Полет околоземной

В табл. 16.6 указаны суточные дозы внутри космического корабля, вызванные космической радиацией в отсутствие солнечных вспышек во время полета по эллиптическим орбитам с перигеем 300 км. Если принять в качестве допустимой дозы 15 рад, то при полетах на орбитах с апогеем 1000 км время пребывания космонавта не должно превышать 20 суток. При дальнейшем увеличении высоты апогея орбиты мощность дозы возрастает и при 1500 км достигает 2 рад в сутки. Допустимая продолжительность полета для такой орбиты — до одной недели. На высоте от 300 до 1000 км длительность полета с учетом радиационной опасности может быть определена из табл. 16.6. Следует отметить, что при полетах длительностью более двух недель существенную роль начинает играть возможность попадания космического корабля в потоки корпускулярного излучения, образуемого во время вспышек на Солнце. Хотя при полетах на околоземной орбите из-за экранирующего действия геомагнитного поля эта опасность значительно меньше, чем при полетах в межпланетном пространстве, ее следует учитывать при планировании и осуществлении пилотируемых космических полетов. [c.282]

Измерение дозы в околоземном пространстве в период полетов кораблей Союз [c.282]

Во время полета корабля Союз-3 ожидался высокий уро- вень солнечной активности. Однако постоянный контроль всех проявлений солнечной активности, состояния геомагнитного поля и уровней радиации в околоземном космосе и в стратосфере в приполярных областях позволил принять решение о возможности выполнения полета в намеченные сроки. [c.283]

Полеты космических кораблей с космонавтами на борту, автоматических межпланетных станций и искусственных спутников Земли используются как для научных исследований в околоземном и межпланетном пространстве, так и для решения практических задач народного хозяйства. [c.43]

Электрон-3 и Электрон-4 . 16 июля и 14 ноября 1965 г. состоялись запуски тяжелых орбитальных автоматических станций Про-тон-1 (рис. 131,6) и Протон-2 , снабженных аппаратурой для исследования космических частиц высоких и сверхвысоких энергий вес каждой из этих станций — около 12 т. Затем 23 апреля и 14 октября 1965 г. на высокоэллиптические орбиты с апогеем 30—40 тыс. км были выведены спутники-ретрансляторы типа Молния-1 (рис. 131, е), оборудованные реактивными двигателями для периодической коррекции полета и обеспечиваюш ие сверхдальнюю телеграфную, телефонную и телевизионную связь (с передачей черно-белых и цветных телевизионных изображений) без использования дорогостоящих и сложных в эксплуатации кабельных и радиорелейных линий [18]. 25 апреля 1966 г. был осуществлен запуск третьего спутника-ретранслятора Молния-1 , имевшего целью продолжение экспериментов по установлению сверхдальней связи при совместном использовании нескольких спутников Через этот спутник были продолжены прямые двухсторонние радиотелефонные и телевизионные передачи между наземными приемопередающими пунктами Москвы и Владивостока. Через него же начались пробные передачи программ цветного телевидения между Парижем и Москвой. 6 июля 1966 г. мощная ракета-носитель вывела на околоземную орбиту с апогеем 630 км автоматическую станцию Протон-3 , оборудованную аппаратурой для комплексного исследования космических лучей [c.428]

Успешные запуски первых трех советских искусственных спутников Земли показали, что ракетостроители Советского Союза овладели полетами в космическом околоземном пространстве со скоростями, близкими к первой космической скорости. На этих запусках была отработана и проверена система управления полетом. В ходе их были экспериментально доказаны надежность и точность работы использовавшейся аппаратуры. Перед советской космонавтикой встала новая задача овладеть полетами со скоростями, близкими ко второй космической скорости, и обследовать окололунное космическое пространство. [c.429]

Важнейшее значение для освоения полетов в околоземном космическом пространстве имели запуски пяти советских космических кораблей-спутников, осуществленные в 1960—1961 гг. [1,16]. [c.435]

Значительным шагом в развитии космонавтики был выполненный 30 октября 1967 г. опыт автоматической стыковки искусственных спутников Земли Космос-186 и Космос-188 . Первый в истории космических полетов, этот опыт открывает широкие перспективы сборки больших космических кораблей и научных космических станций на околоземных орбитах, с доставкой отдельных частей собираемых конструкций носителями малого веса и с проведением монтажных работ без непосредственного участия людей. [c.451]

