МНОГОРАЗОВАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ

Многоразовая ракета-носитель относится к многоразовым беспилотным ракетно-космическим системам, предназначенным для решения задач по выведению на орбиты спутников и космических аппаратов различного назначения.
Известна многоразовая ракетно-космическая система в области пилотируемой космонавтики, ранее эксплуатировавшаяся в США в виде системы Спейс-Шаттл, или отечественная аналогичная система «Буран», орбитальный корабль которой выполнил полет в безлюдном автоматическом посадочном варианте, в отличие от Спейс-Шаттл, не имевшего системы безлюдной автоматической посадки.
Общий недостаток данных систем состоял в том, что у них ракета-носитель, со всеми ее составными частями, являлась одноразового использования и безвозвратно терялась, кроме последнего орбитального блока системы, который только один из всех элементов носителя возвращалась на землю для повторного использования по назначению. Это приводило к значительным материальным затратам.
Задачей данной полезной модели является разработка многоразовой ракета-носителя с возвращаемыми на землю всеми ее элементами, с последующим их использованием по назначению, путем повторной сборки ракеты-носителя из всех возвращенных на землю ее элементов, что приводит к снижению стоимости выведения космических аппаратов.
Данная задача решается тем, что многоразовая ракета-носитель космической системы состоящая, согласно данной полезной модели, из структурных ее элементов в виде носителя полутора ступенного состава и имеющейся, при необходимости, его третьей ступени, ускорителей и разгонного блока, позволяющая обеспечивать достижение технического эффекта, состоящего в выводе на орбиту космических объектов различного назначения, отличающаяся тем, что все элементы ракеты-носителя возвращаются на землю, носитель, ускорители и разгонный блок имеют однотипную конструкцию и систему автоматической посадки, снабжены боковыми топливными емкостями, имеющими наружную аэродинамическую поверхность типа крыльев, корпуса данных элементов системы снабжены посадочными шассийными устройствами, раскрывающиеся головные обтекатели каждого из составных элементов крепятся к корпусам без их сбрасывания.
Данная задача также решается тем, что корпус разгонного блока, представляющий собой бак под криогенные ракетные топлива, выполнен из трехслойного сотового углепластика, носовое шасси, располагающееся в переднем приборном отсеке, выполнено в двух стоечном исполнении с системой разворота колес по полету при их выпуске, основное шасси расположено в заднем двигательном отсеке, маршевый двигатель выполнен в двухкамерном исполнении с системой разворота камер вдоль оси блока после его отстыковки от носителя, топливные магистрали, подходящие к двигателю, содержат в своем составе упругие и телескопические элементы, панели боковых крыльевых баков, выполнены из углепластика трехслойной сотовой конструкции, лонжероны в корпусе бока, и в других структурных элементах ракеты-носителя, выполнены в виде стержневой пространственной системы, лонжероны в крыльевых баках выполнены в виде балок, подкрепленных стержнями, лонжероны в боковых крыльевых баках замыкаются носовой частью крыльевых баков.
Данная задача решается также тем, что углепластиковые стержни, пространственной стержневой системы корпуса каждого из элементов носителя перфорированы отверстиями, содержат углепластиковые законцовки, каждая из которых состоит из двух половин с усиливающими накладками, имеющими внутри законцовок вставки из жесткого пенопласта, балки лонжеронов в боковых крыльевых баках состоят из углепластиковых вставок в сотовых панелях крыльевых баков и диафрагм, крепящихся к ним, которые подкрепляются стержнями, имеющими аналогичную конструкцию со стержнями лонжеронов в корпусе элементов носителя, стенка бортовой нервюры бокового крыльевого бака выполнена двухслойной из углепластика, один слой из которых имеет, гофровые стойки, заполненные пенопластом, стенка бортовой нервюры крепится к торцам панелей крыльевых баков с помощью герметичного клеевого соединения.
Данная задача также решается тем, что крыльевой бак, каждого из элементов носителя, крепится к их корпусам с помощью односторонних стыковочных болтов анкерного типа, устанавливаемых в закладные фланцы из углепластика, располагающихся в трехслойных углепластиковых сотовых панелях крыльевых баков и закрывающихся теплозащитой лонжероны стержневой пространственной системы корпуса, крепятся к нему своими односторонними болтами, в качестве гаек для односторонних стыковочных болтов крыльевых баков и болтов крепления лонжеронов корпуса используются одни и теже вставки в оболочке корпуса, выполняемые из никелеевого сплава инвар, вставки между лонжеронами в корпусе для болтов крепления панелей бакового крыла выполняются из углепластика, стенка бортовой нервюры выполнена косоугольной формы в плане, образующей собой плоскость стыка баков с фюзеляжем.
