Часть 1, Часть 2 

Андрей Виноградов, к.т.н., гл. конструктор проектов

В частях 1 и 2 настоящей статьи частично раскрыты идеи применения атомной энергии для движения летательного объекта в воздухе и космосе. В частности, раскрыт принцип утилизации неиспользованного в термодинамическом цикле тепла в «Атомном ионном двигателе Виноградова» (АИДВ),

Этот принцип позволяет иметь почти не ограниченную электрическую мощность одновременно, как для собственных нужд и внешних потребителей, так и для работы ионных разгонных блоков электроракетных двигателей (ЭРД) в условиях космоса. АИДВ может также работать и в верхних слоях атмосферы Земли, обеспечивая необходимую тягу.

Выработка только одной электроэнергии в неограниченном количестве, с помощью атомного реактора с турбиной и электрогенератором, не может быть выполнена, поскольку неиспользованное в турбинном термодинамическом цикле тепло необходимо будет сбрасывать в космос. Сброс тепла в космосе может быть осуществлен только за счет излучения, что требует больших температур и площадей теплоотдачи излучателя, или за счет капельного охлаждения, что требует генераторов капель больших размеров и запаса на борту охлаждающего агента, см. конструкцию транспортно-энергетического модуля (ТЭМ) НПО «Энергия» с ядерной электродвигательной установкой (ЯЭДУ)[1]. Т.е., космический аппарат превращается в большую неповоротливую «каракатицу». На сегодня, даже международной космической станции (МКС), с её огромными солнечными батареями, приходится рассчитывать на мощность всего в 100 кВт [2]. На космических аппаратах США ситуация не лучше, поскольку модернизируя старые способы выработки электроэнергии в космосе принципиально нового ничего сами не придумали и зашли в тупик.

Для ТЭМ [1] разработана ЯЭДУ мегаваттного класса[3] (начало работ с 2009 г.) Был выбран быстрый реактор с урановым топливом, в качестве теплоносителя выбрана гелий (78%) -ксеноновая (22%) смесь с максимальной температурой 1200 ⁰С. Тепловая мощность активной зоны атомного реактора составляет всего 3,8 МВт, а электрическая – 1 МВт. Для сброса лишнего тепла, а это приблизительно 2,8 МВт, предлагается использовать капельный холодильник-излучатель, который необходимо было создать, и ещё испытать космический генератор капель —  главную деталь космического холодильника-излучателя (КХИ) [3].

аким образом, для студентов и аспирантов решение проблемы создания большой мощности АИДВ является особо привлекательной и полезной задачей. В части 2 настоящей я уже ставил вопрос о возможности разогнать 20 кг смеси паров воды и ксенона до скорости 70 км/сек. Можно ли принцип разгона, который использован в ионном двигателе ИД-500[4], применить для разгона смеси, и сколько для этого понадобится электроэнергии? Сточки зрения стоимости, ксенон очень дорогой и редкий на Земле газ. Поэтому логичным будет найти ему замену, например, применить аргон или ещё что-либо. И конструкцию АИДВ нужно пересмотреть в плане: генерации электроэнергии, утилизации тепла в пользу на увеличение тяги, а не просто сброса тепла в окружающую среду (как это сделано на ТЭМ), способа разгона рабочего тела до больших скоростей высокочастотным волновым бегущим электрическим полем. Причём, возможно есть способ сделать электрогенератор не только со сверхпроводящими обмотками, но таким, чтобы выдавал импульсы нужного напряжения и формы для работы ионных разгонных блоков ЭРД без каких-либо приборов.

Руководствуясь пособием [5] приступим решению проблемы с конца. Реактор мы будем заранее адаптировать под требования условий его работы, а не наоборот, как делали ранее. Исходя из свойств атомолета - «тарелки» (далее в тексте будем использовать одно слово - «тарелка»), см. часть 2 настоящей, следуют два различных эшелона полета при эксплуатации: 

Вариант 1 - это на высоте 10-30 км от Земли с применением воздушных винтов и скоростью около 950 км/час (на данный момент рекорд принадлежит самолету NASA Helios HP01, который на винтовых двигателях поднялся на высоту 29524 м); 

Вариант 2 - это на высоте 80-100 км (и более) от Земли с применением ионных двигателей и скоростью от 8 км/сек (39600 км/час) и более, причем взлет и посадка выполняется за счет воздушных винтов.

