Главная страница >  Хронология 

3.3. ОСОБЕННОСТИ РАЗВИТИЯ МЕТОДОВ ОХЛАЖДЕНИЯ ЖРД В США

3. ОСОБЕННОСТИ РАЗВИТИЯ МЕТОДОВ ОХЛАЖДЕНИЯ ЖРД В США

Глава III. РАЗВИТИЕ РАБОТ ПО ОХЛАЖДЕНИЮ ЖРД В ПЕРИОД СЕРЕДИНА 40-Х — НАЧАЛО 60-Х ГГ.

Понять мотивы такого решения правительства и военного командования США нетрудно. Ознакомительные работы наглядно наказали, что разработка такой ракеты, как «Атлас», сложна и вызывает необходимость предварительного создания небольших ракет, которые были, как уже отмечалось, не нужны американским военным. Кроме того, в то время специалистам вообще было непонятно, можно ли создать такую ракету, которая была бы в состоянии при массе полезной нагрузки в 5 т (масса первых атомных бомб) обеспечить дальность полета 8—10 тыс. км при удовлетворительной точности попадания в цель. Научно-технический анализ этого вопроса мог показать, что на пути увеличения тяги ЖРД лежат ограничения, надежность даже такой сравнительно простой ракеты, как ФАУ-2, невелика, а точность попадания в цель — явно неудовлетворительна. В этих условиях более благоприятным казался вариант создания межконтинентальных самолетов-снарядов, так как в этом случае можно было надеяться на уменьшение количества научно-технических проблем, подлежащих решению (по сравнению с проблемами создания МБР), за счет использования достижений авиации.

Считая, что достигнуть мирового господства можно лишь с помощью новых видов оружия, руководители США приняли решение провести ознакомительные работы по созданию межконтинентальных баллистических ракет. В 1946—1947 гг. на фирме «Конвэр» в рамках программы создания такой МБР, получившей название «Атлас», была создана первая американская баллистическая ракета МХ-77 Она имела четырехкамерный ЖРД фирмы «Риэкшн Моторс» с тягой 3,6 тс (35,4 кН), ее длина составляла 10,4 м, диаметр 0,76 м [6, с. 8]. После трех ее запусков в 1948 г. дальнейшие работы по созданию «Атласа» были в США прекращены и специалисты сосредоточили свои усилия на разработке управляемых самолетов-снарядов.

Работы по указанным снарядам начались в США в 1946–1947 гг. и проводились широким фронтом. Кроме снарядов со средней дальностью попета («Регюлис», «Матадор»), разрабатывались сразу два варианта межконтинентальных снарядов. Первый вариант, дозвуковой, имел название «Снарк» и создавался с целью получения стратегического оружия в кратчайшие сроки. Второй вариант, сверхзвуковой, известный под названием «Навахо», был перспективным и разрабатывался с целью получения в более или менее отдаленном будущем самолета-снаряда, практически неуязвимого для существовавших средств ПВО. Снаряд «Навахо» должен был иметь дальность полета 8000 км со скоростью М = 2 –  В соответствии с проектом он должен был состоять из собственно снаряда с планером, примерно таким же, как у обычного бомбардировщика, и стартовой ракеты с однокамерным ЖРД. Запуск самолета-снаряда производился вертикально с помощью этой ракеты на высоту 30 км, где он отцеплялся от нее и совершал самостоятельный полет до цели с помощью ТРД — на первом варианте или с помощью прямоточного реактивного двигателя — .

Именно по такому пути, т.е. по пути создания управляемых самолетов-снарядов, и пошли американские специалисты в решении проблемы беспилотной доставки к месту цели атомных боевых зарядов.

Первый двигатель для этого снаряда был модификацией ЖРД ракеты А- Изменения коснулись в основном формы камеры сгорания, которая стала цилиндрической, конструкции форсуночной головки, которая имела одну форкамеру вместо 18 шт., предусмотренных на А- Кроме того, американским специалистам удалось улучшить характеристики турбонасосного агрегата и усовершенствовать систему охлаждения. В настоящее время подробности этих улучшений неизвестны, поэтому можно лишь предполагать, что в части системы охлаждения были, по-видимому, сняты дополнительные пояса завесы и внутреннее охлаждение осуществлялось 75%-ным водным раствором спирта, избыток которого создавался в пристеночном слое головкой двигателя.

