بررسی فضایی: هواپیمای فضایی یونکرز

شکل 1: مدل Junkers RT-8 در “Le Bourget”، ژوئن 1965 (اعتبار: میراث ایرباس) [1.xxiv]

توسط هانس دولفینگ
دوشنبه 14 سپتامبر 2026

پس از جنگ جهانی دوم، تا سال 1953 بود که نیروهای متفقین به آلمان غربی اجازه دادند تحقیقات هوافضایی خود را از سر بگیرند، در حالی که پروازهای فضایی تا سال 1960 از سر گرفته نشد.[10] بسیاری از مهندسان باتجربه هوافضا از طریق عملیات کلامر به ایالات متحده و یا در عوض به اتحاد جماهیر شوروی اعزام شدند. برخی از مهندسان هوافضا، از جمله رویاها و تجربیات آنها از Peenemünde، باقی ماندند، که به هسته احیای تحقیق و توسعه پرواز فضایی آلمان غربی در اوایل دهه 1960 تبدیل شد.

در سال 1961، مهندسان Junkers Flugzeug-und Motorenwerke AG (JFM) با تمام قوا به طراحی و ساخت یک هواپیمای فضایی قابل استفاده مجدد پرداختند. چشم انداز و دانش پرواز فضایی توسط یوگن سانگر رویایی رهبری می شد، در حالی که پول بذر خصوصی از خود JFM بدست آمد. برای سانگر، بخشی از مکتب فکری وین، موشک‌ها چیزی بود که شما برای جشن گرفتن شب سال نو پرتاب می‌کردید، در حالی که هواپیماها قرار بود در طول یک پرواز پر زرق و برق شامپاین بنوشند. نگرش او در دهه 1950 سختگیرانه بود و نسبت به موشک های بالستیک به سرعت در حال بهبود اوایل دهه 1960 تا حدودی آرام تر بود.

این هواپیمای فضایی به عنوان فرصتی برای آلمان غربی و اروپا برای نوآوری در مقایسه با تلاش‌های عمدتاً بالستیک در ایالات متحده و اتحاد جماهیر شوروی در نظر گرفته شد. فناوری، سیاست، شخصیت‌ها و زورگویی، دیگ جالبی ایجاد کردند. [5,7,10] در ابتدا بر روی تک مرحله به مدار (SSTO) متمرکز شد، بعداً انتقالی به یک طراحی دو مرحله ای عملی تر و توانمندتر و TSTO انجام شد. در حالی که نام آلمانی دستگاه پرواز فضایی “Raumtransporter (RT)”، “Raumflugtransporter” یا “Raumgleiter” است، در زیر برای اختصار از هواپیمای فضایی استفاده شده است. یک مدل 1965 در شکل 1 نشان داده شده است. [1.xxiv, 2.i.ii ]

این هواپیمای فضایی به عنوان فرصتی برای آلمان غربی و اروپا برای نوآوری در مقایسه با تلاش های عمدتاً بالستیک در ایالات متحده و اتحاد جماهیر شوروی تلقی می شد.

شرکت Junkers بین سال‌های 1961 تا 1968 در مورد هواپیمای فضایی تحقیق کرد. پس از شروع با پول شرکت، منابع مالی دیگر از سال 1962 مورد بررسی قرار گرفت. یوگن سانگر به همکاری سازمان صنعتی Eurospace کمک کرد که در کنفرانس هواپیمای فضایی کلیدی در ژانویه 1964 در بروکسل به اوج رسید. [1.xviii.xix, 3] همکاری صنعتی و فناوری با بریتانیای کبیر و فرانسه به پیشبرد پروژه کمک می کند، اما پروژه های اروپایی مانند گاری اسب کشیده ای هستند که توسط ده ها اسب در جهات مختلف کشیده می شود. پس از مرگ سنگر در اوایل سال 1964، ابتکارات فضاپیمای فضایی اروپا در زیرگروه III/3 به نفع وسایل نقلیه پرتاب بالستیک سنتی مانند ELDO، Diamant و Blue Streak حرکت خود را از دست دادند. [1.xvi.xviii.xix.xxi, 3]