Первым делом надо определить спрос на атомолет, какими коммерческими и техническими преимуществами он будет обладать по сравнению с существующими средствами транспорта. 

Для варианта 1 (высота 10 - 30 км): 

1.      Не требуется керосин (или другое топливо) для эксплуатации.

2.      Используется три независимых АГСУ, и движение за счет воздушных винтов.

3.      Нет выброса углекислого газа и копоти, нет шума от двигателей.

4.      Дальность непрерывного полета ограничена до 1 года запасом реактивности реактора.

5.      Не требуются аэродромы с взлетно-посадочными полосами.

6.      Взлёт и посадка осуществляться самостоятельно вертикально в любой точке на планете Земля на безпыльных горизонтальных площадках диаметром до 120 м, в том числе на плавучих платформах на любой воде и в болоте тундры.

7.      Количество взлетов и посадок не ограничено в пределах срока работы реактора.

8.      Замена отработанных атомных блоков АГСУ и АИДВ на новые, производится на специальных оборудованных площадках в течение суток.

9.      Место посадки и взлета может быть не оборудовано, как того требуют аэродромы.

10.  Воздушное пространство над местом взлета и посадки на момент приземления и взлета  должно быть закрыто для других воздушных судов и ракет.

11.  Вес доставляемого груза до 100 тонн и большого габарита, примерно, 40х8х4 м.

12.  Эшелон полета на высоте 20-30 км со скоростью до 1000 км/час не занят по расписанию движения воздушных судов во всем Мире.

13.  Перелеты на большие расстояния не требуют промежуточных посадок и дозаправки расходных материалов.

14.  Перелет на высотах до 30 км и скоростях до 1000 км/час (278 м/сек) не сопровождается сильным аэродинамическим разогревом, в результате чего нет необходимости в кольцевом обтекателе поз.2 рис. 4, см. статью Часть 2. 

Для варианта 2 (высота 80 - 100 км - космос) : 

1.      Пункты с 1 по 10 и 13 повторяются.

2.      Вес доставляемого груза до 80 тонн и большого габарита, примерно, 20х8х4 м.

3.      Эшелон полета на высоте 100 - 150 км со скоростью  8 - 14 км/сек свободен.

4.      Траектория полета может проходить через космическое пространство.

5.      С момента старта пассажиры и груз находятся под силами инерции движения с ускорением примерно 2 м/с² до примерно середины полета, а далее до приземления идет торможение с ускорением 2-4 м/с².

6.      Перелет на высотах 150 км, и выше, в пределах атмосферы, при скоростях от 8 км/сек  всегда при взлете и посадке, при возвращении из космоса, сопровождается аэродинамическим разогревом, в результате чего необходимо иметь кольцевой обтекатель поз.2 рис. 4, см. статью Часть 2, который сбрасывает за счет излучения тепло в окружающую среду, в т.ч. в космосе.

7.      Для полета в космосе и на высотах от 100 км используется АИДВ, не требующий для своей работы сброс тепла в окружающую среду.

Преимущества «тарелки» очевидны по сравнению с известными и применяемыми сегодня видами транспорта. В первую очередь, не требуется жидкое топливо (керосин и т.п.), место взлёта и посадки любое подходящее на планете Земля, быстрота доставки груза и пассажиров. Это чрезвычайно важное свойство для транспорта вновь возводимых городов в Сибири России. Тем не менее, нужно проводить специализированный расчет экономической эффективности такого транспортного средства по известным методикам и специализированными  фирмами, но это надо будет делать после выполнения обликового проекта, когда будут приблизительно определены все эксплуатационные характеристики изделия. 

Начнём рассмотрение вопроса предварительной проработки проекта по Варианту 2, поскольку он включает в себя атомные силовые установки обоих типов (АГСУ и АИДВ), и содержит все процессы, которые имеют место и в Варианте 1.

Сразу отмечу, что вопросов, которые касаются чисто аэродинамики летательных аппаратов, их управляемости, устойчивости и т.п. я не буду касаться, в той мере, пока они не будут определять условия сброса, не использованного в термодинамическом цикле, тепла в окружающую среду. Одно дело, когда стенка теплообменника находится в стоячем состоянии с естественной циркуляцией вдоль неё или с дозвуковой скоростью обдува, например, воздуха, который нагреваясь, отводит тепло, в конечном счете, от теплоносителя (рабочего тела) атомного реактора. Другое дело, когда стенка теплообменника, через которую мы собираемся сбросить тепло, омывается гиперзвуковым потоком воздуха. Оказывается, что вместо охлаждения мы можем получит нагрев этой стенки за счет аэродинамического разогрева[6]. В таких случаях конструктору нужно понимать процессы, которые окружают его атомную установку. И конструктор волей или неволей обязан вникать в эти процессы охлаждения, и придумывать конструкцию, и способ решения возникшей проблемы.