Для стартовой ракеты проекта «Навахо» и создавались в первое послевоенное десятилетие самые мощные в США двигатели, причем в окончательном варианте на ней должен был устанавливаться однокамерный ЖРД с тягой 180 тс (1770 кН) [210, с. 901–902].

С созданием этого двигателя возможности несвязанных камер оказались, по существу, исчерпанными и американские специалисты начали поиск путей преодоления возникших ограничений на пути форсирования тяги.

Турбонасосный агрегат, как и на А-4, работал от продуктов разложения перекиси водорода. Двигатель развивал тягу на Земле, равную 34 тс (334 кН) при давлении в камере 22,5 кгс/см2 (2,3 МПа) [25]. Этот ЖРД был в основном готов в 1950 г. и с 1952 г. проходил летные испытания на самолете-снаряде «Навахо-I» [210, с. 901–902].

Трубчатая конструкция, учитывающая все указанные позитивные факторы, была запатентована в США в 1950 г. [214].

Из работ Е. Зенгера им было известно о возможностях трубчатых камер выдерживать высокие давления при достаточно малой толщине трубок, обеспечивающей хорошие условия теплопередачи. Однако большие камеры, изготовленные намоткой одной-двух трубок, имели бы слишком большие гидравлические потери и, следовательно, были непригодны для практического использования. Предельным случаем увеличения числа заходов охлаждающего тракта (которое закономерно должно было иметь место при увеличении расхода топлива) могли быть камеры с продольным расположением трубок — идея, высказанная Зенгером в одном из его патентов. Но такие камеры при определенном давлении могли потерять устойчивость. Выход из этого положения состоял в стягивании камер наружными бандажами той или иной конструкции, воспринимающими давление продуктов сгорания. В связи со сложной геометрией камеры и сопла поперечное сечение у трубок должно было быть переменным по их длине.

Двигатели для самолета-снаряда «Навахо» сыграли большую роль в развитии ракетной техники США, отношение к которой в первой половине 50-х гг. по ряду причин несколько изменилось. В 1951 г. в этой стране были отпущены ассигнования на разработку баллистических ракет среднего и дальнего радиуса действия, что позволило начать работы по созданию оперативно-тактической ракеты «Редстоун», ракеты с дальностью полета 800 км, предназначавшейся для армии США, и межконтинентальной баллистической ракеты МХ-1593, позже названной «Атлас» [27, с. 96].

В 1953 г. был создан первый в США двигатель трубчатой конструкции, предназначавшийся для самолета-снаряда «Навахо-II». Двигатель имел тягу 54,5 тс (535 кН), давление в камере было таким же, как и на предыдущем ЖРД. Впервые также был предусмотрен газогенератор, работавший на основном топливе, подававшемся в него из распределительных трубопроводов за турбонасосным агрегатом. Этот двигатель не проходил летных испытаний в составе самолета-снаряда, но в следующем году был создан улучшенный его вариант для снаряда «Навахо-III». Этот ЖРД имел тягу 61,3 тс (610 кН) при давлении в камере 35 кгс/см2 (3,58 МПа), удельный импульс 264 с (2600 м/с) и работал уже на керосине и жидком кислороде. Мощность его трубонасосного агрегата возросла по сравнению с ЖРД для «Навахо-1» почти в 3 раза [228, с. 89–96].

В 1954 г. началась непосредственная разработка МБР «Атлас» [210, с. 903], на которой также нашли применение двигатели, предназначавшиеся для самолетов-снарядов «Навахо». Первоначально «Атлас» представляла собой одноступенчатую ракету пакетной схемы. Один маршевый ЖРД располагался по ее оси, а два ускорителя были установлены в боковых гондолах. В качестве маршевого двигателя использовался модифицированный ЖРД «Навахо-III», ускорителями служили также модифицированные двигатели «Навахо-II», переведенные на углеводородное топливо IP-4 и жидкий кислород [210] . Первый запуск опытного образца ракеты состоялся 11.VII.1957 г.