Данная задача также решается, тем что носовая часть крыльевых баков выполнена из высоко термостойкого эрозионно-устойчивого материала, крепится клееболтовым соединением к сотовым панелям крыльевых баков с использованием односторонних анкерных винтов, ввинчиваемых в углеплстиоковые торцевые законцовки трехслойных панелей, носовая часть совместно с ограничительной стенкой и с прикрепленными к ней диафрагмами, выполненными из никилиевого сплава инвар, заполнена термостойким вспенивающимся материалом на основе кремния, у которых внутренняя обшивка верхних и нижних панелей выполняется зацело по их периметру, образовывая тем самым закрытый объем крыльевого бака, хвостовая законцовка бокового крыльевого бака, выполнена из углепластика и крепится клееболтовым соединением к сотовым панелям крыльевых баков с использованьем односторонних анкерных винтов, ввинчиваемых в углепластиковые хвостовые торцевые законцовки трехслойных панелей.
Данная задача также решается тем, что углепластиковый расходный топливный фланец располагается в хвостовой части боковых крыльевых баков выполняемый совместно с углепластиковой диафрагмой, устанавливается на клеевом соединении в хвостовой части бокового крыльевого бака и также на клеевом соединении крепится к стенки корневой нервюры, расходный топливный фланец, выходящий из хвостовой части бокового крыльевого бака, закрывается съемной хвостовой законцовкой, крепящейся на болтовом соединении к корпусу носители в его сухом отсеке, и крепится к хвостовой части крыльевых баков с использованием в качестве гаек углеплстиоковые хвостовые торцевые законцовки трехслойных панелей.
Данная задача также решается тем, что дренажная магистраль боковых крыльевых баков имеет углепластиковый фланец, выходящий в приборный отсек над днищем бака и прижимается резьбовым фланцем к трехслойной оболочке корпуса, в которой зазор между фланцем и отверстием в корпусе заполняется и герметизируется с помощью полимерного материала, носовая часть крыльевого бака крепится к корпусу в этой же зоне с помощью штыря, установленного на клеевом соединении на бортовой нервюре крыльевого бака и прижимается резьбовым фланцем к трехслойной оболочке корпуса,.
Данная задача также решается тем, что в первой, или второй его ступени носителя, носовое колесо одностоечного шасси установлено в не сбрасываемом носовом обтекателе, который имеет по бокам двигательные выемки, основное выпускаемое шасси располагается в хвостовом двигательном отсеке.
Принципиальная конструктивная схема однотипного выполнения корпусов ступеней носителя совместно с боковыми крыльевыми баками, ускорителей и разгонного блока поясняется далее на примере разгонного блока с помощью рисунков на Фиг.1-22. Схема использования в составе УМБ РКС заявляемой ракеты-носителя и ее элементов приводится на фиг 23.
На Фиг.1 представлены структурный состав ракеты-носителя.
На Фиг.2 представлена боковая проекция структурного состава ракеты-носителя
На Фиг.3 показано поперечное сечение по корпусу первой ступени ракеты-носителя и ускорителей
На Фиг.4 представлен основной вид конструктивной схемы разгонного блока
На Фиг.5 представлена боковая проекция конструктивной схемы разгонного блока.
На Фиг.6 изображено взаимное расположение основного шасси, а также основных и рулевых двигателей, находящихся в заднем отсеке разгонного блока.
На Фиг.7 показана боковая проекция разгонного блока, находящаяся на земле с выпущенным шассийными посадочным устройством
На Фиг.8 приведена конструктивная схема лонжеронов корпусов и крыльевых баков
На Фиг.9 изображено взаимное расположение переднего шасси и блоков системы управления, находящихся в переднем отсеке разгонного блока.
На Фиг.10 представлена конструкция элементов корпуса и крыльевых баков совместно с узлом стыковки боковых крыльевых баков с корпусом каждого из элементов носителя
На Фиг.11 показано поперечное сечение законцовок стержневых элементов лонжеронов.
