СИЛА И СЛАБОСТЬ ХИМИИ 5


Мало того, возможность сочетания твердого горючего и жидкого окислителя не только позволяет получить увеличенное значение удельного импульса по сравнению с твердыми топливами, но и применять специфические высококалорийные топливные комбинации с весьма высокими значениями удельного импульса (в частности, в США исследуются гибридные двигатели с добавками гидридов легких металлов к топливу)). Как указывается в зарубежной печати), в таких двигателях возможно достижение удельного импульса до 365 сек и даже выше. А для

) Missies and Rockets, 2. II. 1959 и др.

) «Вопросы ракетной техники», 1967, № 11.

) Missiles and Rockets, 28. III. 1960.

) Missiles and Rockets, 1962, II, № 19.

) Реферативный журнал «Авиационные и ракетные двигатели» IX, 1967, реф. 9.34.119 и др.

) Space/Aeronautics, IV, 1964, «Вопросы ракетной техники», 10, 1966 и др.

гидрида бериллия (ВеЬЬ) в качестве горючего и 98%-й перекиси водорода в качестве окислителя приводится величина удельного импульса 498 се/с)! Все это позволяет рассчитывать на несомненное применение двигателей смешанного топлива в ракетной технике будущего, включая и космонавтику). Однако, как видно, по величине удельного импульса эти топлива вряд ли когда-нибудь превзойдут наиболее калорийные жидкие топлива.

Конечно, поиски новых калорийных ракетных топлив будут настойчиво продолжаться и впредь, поскольку современные значения удельного импульса могут быть с их помощью увеличены примерно на 50%. Однако вряд ли здесь можно ожидать каких-либо сенсационных открытий, так как теплоты химических реакций в общем уже достаточно хорошо известны химикам. Более того, наука позволяет сейчас достаточно точно для практических нужд определить расчетным путем теплоту реакции по известному химическому строению реагирующих веществ, обходясь таким образом без многочисленных излишних экспериментов. Правда, подобные расчеты не просты — высокие температуры в двигателе вносят много нового и необычного в процессы преобразования химической энергии топлива в тепло: в ходе этих процессов появляются и исчезают многочисленные новые молекулы и их обломки, процессы происходят необычайно быстро и т. п. Перед учеными стоят еще серьезные задачи изучения физико-химии процесса сгорания в ракетных двигателях.

В этих исследованиях, кстати сказать, весьма велика роль электронных вычислительных машин, без них необходимые трудоемкие расчеты отняли бы слишком много времени, а иногда были бы просто практически невозможными.

Следует отметить, что наряду с главным ограничением, связанным с потенциальной энергией химических связей (речь идет, как указывалось выше, о так называемых валентных связях, характеризующих строение внешних электронных оболочек молекул), существуют и иные

*) Missiles and Rockets, 9. VIII. 1965, стр. 23. Правда, в других источниках приводятся меньшие значения, хотя и тоже очень высокие (например, Raumfahrtforschung 4, 1965, стр. 92).

) Space Astronautics, II, 1963; American Machinist, 16. I. 1967 и др.

&

физико-химические ограничения как возможной величины удельного импульса, так и практической возможности использования химического топлива в двигателе. О важнейших из этих ограничений можно судить по часто используемой в ракетной технике формуле зависимости удельного импульса от параметров рабочих газов в двигателе:

где Т — абсолютная температура газов в камере сгорания двигателя, Jii — молекулярный вес продуктов реакции, вытекающих из двигателя, k — коэффициент, который с достаточной точностью (порядка 10%) можно считать постоянным.

Такая зависимость удельного импульса от температуры и молекулярного веса газов в общем понятна и не должна вызывать недоумений. Действительно, скорость истечения газов изменяется, как учит термодинамика, пропорционально корню квадратному из их температуры. Что же касается влияния молекулярного веса, т. е. массы вытекающих молекул, то и здесь ясно, что чем меньше эта масса, тем, при той же энергии молекул, больше их скорость. Кинетическая энергия есть половина произведения массы на квадрат скорости, поэтому при постоянстве этого произведения скорость изменяется обратно пропорционально корню квадратному из массы, т. е. из молекулярного веса. Когда молекулярный вес вытекающих газов увеличивается вчетверо, скорость истечения уменьшается вдвое.