Эти двигатели, имеющие тягу 60—100 кН, предназначены для выведения спутников на высокие геоцентрические орбиты, а автоматических станций — с низкой околоземной орбиты на траекторию полета к планетам Солнечной системы. [c.244]

В настоящее время происходит интенсивное освоение космического пространства, которое ведется по широкой программе, включающей полеты как по околоземным орбитам, так и по траекториям к другим планетам Солнечной системы. Для успешного проведения наз ных экспериментов необходимо ориентировать и стабилизировать космические аппараты (КА) в пространстве. Решение этой задачи возложено на систему ориентации и стабилизации, от технических и эксплуатационных характеристик которой во многом зависит успех проводимых научных экспериментов в космосе. В связи с этим возникает необходимость в простых, надежных, легких, работающих в течение длительного времени с минимальными затратами энергии системах ориентации и стабилизации КА. [c.3]

Солнечная радиация. Пассажирский лайнер круглый год находится на аэродроме. Часть времени он проводит в полете на высоте около 10 ООО м. В среднем налет самолета в год 2000 ч, из них около 1600 ч на высоте 8000—10 ООО м, где спектральная характеристика солнечной радиации существенно отличается от околоземной. Солнечное излучение на указанной высоте (см. рис. 3) содержит значительно большее количество коротковолновой радиации. Находясь на таких высотах, самолет выходит за зону облаков, где его поверхность в любую погоду подвергается интенсивному облучению. Известно, что коротковолновая радиация с длиной волны менее 4000 А оказывает значительное воздействие на фотохимические процессы в пленке лакокрасочного покрытия, а при длине волны менее 2900 А (характерно для излучения ртутно-кварцевой лампы ПРК-2) процессы разрушения протекают особенно интенсивно. Видимая и инфракрасная области солнечного света оказывают значительно меньшее влияние на старение полимеров и, в частности, на изменение декоративных свойств. [c.25]

В проблемах освоения космического пространства можно выделить три основные области современных научно-технических исследований и разработок околоземные полеты, т. е. создание искусственных спутников Земли различного назначения полеты к Луне полеты к планетам и другим телам Солнечной системы. Поражающие воображение достижения космической техники в каждой из этих областей хорошо известны. [c.10]

Существенное отличие прикладной небесной механики от классической заключается в том, что вторая не занимается и не может заниматься выбором орбит небесных тел, в то время как первая занимается отбором из огромного числа возможных траекторий достижения того или иного небесного тела определенной траектории, которая учитывает многочисленные, зачастую противоречивые, требования ). Главное требование — минимальность скорости, до которой разгоняется космический аппарат на начальном активном участке полета и соответственно минимальность массы ракеты-носителя или орбитального разгонного блока (при старте с околоземной орбиты). Это обеспечивает максимальную полезную нагрузку и, следовательно, наибольшую научную эффективность полета. Учитываются также требования простоты управления, условий радиосвязи (например, в момент захода станции за планету при ее облете), [c.16]

По этой формуле, задавшись определенным качеством топлива (оно характеризуется скоростью истечения 1ю), совершенством конструкции (з) и зная необходимую для космического полета идеальную скорость V, мы можем найти относительную начальную массу и, следовательно, узнать, какой должна быть начальная масса всей ракеты, если полезная нагрузка составляет величину Шп- Наиболее важное отклонение от реальных условий космической техники при выводе формулы (8) состояло в предположении одинаковости скоростей истечения ш и чисел 5 для всех ступеней. Несмотря на это, мы в дальнейшем будем широко пользоваться формулой (8) для прикидочных оценок начальных масс ракет-носителей, стартующих с земной поверхности, а также космических аппаратов, монтируемых на околоземной орбите. [c.32]