На Фиг.12 показано сечение состава стенки корневой нервюры у бокового крыльевого бака.
На Фиг.13 показано поперечное сечение лонжеронной диафрагмы крыльевого бака
На Фиг.14 представлена конструкция хвостовой законцовки бокового крыльевого бака.
На Фиг.15 представлена носовая часть бокового крыльевого бака.
На Фиг.16 представлена конструкция расходного фланца топливного тракта, выходящего из хвостовой части бокового крыльевого бака.
На Фиг.17 изображено поперечное сечение расходного фланца топливного тракта, выходящего из хвостовой части бокового крыльевого бака.
На Фиг 18 представлено изображение крепления носовой части бокового крыльевого бака к корпуса совместно с его дренажным фланцем.
На Фиг.19 представлено поперечное сечение носовой части крыльевого бака в месте ее крепления к корпусу.
На Фиг.20 представлена конструктивная схема первой и второй степени носителя, или его третьей ступени при ее наличии в составе носителя.
На Фиг.21 представлена схема расположения выемок в носовых обтекателях и крепления приборного отсека, находящегося в них.
На Фиг.22 изображено поперечное сечение нижнего отсека носителя с расположением в нем маршевого и рулевых двигателей совместно с основными шасси.
На Фиг 23 показана схема использования ракеты носителя и ее элементов в составе УМБ РКС
Техническое содержание рисунков, представленных на Фиг.1-23 приводится ниже.
На Фиг.1 представлен структурный состав ракеты-носителя состоящий из носителя 1, ускорителей 2, второй ступени 3, разгонного блока 4 с не сбрасываемым обтекателем 5 и выводимого космического аппарата 6.
На Фиг.2 представлена схема боковой проекции ракеты-носителя, состоящий из носителя 1, ускорителей 2, второй ступени 3 разгонного блока 4 с не сбрасываемым обтекателем 5 и выводимого космического аппарата 6.
На Фиг.3 показано поперечное сечение по корпусу первой ступени ракеты-носителя и ускорителей, где показаны цилиндрические топливные баки 7 и крыльевые топливные баки 8.
На Фиг.4 представлен основной вид конструктивной схемы корпуса разгонного блока, представляющего собой бак под криогенные ракетные топлива, выполненный из трехслойного сотового углепластика (например, согласно авторскому свидетельству на изобретения №46061 от 17.10.1967 г. автор Е.С. Кулага и др.), и включающий головной обтекатель 9 с раскрывающимися створками, носовое шасси 10, располагатся в переднем приборном отсеке, выполненное в двух стоечном исполнении с системой разворота колес по полету при их выпуске, основное шасси 11, располагающееся в заднем двигательном отсеке, маршевый двигатель 12, выполненный в двухкамерном исполнении, систему разворота камер вдоль оси блока после его отстыковки от носителя совместно с системой автоматической посадки 13, топливные магистрали, подходящие к двигателю, содержат в своем составе упругие и телескопические элементы,
На Фиг.5 представлена боковая проекция конструктивной схемы разгонного блока с изображением выхлопных сопел маршевого двигателя 12 в отклоненном стартовом их положении, располагающихся в углублениях 14 носового обтекателя носителя или его второй ступени.
На Фиг.6 изображено взаимное расположение основного шасси 11, сопел маршевого двигателя 12, повернутыми в рабочее состояние с целью обеспечения сохранения опорных ферм 17 крепления разгонного блока от воздействия выхлопных струй маршевого двигателя., рулевых двигателей 15, находящихся в заднем отсеке разгонного блока, а также пунктиром изображены сопла 16 маршевого двигателя 12 до выведения его в рабочее состояние.
На Фиг.7 показана боковая проекция разгонного блока, находящаяся на земле с выпущенным шассийным посадочным устройством 10 и 11, на которой схематически показан возможный аэродинамический контур бокового крыльевого бака 8, продольный коммуникационный гаргрот 19, идущий вдоль корпуса, и ферма 17 крепления грузового блока к носителю, располагающейся на заднем отсеке 18.