Очевидно, что наибольшему значению скорости истечения и, следовательно, удельного импульса, отвечает максимальная величина отношения температуры к молекулярному весу. Вот почему не всегда топливо с наибольшей температурой сгорания дает наибольший импульс, как и топливо с наименьшим молекулярным весом продуктов сгорания. Так, например, максимальную температуру из известных топлив можно получить при сжигании ацетилена (С2Н2) с озоном; эта температура равна примерно 5240° С 0, но из-за относительно большого молекулярного веса продуктов сгорания удельный им- *)

*) Aircraft Engineering, VIII, 1957.

пульс б этом случае далеко не максимален и равен примерно 320 сек.

Поэтому иной раз оказывается целесообразным искусственно снижать температуру сгорания, если это позволяет соответственно уменьшить молекулярный вес продуктов реакции. В частности, при работе на водороде в качестве горючего оказывается выгодным идти на то, чтобы часть водорода не сгорала и для этого вводить в топливную смесь примерно на Vs избыточное количество водорода.

По другим данным, в некоторых зонах камеры сгорания двигателя, работающего на жидком водороде и жидком кислороде при достаточно большом давлении в камере (речь идет об^ экспериментальном двигателе RL-20, см. стр. 63), температура газов может достигать 5500° и даже 6000° К).

Другой выгодной возможностью может оказаться применение так называемого трехкомпонентного топлива; работы в этом направлении в последнее время форсируются в США). Такое топливо должно состоять из трех основных частей: горючего (предполагается, очевидно, использование высококалорийного металлического горючего в виде суспензии), окислителя (возможен жидкий кислород или другие окислители) и жидкого водорода или какого-нибудь иного низкомолекулярного вещества. В этом случае третье вещество, например, водород, в реакции сгорания участия не принимает и служит лишь для уменьшения молекулярного веса вытекающих из двигателя продуктов сгорания горючего и окислителя. Эти продукты, имеющие высокую температуру, смешиваются затем с водородом перед расширением в сопле. Так, может оказаться возможным сочетание высокой температуры с малым молекулярным весом, необходимое для увеличения удельного импульса. Эти теоретические предположения получили подтверждение в серии опытов, проведенных в США фирмой Рокит Рисерч на экспериментальном двигаДеле тягой около 7 кГа Двигатель работал на трехкомпонентном топливе: литий-—фтор — водород). В сгорании принимали участие только два первых компонента с образованием в качестве продукта реакции фторида лития, а

** Raketentechnik und Raumfahrtforschung, № 4, 1963, стр. 177.

) Science News, 24. XII. 1%6.

V Flight, 12. I. 1967; Spaceflight, IV, 1967 и др.

затем к нему добавлялся водород. Величина теоретического удельного импульса, полученная в исследованиях, превышала 500 сек!

В зарубежной печати указывается, что еще несколько большим должен быть удельный импульс для трехкомпонентного топлива бериллий — кислород — водород; вероятно, это топливо обеспечивает наибольший возможный удельный импульс для химических топлив вообще. Однако не следует думать, что именно трехкомпонентному топливу суждено стать наиболее эффективным топливом для жидкостных ракетных двигателей. Легко видеть, что ракета на таком топливе будет обладать рядом недостатков — увеличенным весом и сложностью, большим объемом баков для легкого «третьего компонента», усложненным рабочим процессом двигателя и др. В частности, если не удастся эффективно передать тепловую энергию от горячих продуктов сгорания холодному «третьему компоненту», т. е. добиться идеального теплового равновесия, то эффективность двигателя резко снизится. В общем, может оказаться, что на практике трехкомпонентное топливо, несмотря на свой высокий теоретический удельный импульс, будет хуже, чем лучшие двухкомпонентные топлива.

Легко видеть, что практически достижимые значения температуры и молекулярного веса продуктов сгорания и представляют собой дополнительные естественные ограничения величины возможного удельного импульса. Минимальное значение молекулярного веса продуктов сгорания практически соответствует топливу, состоящему из фтора и водорода. Это значение равно 8,9 и представляет собой значительный прогресс по сравнению со средним значением для современных ракетных топлив, равным примерно 20. Не удивительно, что этому топливу, как указывалось выше, отвечает значение удельного импульса, близкое к максимально достижимому.