Однако заказ на ракету с дальностью полета 800 км вскоре был аннулирован в связи с тем, что Министерство обороны США считало излишним вооружать ею армию, а работы по созданию «Атласа» в то время не вышли в область реально осуществимых проектов. Была создана только ракета «Редстоун», которая с 1952 г. находилась в производстве, а в 1953 г. проходила летные испытания [210, с. 903]. Она была разработана немецкими специалистами под руководством В. фон Брауна и отличалась от А-4 в основном тем, что имела большую массу полезной нагрузки, составлявшую около 5 т, что позволяло, следовательно, оснастить ракету атомным боевым зарядом [46, с. 265]. Ее стартовая масса составляла 18 т, дальность полета достигала 320 км [46, с. 265; 6, с. 10]. Улучшение характеристик ракеты было в основном обусловлено применением на ней более мощного, чем у А-4, двигателя, в качестве которого использовался ЖРД, предназначавшийся для самолета-снаряда «Навахо-1». Позже ракета «Редстоун» была переименована в , двигатель которой работал не на этиловом спирте, а на разработанном в 1957 г. , что увеличило удельный импульс этого ЖРД на 12%.

Кроме этих двигателей, в 1956 г. была построена и испытана камера сгорания с тягой 135 тс (1320 кН), а в конце 1958 г. прошел испытания ЖРД Е-1 с тягой 180 тс (1770 кН), работавший на четырехокиси азота и несимметричном диметилгидразине [25, с. 19]. Однако этот двигатель не нашел практического применения в связи с отсутствием заказчика — работы по самолету-снаряду «Навахо», для которого ЖРД Е-1, по-видимому, предназначался, были прекращены, а для ракетной техники на повестке дня стояла задача создания более экономичных двигателей.

Разработка двигателей для ракет «Титан», «Тор», и «Юпитер» (S-3), начавшаяся позже разработки ЖРД для ракеты «Атлас», проводилась с большой преемственностью опыта, полученного при создании маршевого двигателя LR-89 этой ракеты. К концу 50-х гг. в процессе работ над этим семейством двигателей специалистам США удалось увеличить тягу до 75 тс (735 кН) (на ЖРД «Атласа») и повысить давление в камере до 40 кгс/см2 (4,1 МПа) (на ЖРД для «Тора»), применяя при этом новый тип керосина RP-1.

Такое, или примерно такое охлаждение имели все указанные выше ЖРД.

Все большие двигатели, предназначавшиеся для баллистических ракет среднего и дальнего радиуса действия, а также для ракет-носителей, имели регенеративное охлаждение. Например, на ЖРД AJ-10–101, использовавшемся на второй ступени ракеты-носителя «Авангард», камера была изготовлена из трубок и обтягивалась сверху проволокой. Один из компонентов топлива протекал по трубкам от среза сопла к головке и охлаждал тем самым стенки камеры. Форсунки на головке были расположены по концентрическим окружностям так, что во внешнем ряду были установлены форсунки горючего, создававшие его избыток в пристеночном слое [211].

Интересно, что в начале 60-х гг. на ЖРД Р-4 (П-4) фирмы «Рокетдайн», предназначавшемся для сверхзвуковой мишени «БИЧ» ХРД-12, было использовано охлаждение двумя компонентами топлива, подобно тому, как это делалось в первой половине 40-х гг. в СССР. Двигатель Р-4 имел две камеры: стартовую, с тягой 300–310 кгс (2950–3040 Н) и маршевую, с тягой 39–59 кгс (383–580 Н). Маршевая камера была изготовлена методом взрывной формовки и имела керамическое покрытие, критическое сечение сопла было целиком изготовлено из керамики, сопло — из сплава хастеллой. Критическое сечение сопла охлаждалось горючим «хидайн», а камера сгорания — окислителем — КДАК (красная дымящая азотная кислота) [208].

Во второй половине 50-х гг. появилось семейство самолетных ЖРД AR-1, AR-2, AR-2–1, AR-2–2, работавших на 90% перекиси водорода и углеводородном горючем [96, с. 410], охлаждение которых было также регенеративное окислителем. Камеры этих ЖРД были несвязанной конструкции.

В 1960 г. в США был создан двигатель LR-99-RM-1 для экспериментального самолета Х-1 На этом ЖРД вновь нашли применение огнеупорные материалы — камера сгорания была изготовлена из трубок и изнутри была облицована двуокисью циркония. Двигатель работал на жидком кислороде и безводном аммиаке, который использовался в качестве хладагента [147, 195]. На рассматриваемом этапе проводились работы по ЖРД и в других капиталистических странах, но они находились на более низком уровне, чем в США, и с точки зрения решения проблемы охлаждения не содержали ничего нового. Исключение составлял лишь самолетный ЖРД «Скример» английской фирмы «Армстронг—Сидли», который имел необычную систему охлаждения. Этот двигатель работал на керосине и жидком кислороде и охлаждался водой, которая проходила по охлаждающему тракту, затем впрыскивалась в камеру, создавая на стенке пленку для защиты от тепла и [105, с. 160].