Итак, в части 2 настоящей статьи было раскрыто техническое решение непрерывного охлаждения лобовой части корпуса «тарелки» при длительных полетах в атмосфере Земли. Проблема аэродинамического разогрева корпуса была практически решена. Осталось только конструкцию, расчеты и чертежи сделать. А вот проблема, охлаждения реакторной части на базе «Атомного двигателя Виноградова» (АДВ) в составе АГСУ окружающим воздухом, хоть и с температурой минус 59 ⁰С, не решена. Причиной стал скачек уплотнения на поверхности «тарелки» на выступающих её поверхностях, в том числе на заборниках воздуха для охлаждения реактора. Заборник воздуха, как например на истребителях Су-57 коробчатой формы, при скорости 8 км/сек просто расплавится. Равновесная температура поверхности самолета из-за аэродинамического разогрева становится близка к температуре торможения, и определяется режимом течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный). В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем обстоятельством, что, помимо молекулярной теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое. Сегодня максимальная скорость летающих объектов в воздушном пространстве Земли составляет, например, для  системы «Циркон» это 2,7 км/сек, а для объекта 4202 самолета «Ю71»[7,8]  это 3,1 км/сек. 

Так, например, при полёте сверхзвукового самолёта с утроенной скоростью звука (около 1 км/ сек) температура торможения составляет около 400°C, а при входе космического аппарата в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью 8,1 км/сек температура торможения достигает 8000 °С. Да, на нашей скорости большого разогрева стенки нет, но всё равно используются жаропрочные материалы, в т.ч. и титан. И воздухозаборники у них выполнены в виде прямоугольного сечения коробов со скошенной передней кромкой. И после забора воздуха поток его делают дозвуковым, иначе не будет эффективного теплосъёма с охлаждаемых горячих поверхностей атомного двигателя.  

Другим явлением, которое исключает сброс тепла в окружающий воздух на высотах до 30 км, является волновой кризис (ВК)[9], который может происходить и в дозвуковых полетах, например, при скоростях 950-1000 км/час. Это явление касается обоих Вариантов 1 и 2 полёта «тарелки». Это явление возникает из-за  образования в общем дозвуковом потоке местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения, что называется волновым кризисом.

При достаточно большой скорости полета «тарелки» скорости струек воздуха в наименьшем (критическом) сечении достигают местной скорости звука. Если соединить критические сечения струек, в которых скорость достигает местной скорости звука, получим “звуковую линию”. На поверхности «тарелки» образуется местная сверхзвуковая зона, которая начинается от звуковой линии и замыкается местным скачком уплотнения. Так как местный скачок уплотнения — прямой, то скорость потока воздуха за ним становится дозвуковой. Иногда образуется дополнительный косой скачок уплотнения. В результате взаимодействия местного скачка уплотнения с пограничным слоем возникает волновой срыв потока. Причина срыва в том, что дозвуковая часть пограничного слоя отделяет скачок от поверхности «тарелки». Из-за разности давлений за и перед скачком в дозвуковой части пограничного слоя возникают обратные течения струек воздуха. Это вызывает отрыв пограничного слоя от поверхности «тарелки», и в этом слое для дозвукового полета, вероятно, можно устанавливать теплообменную поверхность для сброса тепла от атомной установки[9]. На практике перед поверхностью теплообмена на поверхности «тарелки» возможна установка специального формирователя прямого скачка уплотнения, что, возможно, поможет решить проблему теплосъёма.

Таким образом, конструктор атомной силовой установки летательных аппаратов обязан знать смежные процессы, чтобы эффективно решать свои проблемы, в частности, сброса тепла в окружающую среду в условиях полета в воздушном пространстве Земли.

Следует особо подчеркнуть инженерам-атомщикам, что инженеры и конструкторы авиационной техники не будут заниматься теплосъёмом с вашей установки, по той простой причине, что они тонкости этой проблемы не знают, и это им не читали на лекциях, и экзамены по этим вопросам они не сдавали.