دولت آلمان غربی علاقه مند به کمک به شروع تحقیق و توسعه در صنعت فضایی بود. از سال 1962 یک آلمانی Forschungsprojekt 623 یا 62-3 (FPK 623) با Junkers، ERNO و Bölkow برای تحقیق در مورد هواپیمای فضایی قابل استفاده مجدد وجود داشت.[4] حتی در آلمان غربی، هماهنگی یک چالش بود. در دو سال 1962 و 1963 پیشرفت زیادی حاصل شد. انتقال از مفهوم به نمونه اولیه و توسعه اتفاق نیفتاد، زیرا دولت آلمان مصمم بود و به وضوح اعلام کرد که هیچ پولی برای توسعه وجود ندارد.[1.i ] در مجموع 5.39 میلیون تمبر بین سالهای 1962 تا 1965 توسط یونکرها برای مطالعات هواپیماهای فضایی دریافت شد.[1.vi ] سپس دولت آلمان غربی پیشنهاد کرد به جای آن موضوعات کلی تری در زمینه هوافضا بررسی شود، که ممکن است پس از سایر تعهدات به ELDO معمولی تر، پول کمی باقی بماند.

سنگر

یوگن سانگر از سال 1961 به عنوان مشاور برای JFM کار کرد. از سال 1961 تا مرگش در سال 1964، او 307 صفحه در 32 فصل نوشت. آنها پیش نویس های دست نویس با ترکیبی قابل توجه از دست خط مدرن و قدیمی سوترلینگ بودند.[15] او درباره مزایا و معایب همکاری آلمان غربی در اروپا از طریق کنسرسیوم نوظهور فضای اروپا، درس های آموخته شده از سفر به ایالات متحده در اوایل سال 1961، طراحی هواپیمای فضایی، آیرودینامیک، هزینه ها، نیروی محرکه، موتورهای هسته ای، ارتش در فضا و بسیاری موارد دیگر بحث کرد.[1.iv.xxi, 2.iii.v] برخی از این کار مشاوره ای مهم در قالب یک کتاب منتشر شد.[7]

بر اساس مشاوره از این منبع برجسته، تیم هواپیمای فضایی در Junkers در نهایت به حدود 87 نفر افزایش یافت و حدود 100 گزارش فنی در مورد تمام جنبه های هواپیمای فضایی تهیه کرد.[1.i.xvi.xvii ] در Junkers، افراد کلیدی مدیر پروژه یورگن لامبرشت و کارگردان جولیوس هنریسی بودند که با دکتر زنگر هماهنگ می کردند.

سانگر در اولین فصل مشورتی خود در آگوست 1961، صفحه 5 به یونکرز نوشت: «در حالی که ایالات متحده در حال حاضر مجبور است رقابت خود را در فضا از طریق برنامه‌های سقوط کوتاه‌مدت با استفاده از موشک‌های بالستیک باقی‌مانده و در نهایت استفاده از موشک‌های پایه جامد با رانش تا 10000، بدون توجه به هزینه‌های اقتصادی، بدون توجه به هزینه‌های اقتصادی درازمدت، به اروپا ترجیح دهد. تجهیزات اقتصادی از نوع توصیف شده است.”[1.iv, 2.iii ]

سانگر مادام العمر به پرواز فضایی علاقه داشت. او پرتاب های هوایی X-15 را به طور دقیق و شخصاً پس از اولین پرواز موفقیت آمیز در سال 1959 مطالعه کرد. شکل 2 او را در مارس 1961 نشان می دهد که در حال بحث درباره سیستم پرتاب X-15 در طی بازدید از مرکز تحقیقات پرواز ناسا در Edwards AFB (مرکز تحقیقات پرواز آرمسترانگ کنونی) است. او همچنین در فصل 13 خود به اطلاعات عمومی در مورد مفاهیم آمریکایی X-20 Dyna-Soar، Douglas Astro و Aerospaceplane پرداخت.[1.iv.x, 2.ii.iii.v.vii ]

شکل 2: یوگن سانگر در مرکز پرواز ادواردز ناسا AFB در حال بررسی طراحی و صندلی پرتاب X-15. از چپ به راست جیمز هنکوک، پل بیکل (NASA AMES)، یوگن سانگر، توماس تول (NASA AMES)، Garrison P. Leighton، جونیور (اعتبار: NASA AMES) [2.v.vii ]