На Фиг.8 приведена конструктивная схема лонжеронов в корпусе носителя, а также в других структурных элементах носителя, выполненных в виде стержневой пространственной системы 20, панели 21 боковых крыльевых баков выполнены из углепластика трехслойной сотовой конструкции, лонжероны в них выполнены в виде балок 22, подкрепленных стержнями 23, имеющими аналогичную конструкцию со стержнями лонжеронов в корпусе носителя, лонжероны в боковых крыльевых баках замыкаются носовой частью крыльевых баков 24.
На Фиг.9 изображено взаимное расположение переднего шасси 10 и блоков системы управления 25, находящихся в переднем отсеке разгонного блока.
На Фиг.10 представлена конструкция элементов корпуса и крыльевых баков совместно с узлом стыковки боковых крыльевых баков с корпусом каждого из элементов УМБ РК, в которой лонжероны в корпусе носителя, и в других структурных элементах УМБ РКС, выполнены в виде стержневой пространственной системы, состоящей из углепластиковых стержней 26, перфорированных отверстиями 27, содержат углепластиковые законцовки, каждая из которых состоит из двух половин 28 с усиливающими накладками 29, имеющими внутри законцовок вставки 30 из жесткого пенопласта, балки лонжеронов 22 в боковых крыльевых баках состоят из углепластиковых вставок 33 в сотовых панелях крыльевых баков и, крепящихся к ним диафрагм 34, которые подкрепляются стержнями 23, с законцовками 35, имеющими аналогичную конструкцию со стержнями лонжеронов в корпусе носителя, стенка бортовой нервюры 36 бокового крыльевого бака выполнена двухслойной из углепластика, один слой из которых имеет, гофровые стойки 37, заполненные пенопластом, стенка бортовой нервюры крепится к торцам панелей крыльевых баков с помощью герметичного клеевого соединения, крыльевой бак крепятся к корпусу носителя с помощью односторонних стыковочных болтов анкерного типа 38, устанавливаемых в закладные фланцы из углепластика 39, (например согдасно патенту на изобретение №2399018 от 18 марта 2009 г автор Е.С. Кулага и др.), располагающихся в трехслойных углепластиковых сотовых панелях 40 крыльевых баков и закрывающихся теплозащитой 41, лонжероны стержневой пространственной системы корпуса, крепятся к нему своими односторонними болтами 42, в качестве гаек для односторонних стыковочных болтов 38 крыльевых баков и болтов 42 крепления лонжеронов корпуса используются одни и те же вставки 43 в оболочке корпуса, выполняемые из никелеевого сплава инвар, вставки между лонжеронами в корпусе для болтов крепления панелей бакового крыла 39 выполняются из углепластика, стенка бортовой нервюры 36 выполнена косоугольной формы в плане, образующей собой плоскость стыка баков с фюзеляжем.
На Фиг.11 показано поперечное сечение законцовок стержневых элементов лонжеронов состоящих из двух половин 28 с усиливающими под смятие накладками 29.
На Фиг.12 показано сечение стенки корневой нервюры 36 бокового крыльевого бака, состоящая из наружного слоя и внутреннего слоя, имеющего гофровые стойки 37, заполненные пенопластом.
На Фиг.13 показано поперечное сечение лонжеронной балки 22. состоящей из углепластиковой вставки 33 в сотах и диафрагмы 34
На Фиг.14 представлена носовая часть 24 крыльевого бака выполненная из высоко термостойкого эрозионно-устойчивого материала (например силицированного графита согласно патенту на изобретение №46061 от 17.19.67 г, автор Е.С. Кулага и др.), крепящаяся клееболтовым соединением к сотовым панелям крыльевых баков через термоизолирующую асбестовую прокладку 44 с использованием односторонних анкерных винтов 45, ввинчиваемых в углеплстиковые торцевые законцовки трехслойных панелей 46, носовая часть совместно с ограничительной стенкой 47, и с прикрепленными к ней диафрагмами 48, выполненными из никелевого сплава инвар, заполнена термостойким вспенивающимся материалом на основе кремния, у которых внутренняя обшивка 49 верхних и нижних панелей выполняется зацело по их периметру, образовывая тем самым закрытый объем крыльевого бака.
На Фиг.15 представлена хвостовая законцовка 50 бокового крыльевого бака, выполненная из углепластика и крепящаяся клееболтовым соединением к сотовым панелям крыльевых баков с использованием укороченных односторонних анкерных винтов 51, ввинчиваемых в углеплстиоковые хвостовые законцовки трехслойных панелей 52.
