє ампулізувати (заправити та герметизувати) рушійну установку з баками постачання компонентів задовго до польоту, чим забезпечує високу готовність літального апарату до зльоту. Виконання рушійної установки з РРД у єдиному модулі, робить літальний апарат більш цілісним і, таким чином, підвищує його ефективність. Фігура креслення: 9 Фіг. Схематичне зображення рушійної установки літального апарату з рідинним ракетним двигуном 1 - РРД; 2 - пускова камера першого ступеня; 3 - пускова камера другого ступеня; 4 - відсічні клапани подачі компоненту на пускову камеру першого ступеня; 5 - відсічні клапани подачі компоненту на пускову камеру другого ступеня; 6 - іскрова свічка; 7 - реле пускової камери першого ступеня; 8 агрегат живлення; 9 - реле пускової камери другого ступеня; 10 - головні відсічні клапани; 11 - вісь кріплення РРД; 12 - висувна соплова насадка; 13 приводи для переміщення висувної соплової насадки; 14 - акумулятори тиску; 15 - циліндрична напрямна; 16 - паливні магістралі; 17 - магістралі окислювача; 18 - проливочні клапани окислювача; 19 - проливочні клапани палива; 20 - теплообмінник; 21 - ТНА; 22 - привод для насоса палива; 23 привод для насоса окислювача; 24 - ресивер парогазу; 25 - електропневмоклапани; 26 - сопла керування рушійної установки; 27 - ПГГ; 28 - регулятор кількості обертів; 29 - сервопривод; 30 - гідропривод; 31 - регулятор керування подачею перекису водню в ПГГ; 32 - теплообмінник магістралі постачання; 33 - регулятор; 34 - відсічний клапан для подачі перекису водню; 35 - відсічний клапан для подачі води від насоса окислювача на регулятор; 36 - відсічні клапани на магістралях постачання води і перекису водню; 37 - ємності для води; 38 клапан заправляння; 39 - аксіальноплунжерний насос; 40 - дросельний регулятор; 41 - відсічний клапан системи охолодження; 42 - теплообмінник охолодження корпусу літального апарату; 43 - ресивер пару; 44 - електропневмоклапани; 45 - сопла атмосферної орієнтації. Винахід може знайти застосування у ракетнокосмічних літальних апаратах та повітрянокосмічних літаках [Алексеев Ю.С., Левенко О.С., Кукушкін В.І. Патент на винахід №84479 від 27.10.2008р. Спосіб польоту на навколоземну орбіту багаторазового повітряно-космічного апарата та багаторазовий повітряно-космічний апарат для здійснення способу; Кукушкін В.І., Левенко О.С. Патент на корисну модель №18699 від 15.11.2006р. Повітряно-космічний літак; Алексеев Ю.С., Василенко О.Г., Войт С.М., Коротков О.С, Кривенко В.М., Кукушкін В.I., Левенко О.С, Сербін В.В., Щеголь В.А. Патент на корисну модель №29069 від 10.01.2008р. Повітряно-космічний комплекс на базі повітряно-космічного літака], зокрема - в повітряно-космічному літаку типу "Сура" [Кукушкин В.И., Левенко А.С. Воздушнокосмический самолет. Время поиска и свершений / Под ред. Л.Д. Кучмы. - Д.: Проспект, 2007. -108с; Левенко А.С. Воздушно-космический комплекс. Воздушно-космический комплекс "Черное море". Воздушно-космический самолет "Сура". Тактикотехническое обоснование / Под ред. В.И. Кукушкина. - Д.: Проспект, 2007. - 90с; Левенко А.С. Технология оборонной военной доктрины. - Д.: Верба, 2008. - 124с]. Рушійна установка, за технічним рішенням що заявляється також може входити до складу конструкції ракет-носіїв, зокрема, - ракет-носіїв багаторазового використання. 93844 10 Виробництво рушійної установки літального апарату з рідинним ракетним двигуном може бути здійснене на відповідно обладнаному машинобудівному, ракетобудівному або літакобудівному підприємствах. Джерела інформації: 1. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1968. - 396с. 2. Devis H. The desing and development of the Thiokol XLR 99 rocket engine for the X-15 aircraft. - J. Roy. Aeronaut. Soc, 1963,67, N 626, p.79-91. 3. Kopituk R.C. Cooling prolongs X-15 engine life. - SAE Journal, 1961, 69, N5, p.71. 4. Сарнер С. Химия ракетных топлив / Пер. с англ. Е.П. Голубкова, В.К. Старкова, В.Н. Шеманиной / Под ред. доктора техн. н. В.А. Ильинского. М.: Мир, 1969. - 488с. 5. Левенко А.С. Технология оборонной военной доктрины. - Д.: Верба, 2008. -124с. 6. М. Barrere et al., Rocket Propulsion, Elsevier Publishig Co. Амстердам, 1960, табл. 9, гл. 9. 7. Болгарский А.В. Расчет процессов в камере сгорания и сопле жидкостного ракетного двигателя. - М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1957. - 96с. (http://ihtik.2x4.ru/ homelab-mehmat_29sept2007/homelab-mehmat_29 sept2007_1525.rar). 8. John С. Whitehead, Lawrence Livermore National Laboratory L-43, PO Box 808 Livermore, CA 94551 925-423-4847 jcw@llnl.gov http://airbase.ru/ modelling/rockets/res/trans/h2o2/whitehead.html. 9. Махин В.А. Жидкостные ракетные двигатели. Теория и проектные расчеты камер / Под ред. доктора техн. н., проф. Е.К. Мошкина. - М.: Дом техники, 1961. - 600с. 10. Левенко А.С. Воздушно-космический комплекс. Воздушно-космический комплекс "Черное море". Двухступенчатый многоразовый воздушнокосмический самолет "Сура". Тактико-техническое обоснование / Научн. ред. доктор техн. н., проф. В.И. Кукушкин. - Д.: Проспект, 2007. - 90с. 11. Алексеев Ю.С., Левенко О.С., Кукушкін В.І. Патент на винахід № 84479 від 27.10.2008р. Спосіб польоту на навколоземну орбіту багаторазового повітряно-космічного апарата та багаторазовий повітряно-космічний апарат для здійснення способу. 12. Кукушкін В.І., Левенко О.С. Патент на корисну модель №18699 від 15.11.2006р. Повітрянокосмічний літак. 13. Алексеев Ю.С., Василенко О.Г., Войт С.М., Коротков О.С., Кривенко В.М., Кукушкін В.І., Левенко О.С., Сербія В.В., Щеголь В.А. Патент на корисну модель №29069 від 10.01.2008 р. Повітрянокосмічний комплекс на базі повітряно-космічного літака. 14. Кукушкин В.И., Левенко А.С. Воздушнокосмический самолет. Время поиска и свершений / Под ред. Л.Д. Кучмы. - Д.: Проспект, 2007. - 108с. 15. Інтернет-публікації: - http://www.testpilot.ni/usa/northam/x/15/х15_I. htm; - http://www.astronaut.ru/bookcase/rubrik.htm; - http://www.textreferat.com/referat-2559-18.html; 11 93844 - http://www.astronaut.ru/bookcase/books/salah 05/text/08.htm; - http://www.businesspress.ru/newspaper/article_ mІd_37_aІd_415048.html; Комп’ютерна верстка Л. Ціхановська 12 - http://www.krugosvet.ru/articles/113/1011338/ 1011338al.htm; http ://www.chempack.ru/chemistry/details/ hydrogen_peroxide.html. Підписне Тираж 23 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601