Ограничение максимальной температуры связано как с надежностью работы двигателя, так и с характером физико-химических процессов, происходящих при высокой температуре?. С повышением температуры газов все большая часть подводимой к ним энергии затрачивается не на увеличение поступательной скорости движения молекул, что интересует ракетную технику, а на увеличение их внутренней энергии. Атомы, составляющие молекулы газов, начинают все сильнее колебаться, вибрировать, а затем

все большее число молекул, не выдерживая этих вибраций, рвется на составные части, диссоциирует. Так, например, при температуре 2750° С уже примерно 5% всех молекул воды распадается, диссоциирует на атомы водорода и кислорода. При максимальных температурах, встречающихся в современной ракетной технике, сильно сказывается диссоциация продуктов реакции всех без исключения топлив)* Можно считать предельной в этом отношении температуру порядка 5000—5500° С. При подобной температуре реакция сгорания просто не может идти: молекулы продуктов сгорания распадаются сразу же после образования. Следовательно, химическая энергия так и не выделяется, двигатель работать не может. При еще больших температурах подводимая к газу энергия затрачивается уже на так называемое электронное возбуждение атомов, т. е. перевод их электронов на более отдаленные от ядра орбиты, и, наконец, на ионизацию, т. е. полный отрыв электронов.

Таковы возможности и ограничения химических ракетных топлив, ярко демонстрирующие одновременно и силу и слабость химии. Конечно, при использовании указанных выше перспективных топлив с высоким, максимально возможным удельным импульсом ракетная техника сможет одержать новые замечательные победы. И, вероятно, даже в отдаленном будущем некоторые задачи космонавтики, в частности, взлет космических ракет, смогут осуществляться с их помощью. Для этого придется создавать ракетные системы огромного веса со сверхмощными двигателями или группами (связками) двигателей тягой в десятки раз большей, чем максимальная тяга существующих двигателей. Без этого не удастся обеспечить большой полезный груз ракеты, необходимей для совершения сложных космических полетов, в особенности-полета человека.

О размерах и внешнем виде будущих космических ракет можно судить, в частности, по разрабатываемым в США их проектам. Так, например, ракетная система

*) Следует иметь в виду, конечно, что хотя диссоциация уменьшает температуру сгорания, она вместе с тем приводит и к уменьшению молекулярного веса продуктов сгорания, вследствие чего практически удельный импульс, зависящий от отношения этих двух величин, изменяется мало. Решающим является ограничение температуры, связанное с работоспособностью двигателя*

полета

«Сатурн-5», предназначенная для осуществления трех космонавтов на Луну по проекту «Аполлон», состоит из трех ступеней. Взлетная масса этой космической ракеты-носителя равна 2760 г), ее высота с установленным сверху «лунным» кораблем «Аполлон» равна примерно 110 му — как у 36 -этажного здания, диаметр первой, самой нижней ступени-—10 м). Масса полезной нагрузки при полете на Луну составляет, по разным данным, 40—43 г, а при выводе на низкорасположенную околоземную орбиту Ю9—130 г Ь2’). На первой ступени ракеты установлена связка из пяти жидкостных ракетных двигателей F-1 тягой по 690 Ту так что общая тяга двигательной установки этой ступени равна 3450 Г). Эти двигатели работают на жидком кислороде и углеводородном горючем. На второй ступени находятся пять двигателей J-2 тягой по 93 Т9 развивающих, таким образом, суммарную тягу 465 Т (в вакууме — по 104 Т , т. е. всего 520 Т)); они работают, как указывалось выше, на жидком кислороде и жидком водороде. Наконец, на третьей ступени установлен один двигатель J-2, всего же на ракете установлено 92 ракетных двигателя разного назначения, хотя маршевых только 11.

Несмотря на внушительные размеры ракеты и огромное количество запасенного на ее борту топлива — более 2600 г, она в состоянии обеспечить полет космонавтов не непосредственно на Луну, а лишь до селено-центрической, т. е. окололунной орбиты спутника. С этой орбиты посадочный отсек с двумя космонавтами должен достичь лунной поверхности; третий космонавт остается в корабле на селеноцентрической орбите и ждет там своих товарищей, отправившихся на Луну. Именно так была совершена первая лунная экспедиция космонавтов Армстронга, Олдрина и Коллинза в июле 1969 г.

Для подготовки и отработки полета «лунной» ракеты «Сатурн-5» в США был создан более простой и уменьшенный вариант ракеты — «Сатурн-1». На первой ступени

_£X_ii_

*) «Вопросы ракетной техники», 1967, № 8. В других вариантах — 2900 т.