Успехи в разработке огнеупорных материалов привели к попыткам их использования на небольших штатных двигателях, предназначавшихся, как правило, для тактических снарядов. Так, например, в 1953г. на снаряде «Ника» был установлен двигатель фирмы «Белл» с камерой, имевшей керамическую облицовку карбидом кремния, связанным с нитридом кремния [210, с. 896]. Однако этот способ теплозащиты ЖРД не нашел в то время широкого распространения, так как двигатели с относительно небольшой продолжительностью работы в основном были заменены РДТТ.

В начале 60-х гг. было создано электронное устройство для управления процессом электродуговой сварки, повышавшее надежность сложных сварных конструкций; была изготовлена установка для получения сильных импульсных полей, использовавшаяся для доводки и правки сварных швов; нашли применение специальные лазерные аппараты для сверления, точных измерений и обработки изделий [276].

Совершенствование ракетных двигателей в. США сопровождалось улучшением технологии их производства. Так, например, с появлением трубчатых конструкций была разработана технология создания камер, в соответствии с которой трубки формовались под давлением до необходимой конфигурации поперечного сечения, затем устанавливались «в оправку, обжимались с целью получения между ними зазора размером не более 0,076 мм и, наконец, паялись с использованием серебряного припоя. К концу 50-х гг. был разработан новый технологический процесс автоматической пайки трубчатых камер (в среде инертного газа) в специальных печах, что сократило сроки указанной операции с 365 до 6 ч [154]. Изготовление многих других агрегатов ЖРД, таких, как форсуночные головки, ТНА и ГГ, требовавшее высокой точности, осуществлялось с помощью станков с программным управлением, использование которых для операций сверления, фрезерования и др. снижало стоимость на 25% по сравнению с обычными методами [96, с. 18].

Следует отметить, что в первые послевоенные годы в США были проведены ознакомительные работы по созданию ракеты-носителя, предназначенной для запуска искусственного спутника Земли.

Улучшение технологии повышало производительность труда, уменьшало относительную стоимость, позволяло внедрять все более сложные и прогрессивные решения и способствовало повышению надежности работы ЖРД.

В июле 1946 г. между этими же организациями был заключен контракт на разработку двигателя тягой 454 кгс (4,45 кН), работающего на водороде и кислороде в течение 3 мин при удельном импульсе 300 с (2940 км/с), и проекта двигателя с тягой 181 тс (1780 кН), предназначавшегося для ракеты-носителя PTV-N-3, разрабатывавшейся на фирме «Глен Л. Мартин компани».

Как показано в работе [221], еще в конце 1944 г. по заказу главного авиационно-технического управления ВМС США на фирме «Аэроджет» началось теоретическое изучение характеристик водородно-кислородного топлива. 15.Х.1945 г. на Азусском испытательном полигоне было проведено первое огневое испытание водородно-кислородного ЖРД, во время которого двигатель полностью сгорел через 15с работы. В ходе второго испытания охлаждаемый водой двигатель развил тягу порядка 45 кгс (442 Н) при давлении в камере 20 кгс/см2 (2,04 МПа). В марте 1946 г. время его работы уже достигало 60 с.

Следует отметить, что интерес к транспирационному охлаждению был вызван не только тем, что с теоретической точки зрения с его помощью можно было в перспективе преодолеть наметившееся ограничение в форсировании тяги ЖРД, но также еще и тем, что в послевоенные годы благодаря успехам порошковой металлургии появилась возможность применять металлические пористые материалы, вместо использовавшихся Годдардом керамических.