Вот почему в космонавтике всегда стараются по возможности избегать вертикальных траекторий и траекторий, у которых начальная скорость пассивного участка (т. е. конечная скорость участка разгона) круто наклонена к горизонту, и предпочитают этим траекториям те, которые начинаются если не совсем горизонтально, то все-таки достаточно полого, т. е. траектории, подобные показанным на рис. 17. Для космонавтики это очень важное обстоятельство, так как при нынешнем уровне развития ракетной техники потерями скорости никак нельзя пренебрегать. Если при запуске искусственных спутников Земли всегда возможен (и необходим) пологий разгон, то при полете к Луне и планетам дело обстоит гораздо сложнее и приходится прибегать к довольно сложному маневрированию, а именно к старту с промежуточной околоземной орбиты. С этим методом мы познакомимся в третьей и четвертой частях книги. [c.76]

Часть вторая ОКОЛОЗЕМНЫЕ ПОЛЕТЫ [c.89]

Околоземными полетами мы будем называть полеты в околоземном космическом пространстве, или, как иногда говорят, в ближнем космосе . Два последних выражения недостаточно четко определены в литературе. С астрофизической точки зрения околоземное космическое пространство представляет собой область, в которой наличие Земли сказывается на состоянии межпланетной среды. С точки зрения небесной механики околоземным пространством является сфера действия Земли — область, в которой движение можно с достаточной степенью приближения считать совершающимся в поле тяготения одной лишь Земли. [c.89]

Здесь же мы отметим лишь одну теоретическую возможность, которая имеет практическое значение скорее для межпланетных (см. 5 гл. 15), чем для околоземных полетов. Обратимся к рис. 36 ( 2 гл. 5) и переменим на нем направления всех стрелок на траекториях на обратные, но сохраним направления стрелок — импульсов скорости. Тем самым мы обратим движение и вместо вывода спутника на орбиту 1 будем иметь его спуск с орбиты 1 по обходной траектории, заканчивающийся ракетным торможением в точке Л- Очевидно, такой маневр дает выигрыш в сумме импуль- [c.122]

Подробный обзор всего огромного многообразия космических объектов в околоземном пространстве в этой книге сделать невозможно, да эта задача и не может быть целью автора, повествующего о теории полета в мировом пространстве. Поэтому в настоящей и последующей главах сделана лишь попытка классификации по назначению хотя бы главной части функционирующих на околоземных орбитах объектов. [c.151]

К настоящему времени состоялось уже так много пилотируемых полетов, что нет никакой возможности дать здесь хотя бы сжатую хронику действий советских и американских космонавтов на околоземных орбитах. Скажем только, что в общей сложности (с учетом двух американских внеатмосферных баллистических полетов типа прыжка блохи и полетов на Луну) в космосе побывало до конца 1979 г. 92 космонавта (многие по два или по три раза), в том числе 45 из СССР, 43 из США и по одному из ПНР, ЧССР, ГДР и НРБ (называть пилотов космических кораблей в США принято астронавтами это слово означает совершенно то же, что и термин космонавты ). Они поднялись в космос на 70 кораблях (39 советских и 31 американском). [c.170]

При разгоне с орбиты станция получила скорость, обеспечивавшую достижение Луны через 3,5 сут. Благодаря этому в момент прилунения станция должна была быть наблюдаема с Земли высоко над горизонтом. Как видно из графика на рис. 69, траектория полета была близка к траекториям минимальной скорости. Скорость соударения с Луной, которую нужно было погасить при посадке, равнялась 2,6 км/с. Ее можно было бы уменьшить, уменьшив скорость схода с околоземной орбиты, но это привело бы к большей чувствительности траектории перелета к ошибкам и, как следствие, к возрастанию количества топлива для коррекции, от чего полезная нагрузка станции только бы уменьшилась. [c.213]

Полет до Луны должен продолжаться при минимальной скорости отлета 5 сут, при параболической — 2 сут. Поскольку возможности пятой ступени (как и предыдуш их) по условию ограничены идеальной скоростью 3 км/с, а часть ее топлива (правда, очень небольшая) была даже использована при старте с околоземной орбиты, то нам придется отказаться от быстрого перелета, так как при параболической скорости отлета посадка на Луну потребует погашения скорости падения 2,9 км/с (см. 7 гл. 8). А ведь надо еш е учесть небольшие гравитационные потери при посадке на Луну и обязательно предусмотреть расход топлива на коррекцию траектории на пути к Луне Но, вспомнив, что минимальная скорость падения на Луну составляет 2,5 км/с ( 7 гл. 8), мы можем успокоиться идеальной скорости пятой ступени хватит на осуществление благополучной посадки на Луну. Не нужно только набирать параболическую скорость отлета с околоземной орбиты. [c.272]