) Interavia, 1966, № 10.

Technology Week, 6. III. 1967.

) В вакууме эти двигатели развивают тягу по 775 Т, так что суммарная тяга равна 3875 Т (Flugwelt, VI? 1967).

фтой двухступенчатой ракеты установлена сйязка Ш h жидкостных ракетных двигателей Н-1 тягой по 85 1 > так что их общая тяга равна 680 Т (рис. 9), диаметр этой

ступени 6,5 м О*

Рис. 9. На ракете «Сатурн-1» установлена связка из 8 жидкостных ракетных двигателей Н-1 общей тягой 680 Т (Airlift, XI, 1960; Interavia, II, 1963 и др.).

Усовершенствованный вариант той же ракеты «Сатурн-IB» имеет на первой ступени форсированные двигатели Н-1 с тягой, увеличенной до 93 Т, так что общая тяга двигательной установки составляет 744 Т. Общая длина этой ракеты с кораблем «Аполлон» около 68 ж, ее взлетный вес примерно 590 Т. На второй ступени установлен один двигатель J-2. Ракета совершила несколько испытательных полетов в космос; в одном из таких поле-

*) Space World, IV, 1966.

в i%b г. онё ЁЫМЛ& йа бйблоММйу1б орбиту подённый груз 18 т ).

На страницах специальных журналов США обсуждаются различные проекты новых, еще более мощных космических ракет-носителей, в частности, способных совершить и прямой полет Земля — Луна —Земля, хотя реальных планов создания таких ракет еще нет. По одному из таких проектов ракеты-носителя «Нова» ) она должна иметь в одном из вариантов три ступени с установленной на первой ступени связкой из 12 двигателей F-1 тягой по 680 Т, т. е. общая взлетная тяга составит 8160 Т. На второй ступени будут установлены четыре двигателя М-1, а на третьей ступени—один двигатель J-2. Как сообщалось в печати, ракета должна выводить на околоземную орбиту полезный груз 225 т (по другим данным даже 350 т) и сообщать вторую космическую скорость грузу в

75-90 г).

О дате начала работы над этим проектом никаких сведений нет. По другим данным) взлетная масса ракеты «Нова» превысит 11000 т, а суммарная тяга ее двигателей — 13 600 Т.

Двигатели F-1, установленные на первой ступени космической ракеты-носителя «Сатурн-5»,— самые мощные из имеющихся двигателей США (рис. 10); такую же тягу должны развивать и разрабатывающиеся двигатели М-1, о которых говорилось выше. В ходе многочисленных стендовых испытаний двигателей М-1 выявились серьезные трудности доводки, связанные прежде всего с неустойчивым сгоранием), что существенно задержало отработку двигателя. Как указывалось выше, финансирование работы по двигателю в настоящее время прекращено. Вес двигателя равен примерно 8150 кГ, его максимальный диаметр 3,6 м. При полной тяге в двигатель подается ежесекундно более трех тонн топлива; насосы для его подачи приводятся во вращение газовой турбиной мощностью 55—60 тыс. лошадиных сил).

) Реферативный журнал «Исследование космического пространства», XI, 1967, реф. 11.62.30.

) Missiles and Rockets, IX, 1962. ) Aviation Week, 10. IX. 1962.

) Astronautics a. Aerospace Engineering, VII, 1963, стр. 127.

) Astronautics, I, 1963 и др.

) Flight, 28. IV. 1966, стр. 706.

В зарубежной печати упоминается б илаиах разработки в США еще более мощных двигателей, необходимых для перспективных космических ракет-носителей. Считается технически возможным создание жидкостных ракетных двигателей тягой вплоть до 25 000 Г). Указывается, например, что фирма Рокетдайн уже построила некоторые элементы двигателя, рассчитанного на тягу 13bUU 1 ),

Рис 10 Жидкостные ракетные двигатели ракет «Сатурн» и «Нова» (США) (Interavia, X, 1962).

фирма Эроджет разработала проект двигателя «Космос» тягой 2700 Г), фирма Дуглас в своих проектах мощных космических ракет-носителей ориентируется на двигатель тягой более 4000 Г) и т. д. По некоторым проектам двигатель тягой порядка 13 000 Т должен иметь высоту примерно 21 М ).