در توصیه‌های خود به یونکرز در فصل 1 در آوریل 1961، او به روشنی اشاره کرد که یک هواپیمای فضایی اولیه SSTO برای انتقال مافوق صوت به زمین کافی است، اما در ابتدا یک بخش محموله مشکوک برای مدار خواهد داشت. بنابراین تقویت منجنیق به عنوان یک گزینه عملی بر اساس کار قبلی آلمانی در موسسه FPS Sänger مورد بررسی قرار گرفت. افزایش سرعت در هنگام برخاستن تقریباً بین 300 متر در ثانیه و مافوق صوت 500 متر در ثانیه برآورد شد. با این حال، این کسر محموله را برای یک هواپیمای فضایی با وزن ناخالص 100 تنی (GTOW) با سورتمه منجنیق بزرگ تنها 1٪ بهبود بخشید.

فصل 2 فشارهای جهشی مورد نیاز، سرعت، GTOW را با جزئیات محاسبه کرد. یک ریل 3.5 کیلومتری با تقویت 20 ثانیه ای برای یک هواپیمای فضایی 100 تنی سرعت 300 متر در ثانیه را فراهم می کرد.[1.iv, 2.iii ] علی‌رغم این نگرانی‌ها، توصیه او شامل چشم‌انداز روشنی برای رانندگی بهتر برای حل بار اولیه و حداقل است. مفاهیمی مانند موتور چرخه هوای مایع (LACE) – آلمانی برای “Luftzumischung” – برای آسان کردن مسیر به مدار مورد بحث قرار گرفت، اما به طور فعال مورد بررسی قرار نگرفت زیرا پیچیده بودند و تاخیر تقریباً قطعی بود.[1.iv.xii.xvi, 2.iii ]

نیروی محرکه هسته ای

سنگر در اوایل دهه 1960 در فصل 1 خود، نسل های موتور را به عنوان نسل 1، مواد شیمیایی، با Isp 280 ثانیه، و به دنبال آن نسل 2، مواد شیمیایی پیشرفته با Isp 450 ثانیه پیش بینی کرد. سپس نسل 3 با Isp بین 800 تا 3000 ثانیه و سپس نسل چهارم آینده‌نگر با Isp از 3000 تا 30,000,000 ثانیه از طریق موتورهای یونی، همجوشی و فوتونی خواهد بود. [1.iv.xiii, 2.iii, 7]

مطالعات هواپیمای فضایی Junkers در ابتدا عملگرایانه بود و بر روی موتورهای شیمیایی نسل دوم با ISP حدود 450 ثانیه متمرکز شد، در درجه اول موتورهای هیدروژن مایع/اکسیژن مایع (LH2/LOX). نسل سوم هسته ای به طور موازی مورد مطالعه قرار گرفت زیرا این موتورها برای طرح های اولیه SSTO مناسب بودند. اگرچه آلمان نمونه اولیه راکتور هسته ای برای مطالعه نداشت، پتانسیل فناوری هسته ای آنقدر بزرگ بود که بتوان نادیده گرفت. [1.iv.xiii.xvi ]

سانگر با توصیه های خود به یونکرها و پیشرفت های عمده ISP از طریق موتورهای هسته ای در مسیر درستی قرار داشت.

بر اساس سفر سانگر به ایالات متحده در سال 1961، یک موتور ROVER مانند برای هواپیمای فضایی یونکرز در سال 1963 مورد مطالعه قرار گرفت. هدف اصلی تحقیق یک موتور هسته‌ای چرخه باز شبیه ROVER با هیدروژن مایع بود، زیرا پیشرانه قصد داشت در راکتور جریان یابد تا نیروی رانش کافی را فراهم کند. بر اساس دمای راکتور 2500 کلوین، سرعت رانش سه برابر یک موتور شیمیایی است و بنابراین سه برابر نیروی رانش ایجاد می کند.