Третья ступень S-IVB имеет массу 122 т (с переходником), в том числе 1O7 т топлива (жидкий водород и жидкий кислород). Она содержит один двигатель J-2, включающийся примерно на 160 с при выведении корабля Аполлон на околоземную орбиту ожидания и на 320 с при выведении его на траекторию полета к Луне. Имеются также два двигателя для осадки топлива (тягой по 1,45 тс). [c.280]

Чтобы вычислить начальную массу ракеты-носителя или стартующего с околоземной орбиты межпланетного аппарата, нужно подсчитать необходимые суммарные характеристические скорости. При этом надо учесть гравитационные и аэродинамические потери скорости при старте с Земли и гравитационные — при посадке. Следуя некоторым работам, мы потери скорости при старте с Земли здесь и в дальнейшем будем оценивать в 1,6 км/с, т. е. примерно в 20% первой или 14% второй космической скорости (ср. данные о потерях при полетах кораблей Аполлон , приведенные в I гл. 3). Потери при посадке также будем оценивать в 14% планетоцентрической скорости освобождения г/ св. Остаются в силе соображения, высказывавшиеся в конце 5 гл. 10 об использовании орбиты ожидания. Именно поэтому мы и считаем потери одинаковыми независимо от того, используется ли при старте или посадке промежуточная орбита. [c.323]

В 8, 9 гл. 5 мы уже затрагивали вопрос о движении с малой тягой в околоземном пространстве. Мы видели, что при старте с низкой околоземной орбиты космический аппарат с помощью двигателей малой тяги после многих оборотов вокруг Земли по раскручивающейся геоцентрической спирали достигнет параболической скорости и тем самым обеспечит себе выход из сферы действия Земли. Например, при реактивном ускорении 3 мм/с оказалось возможным через 26,16 сут полета достичь на расстоянии 320 300 км от Земли параболической скорости, а дальнейшее действие двигателя довело еще через 7,8 сут скорость космического аппарата до 3 км/с (на расстоянии 1 673 ООО км). [c.341]

До сих пор мы рассматривали траектории полета с малой тягой, обеспечивавшие простой гиперболический пролет мимо планеты назначения. Космический аппарат, снабженный двигательной системой малой тяги, может совершить посадку на планету, используя для торможения или ракетный двигатель большой тяги, или атмосферную подушку планеты. Однако для космического аппарата с малой тягой особенный интерес представляет выход на орбиту искусственного спутника планеты. Масса такого спутника может быть существенно больше массы спутника, выводимого на орбиту методами, излагавшимися в предыдущих главах (исключая случай аэродинамического торможения), при условии, что массы космических аппаратов, сошедших с околоземной орбиты, будут одинаковы. [c.343]

Независимо от того, на какую околоземную орбиту выходит возвращающийся корабль, этот маневр целесообразен только в том случае, если предполагается последующее многократное использование корабля. Например, корабль может представлять собой стандартный МТА с ЯРДУ [4.108—4.109], способный совершать полеты на Луну и к различным планетам (это означает высокий уровень развития межпланетных сообщений). При этом планирование одной операции (в частности, выбор орбиты, на которой будет парковаться корабль) должно учитывать требования оптимизации общей стоимости многих экспедиций. [c.446]

Увеличение высоты полета космических кораблей до 1000 км и более, связано с возрастанием радиационной опасности. Интенсивность излучения, захваченного геомагнитным полем Земли на этих высотах, достаточно большая, поэтому эксперименты по дозиметрии при полете спутников па таких высотах представляют особый интерес. Исследования по дозиметрии на этих высотах были осуществлены в СССР с помощью специального искусственного спутника Земли Космос-110 . Спутник был выведен на околоземную орбиту 22/П и приземлился 16/111 1966 г. Основная цель эксперимента — проведение медико-биологических исследований на подопытных животных (собаки Ветерок и Уголек). Параметры орбиты, на которую был выведен спутник, следующие начальный период обращения 95,3 мин, высота апогея 903 км, высота перигея 187 км, наклонение орбиты 51,9°. [c.279]