Как указывает зарубежная печать, ракета типа «Нова» близка к максимально допустимой по размерам при использовании даже перспективных высококалорийных химических топлив. Правда, за рубежом предлагаются проекты и более мощных термохимических ракет, в частности, например, по проекту «Морской дракон» — взлетная масса этой двухступенчатой ракеты, базирующейся на море, должна составлять 18—20 тыс. т, полезный

*) Flight, 28. IV. 1966, стр. 706.

) «Вопросы ракетной техники», 6, 1967.

) Aviation Week, 30. I. 1961.

) Flight, 15. XII. 1966, стр. 1040.

) Missiles and Rockets, 12. XI. 1962.

рруй, ЁЫбоДимый на бкоЛбзёмную орбиту — 500—700 г*). По проектной разработке фирмы Дуглас, о которой упоминалось выше, космическая ракета-носитель с двигателями, работающими на жидком кислороде и жидком водороде, должна выводить на околоземную орбиту полезный груз до 1800 г* 2). Однако, вероятно, дальнейшее увеличение размеров ракетных систем будет связано с использованием не химической, а несравненно большей по величине внутриядерной энергии.

Чтобы закончить главу о возможностях химии на службе ракетной техники, следует еще раз внимательно оценить все скрытые ресурсы этой великой науки.

Вот, например, один из таких ресурсов, привлекающий к себе в последнее время определенное внимание за рубежом. Речь идет об использовании источников химической энергии, лежащих вне самой ракеты. Понятно, что такое увеличение энергетических ресурсов ракеты могло бы расширить диапазон решаемых ею задач. Вместе с тем известно, что реактивные двигатели современных самолетов широко используют этот путь, заимствуя часть энергетических ресурсов из атмосферы, в которой совершают полет, в виде засасываемого из этой атмосферы окислителя — кислорода. Но ведь и взлетающая с Земли космическая ракета тоже вынуждена пересекать плотные слои атмосферы, преодолевая связанное с этим аэродинамическое сопротивление и расходуя на это часть своих энергетических ресурсов. Нельзя ли превратить атмосферу из врага в союзника взлетающей ракеты? Один путь достижения этой цели известен — в случае ракеты, совершаю-щей посадку, удается использовать аэродинамическое торможение с целью уменьшения затрат топлива на торможение с помощью ретроракет (тормозных двигателей) и, таким образом, уменьшить необходимую идеальную скорость космической ракеты. Как осуществить такое «сотрудничество» с атмосферой в случае взлетающей ракеты?

Ответ на этот вопрос очевиден. Такая возможность связана с установкой на первых ступенях ракеты воздушно-реактивных двигателей, например, турбореактивных и прямоточных. За рубежом разрабатывается ряд

*) Astronautics, I, 1963.

) Machine Design, 22. XII. 1966, стр.

проектов такого рода. В особенности пригодны для подоб-

ного использования прямоточные двигатели с так называемым сверхзвуковым сгоранием (в этих двигателях топливо сгорает в воздушном потоке, движущемся со сверхзвуковой скоростью, что позволяет резко уменьшить размеры и вес двигателя по сравнению с обычными^прямо-точными двигателями, внутри которых воздушный поток до сгорания затормаживается до дозвуковой скорости) и различные гиперзвуковые прямоточные двигатели. Правда, такие двигатели еще не доведены до эксплуатационной готовности, но за рубежом они подвергаются интенсивным исследованиям. Помимо выигрыша в величине удельного импульса, применение совершенных прямоточных двигателей может привести также к уменьшению веса ракеты, что в свою очередь, как указывалось выше, увеличивает достижимую характеристическую скорость. Особенно выгодно применение прямоточных двигателей на возвращаемых с целью повторного использования ступенях ракеты-носителя ).