موتور هسته ای به شکل یک دستگاه بشکه نفت مانند با راکتور 5 پوسته، 20 تن محافظ، 50 تا 100 تن رانش، 4000 مگاوات قدرت، ISP 800 ثانیه و وزن ناخالص برخاستن بین 100 تا 20 تن خواهد بود. پانصد ثانیه پیشرانه پایدار برای راندن یک SSTO یا TSTO مرحله اول به فضا کافی است. [1.xiii,12,13]

سانگر مزایای افزایش سرعت اگزوز را در 20 مارس 1963، فصل 18، صفحه 200 توصیه خود به یونکرز محاسبه کرد. او نوشت که افزایش سرعت گاز خروجی v_{و غیره} به دلیل تأثیر قوی آن بر نسبت بار به GTOW در نتیجه کاهش نسبت سوخت، ابزاری مؤثر برای بهبود کارایی اقتصادی است. [1.iv, 2.iii ]

در طول پرواز در مدار و سرعت هدف 9100 متر بر ثانیه، نسبت سوخت به صورت t=1-e محاسبه شد.^-v/v_ex. استفاده از سرعت گازهای خروجی v_{و غیره} با سرعت 4500، 10000 و 30000 متر در ثانیه، نسبت سوخت به ترتیب 87، 60 و 26 درصد بود. از آنجایی که Isp مستقیماً با سرعت پرتاب موشک از طریق Isp = v ارتباط دارد_{و غیره} / g، این منجر به یک ISP به ترتیب 458 ثانیه، 1019 ثانیه و 3058 ثانیه می شود.

حتی زمانی که نسبت جرم خشک در این سه مورد نمونه از 12% به 16% و 18% افزایش یافت، نسبت بار محموله با نرخ تخلیه از 1% به 24% به 56% افزایش یافت. بنابراین، موتور هسته ای به عنوان کلید موفقیت در نظر گرفته می شود. [1.iv, 2.iii ]

یکی از ابهامات نحوه برخورد با محیط بود. پتانسیل آلودگی هسته ای بر اساس استفاده از 50 گرم اورانیوم در طی یک صعود ده دقیقه ای برآورد شد. تخمین زده می شود که این بین 0.1٪ و 1٪ از یک انفجار هسته ای و جوی باشد. این که آیا چنین آلودگی قابل قبول است یا خیر، یک سوال باز در نظر گرفته می شود.

پیشرانه هسته ای نیز در زمینه فضای اروپا، به ویژه زیر گروه III/7 مورد بررسی قرار گرفت. آنها مرحله دوم هسته ای را برای موشک های ELDO و DIAMANT بررسی کردند. رانش سطح زمین 50 تن، راکتور U-235 و خروجی حرارتی 2600 مگاوات با هیدروژن مایع به عنوان متوسط.[1.xxi ] Eurospace زیر گروه III/8 نیز به موتورهای هسته ای علاقه داشت، اما در زمینه پیشرانه الکتریکی هسته ای، مانند موتورهای یونی.[1.xx]

راکتورهایی مانند آنهایی که در پروژه پلوتون هستند نیز مورد مطالعه قرار گرفته اند. اگر بتوان هوا را به‌عنوان پیشران مستقیماً از طریق راکتور عبور داد، در آن صورت صرفه‌جویی در وزن قابل توجه خواهد بود. راکتورهایی با اکسید بریلیم و گرافیت مورد مطالعه قرار گرفته اند. با این حال، هوا به عنوان یک رسانه باعث فرسایش غیرقابل قبول در راکتور می شود، بنابراین راکتور هیدروژن مایع شبیه ROVER گزینه پیشرانه ارجح بود.

سانگر با توصیه های خود به یونکرها و پیشرفت های عمده ISP از طریق موتورهای هسته ای در مسیر درستی قرار داشت. پس از مرگ او، نوآوری هایی مانند موتور هسته ای با چرخه بسته هسته گازی توسط ناسا و شرکت هواپیماسازی متحده مورد بررسی قرار گرفت. در اصل، چنین حلقه های بسته ای هیچ محصول زباله هسته ای را در جو آزاد نمی کند و به طور بالقوه امکان استفاده از موتور هسته ای را از سطح سیاره بدون آلودگی هسته ای فراهم می کند. [14]

طرح ها

در سال 1961، یونکرز کار بر روی هواپیمای فضایی سرنشین دار را آغاز کرد. در طی پنج سال آینده، بسیاری از انواع RT و شماره مدل، از 1 تا 20، مورد بحث و بررسی قرار گرفت و طراحی شد، و یک بررسی متوالی، عمدتا زمانی از این مفاهیم در ادامه می‌آید. همه انواع RT به عنوان هواپیماهای فضایی سرنشین دار با یک یا دو خلبان برای SSTO و دو برابر آن برای TSTO برنامه ریزی شده بودند. پس از این مفاهیم ساختاری برای یک هواپیمای فضایی، طراحی کابین خلبان برای خلبانان مورد بحث قرار گرفته است.