26.VI.1947 г. двигатель с тягой 454 кгс (4,45кН) прошел огневое испытание, в ходе которого развил тягу 588 кгс (5,77 кН) при давлении в камере 35 кгс/см2 (3,58 МПа) и удельном импульсе 300 с (2940 м/с). На этом двигателе начало отрабатываться транспирационное охлаждение сопла водой, с помощью которого американские специалисты, по-видимому, ставя своей целью дальнейшее повышение давления в камере, надеялись, в конечном счете, разрешить указанное выше противоречие между требованиями по прочности и по теплопередаче. Таким образом, в практике американского двигателестроения проявилась закономерность повторяемости в процессе развития — транспирационное охлаждение, реализованное Годдардом в 1930 г., после некоторого перерыва вновь начало применяться на экспериментальных двигателях.

В июле 1947 г. перед фирмой «Аэроджет» была поставлена задача о разработке штатного водородно-кислородного двигателя XLR-AJ-2 тягой 907—1361 кгс (8,9—13,4 кН) для использования в составе уменьшенного варианта ракеты-носителя PTV-N- Этот двигатель был спроектирован, собран и подвергался огневым испытаниям, но его доводка была прекращена в связи с аннулированием контракта работ по ракете-носителю. Были прерваны также и работы по двигателю с тягой 181 тс (1780 кН), который с января по май 1949 г. прошел 16 огневых испытаний. В ходе работ по водородно-кислородным двигателям была также сделана попытка применить абляционное охлаждение, однако соответствующие подробности, к сожалению, неизвестны, по-видимому, эти попытки не привели к желаемым результатам.

При применении воды этот вид охлаждения оказался достаточно эффективным, и двигатель проработал в ходе испытания непрерывно в течение 190с.

В заключительном отчете, выпущенном фирмой «Аэроджет», отмечалось, что проект водородно-кислородного двигателя с тягой 181 тс (1780 кН) вполне осуществим, хотя при его реализации необходимо было бы решить еще ряд «второстепенных проблем». К последним, по-видимому, следовало отнести задачи об обеспечении регенеративного охлаждения ЖРД, о разработке теплоизоляции баков жидкого водорода и пр.

Сотрудники фирмы решили довольно много задач, связанных с разработкой кислородно-водородных ЖРД. Они, например, несмотря на скептицизм специалистов по криогенной технике, построили действующую установку для сжижения водорода, рассчитанную на непрерывную работу в течение 24 ч и предназначенную специально для производства горючего для ЖРД; создали и успешно испытали насос для подачи жидкого водорода при достаточно высоком давлении и пр.

Таким образом, в 50-е гг. в развитии методов охлаждения ЖРД произошли важные события. В это время специалистами СССР и США были созданы основы научного проектирования ЖРД и, в частности, научно обоснованного выбора параметров системы охлаждения. Потребности ракетного двигателестроения привели к появлению новых или расширению старых направлений науки о передаче тепла; стала тесной взаимосвязь между прикладными и фундаментальными исследованиями теплопередачи в ЖРД. Как советские, так и американские специалисты нашли конструктивные методы, с помощью которых удалось решить проблему охлаждения ЖРД без неоправданных потерь в удельном импульсе.

Неизвестно, какими путями и темпами развивалось бы жидкостное ракетное двигателестроение в США, каково было бы дальнейшее положение дел с разработкой транспирационного охлаждения, если бы в конце 40-х гг. в этой стране не прекратились бы работы по баллистическим ракетам среднего и дальнего радиуса действия, а также по ракетам-носителям.

Запуск в СССР первого искусственного спутника Земли был большим событием в жизни человечества. Это было не только впечатляющим шагом на пути дальнейшего упрочения человеком своей власти над природой, но и началом практической реализации тех возможностей в решении различного рода научных и народнохозяйственных задач, которые сулило проникновение человека в космос. Весь мир стал свидетелем мощного научно-технического потенциала СССР и высокого уровня советской ракетной техники.

Вместе с тем советские специалисты лидировали в решении проблемы охлаждения ЖРД. Они раньше американских специалистов разработали методы расчетов конвективного и лучистого тепловых потоков в ЖРД, нашли возможности охлаждения своих двигателей при существенно более высоких давлениях в камерах сгорания, чем это сумели сделать специалисты США. Уровень развития советского жидкостного двигателестроения был в 50-е гг. существенно выше американского.

После запуска в СССР четвертого спутника американский генерал Л.Шассэн писал: «Подобный вес корабля заставляет думать, что русские располагают новыми видами топлива, которые дают большую скорость истечения газов» [91, с. 156].