По мнению некоторых исследователей, использование взлетных ступеней космических ракет с воздушно-реактивными двигателями приведет к увеличению эффективного удельного импульса топлива на этих ступенях за счет энергии атмосферного кислорода до 500 600 сек (ведь

для турбореактивного двигателя величина удельного импульса составляет примерно 3000 сек). Так как именно на этих ступенях находится обычно основная часть общего запаса топлива на ракете, то и среднее значение удельного импульса для всего топлива, запасенного на ракете, таким образом, также существенно возрастет. Это увеличение может составить 50—100 сек, т. е. максимально возможное эффективное значение удельного импульса всего топлива может достичь почти 600 сек. Большой эффект! По одному из подобных проектов в США предполагалось создать ступень тяжелой космической ракеты «Арктур», снабженную турбопрямоточными двигателями и весящую около 550 Т. Эта ступень будет разгонять ракету общим весом около 1650 Т до скорости 1200 м/сек, причем возможны, конечно, и значительно большие скорости. По расчетам, ракета сможет обеспечить плавную посадку на Луну груза весом 27 т. Разрабатываются проекты *)

*) Astronautics a. Aeronautics, П, 1967, стр. 65,

установки на подобных ступенях и ракетнопрямоточных двигателей, в которых обогащенные горючим продукты сгорания ракетного двигателя будут вытекать в прямоточный двигатель, где произойдет дожигание газов с использованием атмосферного кислорода. Для облегчения засасывания атмосферного воздуха в этот двигатель предполагается установить на ракете специальное устройство — эжектор, в котором используется подсасывающее действие высокоскоростной реактивной струи, вытекающей из ракетного двигателя. Подобные эжекторные на* садки на двигателях уже исследуются за рубежом ) и с ними связывают серьезные надежды. Подсасывание воздуха в реактивную струю может привести к увеличению удельного импульса даже при отсутствии сгорания за ракетным двигателем, только за счет увеличения тяги из-за роста массы газов в реактивной струе. Однако реализация этих идей связана с серьезными техническими трудностями. По некоторым проектам в качестве стартовых ступеней предполагается использовать существующие и создаваемые тяжелые реактивные самолеты; по другим проектам создаются специализированные летательные аппараты. По одному из сообщений фирма Тексако (США) предполагала создать воздушно-реактивные двигатели для космических ракет-носителей с тягой при взлете до 55 Г* 2).

Использование атмосферного кислорода мыслится некоторыми авторами и иначе. По их мнению, с помощью специального летательного аппарата с воздушно-реактивными двигателями, совершающего длительные полеты у границ плотной атмосферы, г. е. на высотах порядка 80— 110 км, можно осуществить конденсацию и накопление кислорода из атмосферы). Эта возможность связана с тем, что, как показывает расчет, мощность двигателей на таких высотах оказывается достаточной и для преодоления лобового сопротивления аппарата и для осуществления процесса сжижения кислорода (рис. 11). Считается, что после накопления кислорода в количестве, равном весу летательного аппарата, может быть осуществле

*) Spaceflight, XII, 1966, стр. 436; Raumfahrtforschung, 1966, №2, стр. 49.

) Missiles and Rockets, 8. IV. 1963.

) Journal of the British Interplanetary Society, 1964, t. 19, № 11, стр. 484; «Авиация и космонавтика», I, 1968? № 1T

на дальнейшая фаза космического полета с помощью жидкостного ракетного двигателя, работающего на жидком водороде. Может быть организована и передача жидкого кислорода другим космическим ракетам путем заправки в полете. Конечно, и этот метод мог бы дать несомненные

)

Рис. 11. В гиперзвуковом полете на большой высоте можно накапливать сжиженный воздух из атмосферы.

а) Искусственный спутник — аккумулятор жидкого воздуха заправляет космический корабль в полете на орбите на высоте порядка 100 — 110 км (рисунок по проекту «Профак») (Аего, № 4, 1960); б) схема устройства силовой установки со сжижением атмосферного воздуха (по проекту «Ласе») (Aviation Week, № 19,75, 1961). 1 — гиперзвуковой воз

духозаборник; 2 — установка для сжижения; а — бак с жидким водородом, б — насос, в — камера предварительного охлаждения, г — конденсатор; 3 — жидкий азот; 4 — сепаратор; 5 — жидкий воздух (обогащенный); 6 — камера сгорания.

выгоды, но здесь, как видно, имеется много задач, которые еще должны быть решены *)•

Может быть, еще более радикальным является другое предложение об использовании энергетических ресурсов земной атмосферы на службе ракетной техники. Не

0 Эти работы проводятся, в частности, в США по проектам «Профак» и «ЛАСЕ». Aviation Week, 31. X. 1960, 6. XI. 1961; Flight, 26. XII. 1963 и др.



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



Блондинка за углом смотреть фильм
Маленькая Вера смотреть фильм
Любовь и голуби смотреть фильм