Исходя из изложенных выше явлений, сопровождающих течение воздуха на поверхности «тарелки», можно предложить следующий вариант охлаждения атомных блоков АГСУ для привода воздушных винтов при полетах на высотах до 30 км, который представлен схематично на рис. 1.

1. Атомный блок АДВ[10] в составе АГСУ нужно размещать в теле (внутри корпуса 3) «тарелки» 1 в цилиндрическом коробе 4, через который будем пропускать охлаждающий поток воздуха с дозвуковой скоростью.

2. Забор воздуха в короб будем делать через воздухозаборник 6 с нижней стороны «тарелки» 1, а сброс сверху «тарелки» через дроссель 5, поскольку давление воздуха под «тарелкой» больше.

3. До момента перехода на горизонтальный полет и крейсерскую скорость, поток заданного расхода охлаждающего воздуха будем поддерживать воздушным компрессором 7, который располагаем между электрогенератором 2 и корпусом  8 АДВ, причем привод венца лопаток компрессора будем делать от выходного вала АДВ[10].

4. Поверхность теплообмена 8, т.е. наружную поверхность корпуса АДВ для сброса тепла, сделаем с увеличенной площадью с помощью ребер из материала повышенной теплопроводности.

5. Для уменьшения количества, не использованного в термодинамическом цикле тепла для сброса, будем стараться сделать как можно большим к.п.д. АДВ.

6. Формы поверхностей воздухозаборника и короба должны при набольшей скорости полета «тарелки» исключать возникновение струек воздуха в наименьшем (критическом) сечении со скоростью равной местной скорости звука, а также исключать возникновение местных скачков уплотнения на охлаждаемой поверхности АДВ.

7. Конструкция короба должна позволять быструю смену отработавшего свой ресурс атомного блока АГСУ на новый.

Рис. 1 

Варианты охлаждения 3-х атомных блоков АГСУ, распределенных по площади «тарелки» в трех местах, исходя из требований распределения аэродинамической нагрузки и устойчивости полета, одинаковые. Воздухозаборник 6 выполнен аналогично воздухозаборнику поз. 6 изделия Ю-71, показанному на рис.2, который рассчитывали на скорость 3,1 км/сек.

Рис. 2. 

Ограничив подробности, в данной статье достаточно изложить, что каждая АГСУ (электрогенератор + АДВ) рассчитана на электроснабжение двух электродвигателей с обмотками высокотемпературной сверхпроводимости (ВТСП), каждый из которых вращает один воздушный винт. Электрогенератор имеет также обмотку с ВТСП, и частоту напряжения питания 400 Гц, которым через систему управления и перераспределения мощности питаются два электродвигателя. На высотах свыше 30 км и в космосе АГСУ для полета не используется и отключается в режим ожидания, активная зона атомного реактора переходит в режим вентиляции. Ранее было определено, см. Часть 1 статьи, что при КПД АДВ 80%  при генерации одним энергоблоком  мощности для двух электродвигателей 145*2 = 290 МВт эл. потребуется сбросить в воздух тепла 72,5 МВт. В космосе такую мощность не сбросить излучателями тепла, габариты будут неприемлемыми. В атмосфере Земли есть два естественных слоя воздуха, в которых температура воздуха низкая, см. рис. 7 статьи Часть 1. А именно, один из них в зоне тропопаузы имеет температуру минус 56,7 ⁰С при плотности воздуха  157-233 г/м³ , и находится на высотах примерно 10-25 км.

Для расчета сброса тепла примем следующую геометрию канала охлаждения корпуса АДВ, см. рис. 3.

Корпус 1 АДВ, имеющий ребра 2, расположенные вдоль охлаждающего потока воздуха, установлен в цилиндрический короб 4. Поток 5 воздуха после воздухозаборника поступает на вход воздушного компрессора с лопаточным аппаратом 6, который несколько повышает его давление, и соответственно его плотность, перед ребрами 2 охлаждения АДВ. АДВ установлен в цилиндрическом коробе 4 таким образом, чтобы от торцов ребер 2 по окружности до внутренней цилиндрической стенки короба 3 было расстояние для прохода воздуха. Так образована не замкнутая площадь f проходного сечения канала охлаждения. Подобрав размеры входа воздухозаборника и размеры ребер, и их шаг расположения на цилиндрической поверхности корпуса 1, можем обеспечить, что средняя скорость воздуха Vср в канале охлаждения между двумя ребрами будет обеспечивать наилучшее охлаждение АДВ. В момент вертикального подъёма «тарелки» набегающего потока воздуха в воздухозаборник со скоростью 263 м/сек нет, поэтому охлаждение  обеспечивается воздушным компрессором 6 , установленным на выходном валу АДВ.