مانند کار در ایالات متحده، همه این رویکردهای RT-1 تا RT-7 SSTO یک قدم بسیار دور بودند و هرگز از تابلوهای ترسیم خارج نشدند.

اولین نسخه Raumtransporter-1 “RT-1” نامگذاری شد. این جنگنده شبیه یک جنگنده دلتای معمولی با بال های بزرگ در حدود 75 درجه به نظر می رسید. هدف، یک هواپیمای فضایی SSTO بود که از پرتاب منجنیق و سرعت هدف تقریباً 7800 متر بر ثانیه استفاده می کرد. منجنیق سرعت را حدود 300 تا 500 متر در ثانیه افزایش می دهد. وزن برخاست 128 تن بود. موتورهای RT-1 برای کار با LH2/LOX طراحی شده اند. با حجم مخزن حدود 283 متر مکعب که 30:70 برای LOX/LH2 تقسیم می شود، توده سوخت LOX/LH2 به ترتیب 98 تن و 14 تن ذکر شده است. [1.xvi ]

تا اواسط سال 1963، چندین مدل هواپیمای فضایی طراحی شده بود. یک نسخه RT-4 بود، یک بال پرنده، با وزن ناخالص برخاستن از RT-1 با 128 تن و نسبت سوخت مشابه. شکل 3 خطوط کلی RT-1 و RT-4 را برای مقایسه نشان می دهد.

شکل 3: مدارهای RT-1 و RT-4. [1.xvi ]

بین بال های مثلثی شکل جنگنده RT-1 و بال پرنده RT-4، RT-2 و RT-3 با تانک ها و شکل بدنی به تدریج صاف تر و بیضوی تر بودند. شکل 4 مقاطع عرضی را برای مقایسه نشان می دهد. همه آنها GTOW و کسری بار یکسان داشتند.

شکل 4: RT-1،2،3 و 4 مقطع، از چپ به راست. [1.xvi ]

پس از سفر قبلی خود به ایالات متحده در مارس 1961، سانگر در فصل 1، صفحه 2، آگوست 1961 نوشت، در حالی که LOX/RP2 و LOX/LH2 ترکیب فعلی سوخت موشک برای موتورهای موشکی در حال تولید هستند، نسل دوم و احتمالاً آخرین موتورهای شیمیایی ممکن است از LOX/LH2/hydrazine/LHF/LH2/LH2 استفاده کنند. تا حدود 450 ثانیه [1.iv ]

توصیه سانگر به Junkers منجر به مفهوم RT-5 در اوایل سال 1963 شد، همانطور که در شکل 5 نشان داده شده است. با قدرت برخاست ناخالص 87.3 تن، سوخت 54 تن فلوئور مایع و 24 تن هیدرازین با همان بار یک تنی RT-1 بود. این نسخه RT-5 نامگذاری شده است. ترکیب LF2/LH2 کمی ارزان‌تر بود، اما نه به‌طور قابل‌توجهی. [1.iv.vii, 2.iii ]

شکل 5: مدار RT-5. [1.xvi

In principle, the use of LF2 as more energetic oxidizer could lead to an up to 30% higher Isp compared to the RT-1 with LOX/LH2 engines. A downside was, of course, the significant issues in handling fluorine in the first place. In Figure 6, Sänger inspects such a fluorine engine at Bell Aerosystems.

Figure 6: Sänger (left) inspects a fluorine engine at Bell Aerosystems in March 1961. [2.v]

RT-6 و RT-7 دو مطالعه بر اساس RT-1 برای پاسخ به سؤالاتی در مورد اینکه چگونه یک اندازه کوچکتر یا بزرگتر می تواند عملکرد هواپیمای فضایی را تغییر دهد، بودند. مساحت بال، حجم سوخت و آیرودینامیک پارامترهای مهم این مطالعه بودند، همانطور که عملکرد به و از مدار پایین زمین (LEO) بود. RT-6 GTOW تنها نصف RT-1 GTOW با 64 تن وزن بود، در حالی که انتظار می رفت RT-7 حدود 200 تن باشد. در مقایسه با طول RT-1 که 36.5 متر است، RT-6 تنها 29 متر و RT-7 42.3 متر طول دارند. [1.v]

مانند کار در ایالات متحده، همه این رویکردهای RT-1 تا RT-7 SSTO یک قدم بسیار دور بودند و هرگز از تابلوهای ترسیم خارج نشدند. موتورها یا منجنیق های قوی تر نمی توانند فاصله بین فضا را پر کنند. موتورهای هسته ای با Isp 800 می توانستند کار کنند، اما در دسترس نبودند. علاوه بر این، تردیدهایی در مورد آلودگی زیست محیطی موتورهای هسته ای و استفاده منظم از آنها وجود داشت.