На Фиг.16 представлена конструкция углепластикового расходного топливного фланца 53 (например согласно патенту на изобретение №2399824 от 18 марта 2009 г., автор Е.С. Кулага и др.) располагагающегося в хвостовой части бокового крыльевого бака и выходящего в двигательный отсек под нижним днищем бака 54, топливный фланец, выполняемый совместно с углепластиковой диафрагмой 55, устанавливается на клеевом соединении 56 в хвостовой части бокового крыльевого бака и также на клеевом соединении крепится к стенки 36 корневой нервюры, расходный топливный фланец 53, выходящий из хвостовой части бокового крыльевого бака, закрывается съемной хвостовой законцовкой 57,
На Фиг.17 представлено сечение съемной хвостовой законцовки 57, которая крепится на болтовом соединении 58 к корпусу носители в его двигательном отсеке, и крепится к хвостовой части крыльевых баков с использованием в качестве гаек углеплстиоковые хвостовые торцевые законцовки 52 трехслойных панелей крыльевых баков.
На Фиг.18 представлена дренажная магистраль боковых крыльевых баков 59, имеющая углепластиковый фланец 60, выходящий в приборный отсек над верхним днищем бака 61 и прижимается резьбовым топливным фланцем 62 к трехслойной оболочке корпуса 63, в которой зазор между фланцем и отверстием в корпусе заполняется и герметизируется с помощью полимерного материала 64, носовая часть крыльевого бака 44 крепится к корпусу в этой же зоне с помощью штыря 65, установленного на клеевом соединении в носовой части и прижимается глухим резьбовым фланцем 66 к трехслойной оболочке корпуса совместно со стенкой 36 бортовой нервюрой крыльевого бака.
На Фиг.19 представлено сечение по штырю 65 крепления носовой части 44 к корпусу 63
На Фиг.20 представлена конструктивная схема носителя, его второй ступени или третьей ступени при ее наличии в составе носителя, в которых носовое колесо одностоечного шасси 67 установлено в не сбрасываемом носовом обтекателе 5, имеющем по бокам двигательные выемки 69, основное выпускаемое шасси 70 располагается в хвостовом двигательного отсека 71, в котором располагается маршевый 72 и рулевые двигатели 73
На Фиг.21 представлена схема расположения двигательных выемок 69 в носовых обтекателях 4 и крепления приборного отсека 74,
На Фиг.22 изображено поперечное сечение нижнего отсека носителя 71 с расположением в нем маршевого 72 и рулевых 73 двигателей совместно с основными шасси 70.
На Фиг 23 показана схема использования ракеты носителя и ее элементов в составе УМБ РКС, на которой цифрами 1, 2, 3, 4, 5 показаны составные элементы ракета-носителя, буквами А, Б, В, Г Д указаны точки завершения их операционного функционирования и отделения, с направлением движения их на посадку.
Многоразовая ракета-носитель с возвращаемыми ее элементами на землю, с последующим их повторным использованием в собранном состоянии в виде ракеты-носителя, представляет собой определенную техническую систему, поскольку техническая система является совокупностью отдельных элементов, каждый из которых выполняет определенные операции в данной систе, функционально связаны между собой при достижении общей цели, и вся система функционирует многократно.
Многоразовая ракета-носитель придает универсальность и многоразовость ракетно-космической системе (УМБ РКС) в силу того, что сама заявляемая ракета-носитель является многоразовой, не ограничивается в своих параметрах и может относиться к носителям легкого, среднего и тяжелого класса..
Процесс функционирования универсальной многоразовой ракетно-космической системы (УМБ РКС) с использованием многоразовой ракеты-носителя, показанный на Фиг 23, начинается с функционирования ракеты-носителя 1, от которого в точке «А», отделяются ускорители 2, опускающиеся по аэродинамической схеме. Разгонный блок 3 отделяется в точке «Б» от носителя 1 и опускается на аэродинамическом качестве. Разгонный блок 3 в точке «В» раскрывает головной обтекатель 4, не сбрасывая его, выводит космический аппарат 5 на нужную точку 6, в точке «Г», закрывает головной обтекатель 4 и с точки «Д» возвращается на Землю на аэродинамическом качестве.
Двигатели всех элементов УМБ РКС используются как при выведении, так и при их посадке путем периодического их выключения и включения, как это, например, делается на разгонном блоке «Бриз-М», у которого двигатели включаются и выключаются до пяти раз в процессе вывода космических аппаратов на их орбиты.