Рис. 3

Оценочный расчет сделаем в критериальной форме уравнений[11]. В кодах CFD расчет сброса тепла будет сделан на этапе обликового проекта. В условиях внутренней задачи, когда ядро потока находится во внутренней области по отношению к пограничному слою, различают следующие режимы течения:

-   ламинарное (слоистое), при котором каждая частица жидкости движется по прямолинейной траектории, а течение потока есть упорядоченное движение слоев, перемещающихся один относительно другого, и этот вид течения имеет место при Re меньше 2320;

-    развитое турбулентное – неупорядоченное движение с вихрями и сильным  перемешиванием в поперечном направлении возникает при Re больше 10000.

Вычислим критерий гидродинамического подобия Рейнольдса Re, по значению которого определим режим  движения  воздуха в проходном сечении f канала охлаждения:  

где, dэ - эквивалентный диаметр канала, представляющий собой отношение учетверенной площади проходного сечения канала f к смоченному периметру S, т.е. dэ = 4*f / S.

В нашем случае приблизительно S = 2*hv + z1 + (3,14* Dкв / Kn) -  ht , где hv - высота ребра охлаждения; z1 - зазор (шаг) между рёбрами на корпусе АДВ; Dкв - внутренний диаметр короба; Kn - количество каналов (или ребер) по периметру корпуса АДВ; ht - толщина ребра охлаждения на корпусе АДВ. 

В нашем случае течение явно турбулентное, поскольку для почти прямоугольной формы сечения канала между двумя ребрами, см. рис. 3, число Re при скорости воздуха 50 м/сек уже превышает 85000. Дроссель 5, см. рис. 1, позволяет изменять плотность и скорость воздуха в каналах. При турбулентном режиме движения воздушного потока характеристика теплообмена  –  коэффициент теплоотдачи  a₁ определяется из критериального уравнения конвективного теплообмена [11] –

Где: Сp  –  теплоемкость воздуха при средней температуре Тср в канале в Дж/кг*К; l  и  m   -  соответственно коэффициент теплопроводности в Вт/м*К и коэффициент динамической вязкости в кг/м*с, определяемые из справочной литературы по  значению средней температуры воздуха в канале Тср в ⁰К ; n - кинематическая вязкость воздуха  м²/сек; w - средняя скорость воздуха в канале охлаждения в м/с;  dэ - эффективный диаметр канал охлаждения в м; Pr_возд и Pr_стен - критерий теплофизических характеристик воздуха (критерий Прандтля), определяется из таблицы по средней температуре воздуха в канале и температуре стенки ребер АДВ [10].  Для  метана и воздуха  при  определении  критерия  Прандтля  необходимо  учитывать  давление  газа.

В современной литературе предложен ряд обобщающих формул, определяющих теплообмен в переходной области внутри гладких каналов, например, форм

ула Б.Ц. Хаузена (при любых значениях Pr и при значениях Re от 2100 до 100000), уравнение 9[11, стр.13].                                                           Nu = 0,12*(Re^2/3 - 125)* Pr^1/3 

При расчетах теплообменных аппаратов выбирается наименьшее из рассчитанных, значений критерия Nu по различным формулам[11]. 

Результаты расчета и исходные табличные данные представлены в таблице 1 в конце данной статьи. Результаты расчетов количества сбрасываемой в воздух мощности в зависимости от высоты полета от Земли и скорости воздуха в каналах охлаждения АДВ представлены на рис. 4.

Рис. 4. График изменения сброса мощности в МВт на высотах полета 10, 20 и 30 км в зависимости от скорости воздуха в канале охлаждения корпуса АДВ.

Способ охлаждения АДВ для требуемого сброса тепла позволяет подобрать необходимые размеры ребер охлаждения, скорость потока воздуха в каналах охлаждении и напором воздушной турбины, и дросселем на выходе короба охлаждения, что изменяет плотность воздуха в потоке, и коэффициент теплоотдачи. Всё вместе позволят в итоге, сбросить в воздух при самых неблагоприятных раскладах не меньше 80 МВт, что подтверждает возможность создания Атомолета - «тарелки», способной длительно летать в атмосфере Земли на высотах до 30 км. 