Следующей крупной космической системой будет Спейс Шатл . Основной контракт на это изделие был заключен в середине 1972 г. Задачей Шатла является вывод десяти человек и 29 т полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту. Космический корабль Шатл будет находиться на орбите периодически в течение 30 дней и обеспечивать запуск и посадку с орбиты спутников. На нем будут производиться также работы, связанные о геологическими изысканиями, обнаружением загрязнения среды, повреждения урожая сельскохозяйственных культур, поиском водных ресурсов и т. д. В отличие от предшествующих ему пилотируемых кораблей, Шатл сможет вновь входить в атмосферу, маневрировать и садиться, как самолет, его можно будет повторно использовать для 100 или более полетов в течение 10 лет. [c.117]

Комплекс сборочно-монтажных операций (фрагмент 1-й) предусматривает установку двух дополнительных панелей на солнечных батареях космической станции.. Такая работа была вперные успешно выполнена в открытом космосе во время полета комплекса Салют-7 — Союз Т-9 — Прогресс-18 советскими космонавтами Владимиром Ляховым и Александром Александровым в ноябре 1983 г. Осуществленные при этом технологические операции обеспечили получение большей электрической энергии от солнечных батарей после их сборки с дополнительными панелями, произведенной neino peA TBeHHO на орбите. Данная работа стала одним из первых шагов по внедрению космической технологии сборки машин и механизмов, обеспечивших более длительное функционирование пилотируемого комплекса в околоземном пространстве. (Напомним, что возможность выполнения сборочно-сварочных работ вручную оператором в скафандре была доказана еще в 1974 г. в советской летающей лаборатории в состоянии кратковременной невесомости.) [c.94]

I — коррекции околоземной орбиты II — изменение плоскости траектории полета III — коррекции траектории IV — выведение на орбиту вокруг Юпитера V — управление положением на траектории перелета VI—изменение высоты перицентра VII—облет Юпитера VIII—управление положением на орбите вблизи Юпитера. [c.271]

Определялись и главные задачи гражданского космоса соцание постоянно действующей обитаемой космической станции и пилтиру-емые полеты за пределы околоземной орбиты создание начной станции на Луне и подготовка экспедиции на Марс. [c.67]

Работы в Лос-Аламосской лаборатории продолжались в больших масштабах. Главное внимание по-прежнему уделялось применению тепловых труб для спутников, и первый полет спутника с тепловой трубой состоялся в 1967 г. [1-9]. Для того чтобы продемонстрировать успешную работу тепловой трубы в космических условиях, спутник с тепловой трубой с корпусом из нержавеющей стали и водой в качестве рабочей жидкости и с электрическим обогревом был выведен на околоземную орбиту с мыса Кеннеди при помощи ракеты-носителя Атлас-Эджена . После выхода спутника на орбиту труба автоматически включалась в работу и телеметрические данные о ее работе принимались пятью станциями слежения в течение 14 витков вокруг Земли. Данные позволили заключить, что тепловая труба работала успешно. [c.18]

Вследствие значительного отличия условий И. от обычных земных условий, в к-рых создаются и отлаживаются нриборы, агрегаты искусственных спутников Земли, космич. ракет и их ракет-носителей, проблема И. занимает важное место среди др. пробле.м космонавтики. Особенно существепно учитывать своеобразие условий Н. при полете обитаемых космич. кораблей условия жизни человека в летящем космич. корабле резко отличаются от привычных земных, что вызывает измонепия ряда его жизненных функций. Весьма чувствителен к изменению внешних условий вестибулярный аппарат, обеспечивающий чувство равновесия человека. В результате изменения ири Н. взаимодействия рецепторов вестибулярного аппарата с жидкостью, заполняющей полукружные каналы, у человека, не прошедшего длительной сиец. тренировки, теряется ориентировка в пространстве, появляются головокружение, тошнота, расстройство ряда функций организма. Для устранения этих трудностей при длительных полетах человека па орбитальных (околоземных) или межпланетных станциях иреднолагается создавать искусственную тяжесть , при к-рой роль сил тяготения будут выполнять центробежные силы. Это может быть достигнуто, если [c.366]

Глава 3 содержит различные формы уравнений ракетодина-мики. Кратко излагается постановка и решение оптимальных задач динамики полета в околоземном пространстве. [c.711]