После сборки ракеты-носителя из возвращенных ее элементов система повторно начинает функционировать с запуска вновь собранной ракеты-носителя.
Заявляемая многоразовая ракета-носитель может оказаться менее энергетически эффектной по сравнению с ракетой одноразового омпользования при сопоставлении единичных их пусков. По мере роста количества пусков многоразовой ракеты, ее экономическая эффективность будет возрастать и при определенных количествах пусков она полностью окупит произведенные затраты на ее изготовление.
Использование углепластиков в корпусах ее структурных составляющих, позволит существенно снизить массу элементов ракеты-носителя и, тем самым, позволит повысить ее энергетическую эффективность и уменьшить средства, затрачиваемые на выведение полезных объектов на орбиты.
Техническая реализуемость создания заявляемой ракеты-носителя обеспечивается современным уровнем развития беспилотной авиационной техники, а также ракетно-космической техники, позволившей создать в США для эксплуатирующейся ракеты Спрайт криогенные баки из углепластика, со снижением их массы на 35% по сравнению с металлическими баками. (Из интернета: Ракета-носитель Sprite. Подробности. Категория: Космос. … Для выведения КА трехступенчатая ракета длиной 6,7 м и диаметром 1,27 м. при стартовой массе 4,53 тx-proton.ru>8-space/8-raketa-nositel-sprite.html)
В отечественной практике изготовление изделий их трехслойных оболочек из углепластика и стеклопластика освоены в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева. и НПО «Прогресс» при изготовлении головных обтекателей для ракет-носителей различного класса.
В ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в 2006 г. проведены экспериментально-конструкторские работы на образцах и двух технологических бачках диаметром 380 мм, выполнявшиеся под руководством заявителя, по теме «Лейнер»-«Разработка техпроцесса изготовления баков из углепластика с полимерным лейнером для ракет и разгонных блоков», записанной в Федеральной космической программе до 2015 года.
По этой теме разработано восемь техпроцессов изготовления баков и их элементов из углепластика на, два из которых, получены патенты на изобретения. Остальные шесть техпроцессов Экспертный совет КБ «Салют» ГКНПЦ им. М.В. Хруничева не счел возможным выставлять на патентование, посчитав их как «ноу-хау» предприятия.
По проницаемости углеплатика с полимерным лейнером по этой теме, выполнявшейся при вакуумном формовании в силу отсутствия автоклава, получены перспективные результаты, которые приведены в Выпуске №5 научно-технических трудов КБ «Салют» ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, (Размещен в интернете на http://eskulaga.narod.ru vupusk5.htm: «Научно-технические разработки КБ «Салют». …)
Создание корпусов крыльев и фюзеляжа, используемых в качестве топливных баков, было реализовано еще в 50-х годах в ОКБ-23 генерального конструктора В.М. Мясищева. при создании до войны бомбардировщика шифра 102 и послевоенного сверхзвукового стратегического ракетоносца М-50. У этих самолетов отсеки крыльев и фюзеляжа использовались в качестве топливных баков клепанной конструкции, изготовленных их листов алюминиевых споавов с применением внутри шовной герметизации с помощью герметика Виксинт. После завершения внутри баковых монтажных операций, они промывались и затем дополнительно герметизировались путем заливки в них жидкого герметика ГН-150. Баки с герметиком проворачивались, после чего герметик сливался, а оставшаяся пленка на его стенках сомополимеризовалась, и тем самым создавала дополнительную герметизацию. Эта технология может использоваться и при создании структурных элементов заявляемой многоразовой ракеты-носителя.
Представленная в данной полезной модели носовая часть бокового крыльевого бака, защищенная авторским патентом на изобретение, во многом помогла при разработке отечественной ракетно-космической многоразовой системы «Буран», что было отмечено редакцией журнала «Техника воздушного флота» и внесено ею в начало статьи автора, помещенной в номере 5 этого журнала за 1997 год. (ТВФ №5 1997 г. стр.59)
Можно ожидать, что многоразовое использование ракеты-носителя в беспилотной космической технике, взамен одноразового ее использования, будет в дальнейшем, является генеральным направлением развития космонавтики, поскольку на такой путь уже перешла и авиация.