ВЫВОД: 

1. Для полетов «Атомолета - тарелки Виноградова» на высотах до 30 км и скоростью до 950 км/час можно создать атомную гибридную силовую установку мощностью 290 МВт эл. для двух электрических двигателей приводов воздушных винтов с охлаждением атомного блока только окружающим воздухом.

2. Для обеспечения вертикального взлёта и горизонтального полета требуется установка как минимум четырех воздушных винтов с мощностью каждого не менее 145 МВт на валу, в нашем случае мы можем допустить установку шести воздушных винтов с меньшей мощностью электродвигателей, с питанием от 3-х независимых АГСУ.

При полете в космосе там возникают тоже проблемы сброса тепла, но решение их достигается совершенно другим способом, о чем будет написано позже.

В процессе проработки концепции АГСУ и АИДВ возникли вопросы по «белым пятнам в науке», касающиеся следующих явлений и процессов:

1.      Можно ли сдуть нейтроны с поверхности корпуса атомного реактора в хвост по ходу обтекаемого потока в дозвуковом и  при гиперзвуковом полете? Т.е. создать условия, чтобы нейтроны не летели на встречу гиперзвуковому потоку в сторону расположения экипажа в головной части летательного аппарата, как, например, было обнаружено на испытаниях атомолета Ту-95 ЛАЛ. Нейтроны как бы огибали толстую биологическую защиту и долетали в кабину экипажа, пролетев опережая как бы движение самолета, достаточно большое расстояние.  

2.      Гиперзвуковой полет создает вибрацию летящего объекта и магнитные изменения в воздушном и космическом пространстве по траектории полета. Каково влияние этих процессов на атомный реактор, на теплообмен в активной зоне атомного реактора и т.п.

3.      При гиперзвуковом полете атомолета в воздушном пространстве, хоть и в сильно разряженном воздухе, возникает аэродинамический  нагрев носовой части летательного аппарата. Например, при скорости 8,1 км/сек температура достигает 8000 K (7727 °C). Надо подумать, можно ли это дармовое тепло использовать для выработки электроэнергии, а не просто сбрасывать в окружающую среду.

4.      Отсутствуют подробные данные о теплофизических и аэродинамических свойствах смеси водяного пара с ксеноном при температурах до 3000 0С.

5.      Отсутствуют подробные данные о взаимном скольжении, и о расслоении движения ионов в потоке паров воды и ксенона в разгонном канале при температурах до 100 тыс. ⁰С.

6.      Отсутствуют данные о теплообмене с нагретой поверхностью и воздухом в гиперзвуковом потоке обтекаемого воздуха.

Перечисленные «белые пятна» могут быть разрешены только в результате проведения экспериментов в ходе выполнения обликового или аванпроекта.

Таблица 1.

 

ЛИТЕРАТУРА:

1. Проект ТЭМ_ ядерный реактор и электроракетный двигатель для космоса. pdf

2. Российский Ядерный Космический Буксир создаётся не для исследования космоса... _ Кочетов Алексей _ Яндекс Дзен.pdf

3. Об этом не говорят нигде_ Российские учёные создали ядерный двигатель для межпланетных полетов (температура рабочего тела 1200 гр. Ц) .pdf

4. Немного о двигателе для ядерного буксира. _ космос космонавтика наука прошлое настоящее будущее _ Яндекс Дзен.pdf

5. А.А. Виноградов, Конструирование ядерных реакторов в 21-ом веке. Учебное пособие, от 22.06.22  .pdf

6. Аэродинамический нагрев _ это... Что такое Аэродинамический нагрев. pdf

7. Российский гиперзвуковой самолет Ю-71_ описание, характеристики. Гиперзвуковой самолет X-43A __ SYL.ru. pdf

8. Ю-71 гиперзвуковой летательный аппарат_ технические характеристики, Российский самолёт, проект 4202, создание. pdf

9. Волновой кризис. Явление образования в общем дозвуковом потоке местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения называется волновым кризисом стр.28.pdf

10. PRoAtom - Атомный двигатель Виноградова. pdf

11. _i_gidravlicheskiy_raschet_teploobmennogo_apparata_2009-1.pdf