Советская ракета-носитель «Восток» могла выводить на околоземные орбиты существенно более тяжелые полезные грузы, чем вес первого спутника (83,6 кгс). Масса выводимых на орбиты советских спутников быстро росла и составляла: у второго — 508,3 кг, у третьего — 1327 кг, у четвертого она уже достигла нескольких тонн (4540 кг). Это свидетельствовало о том, что в СССР вполне возможен запуск в космос человека, впрочем, не заставивший себя долго ждать.

Низкий уровень американских ракетоносителей позволял решать лишь сравнительно несложные космические задачи. Масса первого спутника США составляла всего лишь 14 кг, второго — 1,5 кг, четвертого — 17,5 кг.

Однако дело тут заключалось не в каком-то новом сверхчудесном топливе, которое на советских ракетах представляло собой такую же смесь керосина и жидкого кислорода, как и на американских ракетах, а в значительно более высоком уровне отечественной ракетной техники вообще и жидкостного ракетного двигателестроения в частности.

Специалисты СССР могли на основе уже достигнутого уровня ракетной техники проводить планомерные работы по освоению космоса. Кроме того, специалистам было понятно, что для решения перспективных задач необходимо создать более мощные ракеты-носители, а, следовательно, и более мощные жидкостные ракетные двигатели.

Значительное отставание в конце 50-х — начале 60-х гг. специалистов США от специалистов нашей страны в освоении космического пространства стало основной причиной появления различных по своему характеру задач, стоящих перед этими странами в развитии ракетно-космической техники.

Общественность США очень болезненно воспринимала систематическое отставание от Советского Союза своей космонавтики. Так, например, сенатор Генри Джонсон в газете «Нью-Йорк таймс» от 6.Х.1957 г. назвал запуск Советским Союзом первого искусственного спутника Земли «…уничтожающим ударом по престижу Соединенных Штатов». После неудачной попытки запуска первого американского спутника, предпринятой 6.XII.1957 г., другой сенатор Р.Рассел расценил это событие как «новый тяжелый удар по нашему (т.е. США. — Г.С.) уже в значительной степени пострадавшему престижу».

Специалисты США стояли перед необходимостью создания, по существу, новых и более мощных, чем существовавшие в этой стране, ракет-носителей, предназначенных для вывода различных полезных грузов на околоземные орбиты.

Советский Союз в решении проблемы изучения Луны пошел по более рациональному пути, состоящему в использовании для этих целей автоматических аппаратов, с помощью которых можно было получить ту же научную информацию, какая могла быть получена с непосредственным участием в этой программе человека.

Понимая это обстоятельство, руководящие круги в США по чисто престижным соображениям приняли решение обеспечить пилотируемый полет на Луну. «Я убежден, — заявил президент США Дж.Кеннеди 25 мая 1961 г. на совместном заседании сената и палаты представителей, — что наша страна должна взять на себя обязательство еще до истечения нынешнего десятилетия высадить человека на Луну с благополучным возвращением на Землю…» [3, с. 77].

Новые задачи по освоению космического пространства предъявляли более сложные требования к ракетным двигателям. На рассматриваемом этапе были проведены работы по созданию двигателей весьма большой (до 700 тс) и весьма малой (до нескольких грамм) тяги, работавших на одно— и двухкомпонентных, на высококипящих и низкокипящих топливах, делались попытки повысить давление в камере сгорания до нескольких сот атмосфер, проводились исследования по применению металлического горючего и т.д.

Различные цели в освоении космоса закономерно приводили и к различным путям развития ракетно-космической техники в СССР и в США.

Прямоточный двигатель включался при пикировании снаряда до высоты 22,8 км; при использовании ТРД снаряд запускался на высоту порядка 20 км. Летные испытания проводились в 1956 г. Топливо получило название «хидайн». Двигатель был в основном разработан к 1955 г., когда начались его летные испытания.

На пути развития ракетных двигателей стояла неизменно сложная проблема их охлаждения, методы решения которой на рассматриваемом этапе поднялись на новую, более высокую качественную ступень.





Далее:
Постскриптум. Звезды.
4.2. МЕТОДЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД ДЛЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ.
Стромский И.В. «Космические порты мира».
Драма в космосе.
Испытание одиночеством.
В строю автоматов.
ПОЛЕТ К ЗВЕЗДАМ.
Приложение II.
ТТХ (Германия).


Главная страница >  Хронология