Взаимодействие разреженной среды с движущимся в ней телом изучает особый раздел аэродинамики — а эр од и и а м ик а разреженной среды. Быстрое развитие этой науки за последние годы вызвано прогрессом космических исследований при помощи искусственных спутников Земли и ракетно-космичсскил летательных аппаратов, а также ракетных систем различных типов (баллистические, межконтинентальные, глобальные ракеты и др.). совершающих околоземные полеты на очень больших высотах. [c.12]

В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинамики — науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты > поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы (к планетам, их спутникам, астероидам, кометам) и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космических траекторий и различных операций встречи на орбитах, посадки, маневры в атмосферах, в гравитационных полях планет (многопланетные полеты и т. п.), полеты с малой тягой и солнечным парусом и т. д. Приводятся элементарные формулы, позволяющие читателю самостоятельно оценить начальные массы ракет-носителей и аппаратов, стартующих с околоземной орбиты, определить благоприятные сезоны для межпланетных полетов и др. Книга содержит большой справочный числовой и исторический материал. [c.2]

В предыдущих частях мы рассматривали полеты космических аппаратов в пределах сферы действия Луны. При этом объектами исследования являлись околоземное космическое пространсгво, Луна и окололунное пространство. Отныне нам придется заниматься полетами аппаратов, вышедших на межпланетный простор. Можно сказать, что до сих пор мы ограничивались каботажным космическим плаванием, теперь же нам предстоит выход в открытый космос с его колоссальными расстояниями и длительностями перелетов. [c.302]

Современные зарубежные разработки космических аппаратов с электроракетными двигательными установками (ЭРДУ) предусматривают использование как солнечных ЭРДУ (СЭРДУ), снабженных большими панелями солнечных элементов, так и ядерных ЭРДУ (ЯЭРДУ), черпающ,их энергию от бортового ядерного генератора. При этом первые должны использоваться при полетах к Меркурию, Венере, Марсу, астероидам, в окрестность Солнца, а вторые — к планетам группы Юпитера и кометам (изредка встречаются проекты полетов к Юпитеру с СЭРДУ). Проектируются универсальные аппараты с ЭРДУ, которые можно использовать в самых различных операциях (в том числе на околоземных орбитах). В последнее время предусматривается, как правило, их первоначальный вывод на околоземную орбиту с помощью космического самолета. [c.349]

Для выхода на низкую круговую орбиту при полете к Меркурию по гомановской траектории необходим тормозной импульс 7,5 км/с. Это дает суммарную характеристическую скорость для всего эксперимента при старте с поверхности Земли 22,6 км/с, при старте с околоземной орбиты 13,06 км/с (см. табл. И). Фактические значения этих величин должны быть больше на несколько километров в секунду из-за наклона и существенного эксцентриситета орбиты Меркурия. [c.397]

Несколько замечаний о выборе монтажной околоземной орбиты. Здесь все рассуждения аналогичны рассуждениям 3, но как бы прокручиваются в обратном направлении . При полете на Марс по гомановской траектории наименьшая скорость схода с круговой монтажной орбиты требуется в том случае, если она расположена на уже упоминавшейся высоте 85 544 км. При этом стартующий с орбиты корабль должен иметь наименьшую массу, но ракеты, доставляющие на орбиту отдельные его части и баки с топливом, должны быть гораздо более мощными, чем в случае использования низкой орбиты. Как правило, придется, видимо, использовать низкие промежуточные орбиты. [c.453]

Увеличение суммарной характеристической скорости при сокращенных длительностях полетов (по сравнению с дважды гомановской схемой) делает в случае использования ЖРД в марсианском корабле обязательным монтаж корабля на околоземной орбите, даже если речь идет только о выходе на орбиту спутника Марса (конечно, при реактивном торможении). Для 425-суточной экспедиции с пребыванием в окрестности Марса в течение 20 сут и при условии, что используется фторо-водородное топливо, начальная масса корабля на околоземной орбите равна примерно 1000 т в неблагоприятный период (1980 г.) и 670 т в благоприятный период (1986 г.), что требует запусков четырех— шести модифицированных ракет Сатурн-5 [4.102]. [c.455]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...