RT-8 اولین طراحی دو مرحله ای به مدار (TSTO) یونکرز بود. تاریخ دقیق شروع ناشناخته است، اما نقشه های ساخت و ساز به تاریخ 10 اکتبر 1963 وجود دارد. شکل 7 شکل اصلی را نشان می دهد. این نسخه خاص RT8/11 با حداقل 13 تغییر در RT-8 به تنهایی است.

شکل 7: طرح کلی RT-8/11 در اکتبر 1963. [1.xvi ]

وزن ناخالص برخاست RT-8 100 تن با 79 تن برای مرحله اول و 21 تن برای مرحله دوم طراحی شد. برای مرحله اول 69 تن و برای مرحله دوم 13 تن پیشرانه وجود دارد. موقعیت تانک های LH2 و LO2 در شکل 7 مشخص شده است. این نسخه خاص RT-8 دارای محموله “(آلمانی) Nutzlast” در وسط مرحله دوم بود، اما بحث قابل توجهی در مورد اینکه آیا باید در دماغه باشد یا در وسط صحنه وجود داشت. از آنجایی که این یک سیستم خلبانی دو خلبان بود، پارامترهای مورد بحث عبارت بودند از مرکز ثقل، نمای خلبان، سپرهای حرارتی و غیره. RT-8 برای حمل محموله بزرگتر 3.7 تنی به LEO طراحی شده است. مانند نسخه های قبلی، پرتاب منجنیق همچنان در نظر گرفته می شد، همانطور که در شکل 8 نشان داده شده است. [8,9]

شکل 8: پرتاب منجنیق RT-8. [6]

پس از کنفرانس بزرگ هواپیمای فضایی در بروکسل در ژانویه 1964، با حضور تمامی شرکت های مربوطه فرانسوی، بریتانیایی، آلمانی و حتی آمریکایی، از دست دادن اوژن سنگر رویا در اوایل سال 1964، پویایی و مفاهیم هواپیمای فضایی را تغییر داد. کنفرانس بروکسل نقطه اوج رویای یک هواپیمای فضایی اروپایی بود.[1.xviii.xix, 3]

از طریق همکاری بین المللی در چارچوب Eurospace، تمام شرکای صنعتی گروه Eurospace/III شرکت کردند. فرانسوی ها به تحقیقات و هواپیماهای مافوق صوت علاقه مند بودند. بریتانیایی ها Bluestreak و همچنین ایده هایی برای توربوجت های تقویت شده با هوا داشتند. آلمانی‌ها پروژه صنعتی FPK 623 خود را برای یک هواپیمای فضایی قابل استفاده مجدد در سال‌های 1962 و 1963 داشتند. آمریکایی‌ها با سرعت کامل پروژه آپولو را پیش می‌بردند و در مفاهیم مختلفی مانند Dyna-Soar X-20، موشک Bell Astro، X-15 و غیره به خوبی آشنا بودند.

بعد از آن نقطه برجسته کنفرانس بروکسل، موفقیت نمایش یونکرها در نمایشگاه هوایی پاریس در ژوئن 1964 در لو بورژه بود. همانطور که در شکل های 1 و 9 نشان داده شده است، مدل های باکیفیت RT-8 علاقه زیادی را در صنعت ایجاد کرده اند.

شکل 9: Junkers RT-8 در مسیر Le Bourget 1965. [1.xxiv]

در سال‌های 1964 و 1965، بودجه دولتی و بین‌المللی برای توسعه مفهومی به مقدار زیاد مورد نیاز نبود. در یک جلسه دولت در مورد FPK 623، Junkers از توسعه هواپیمای فضایی حذف شد زیرا انتظار می‌رفت این هواپیما بسیار گران باشد و بودجه «تقریباً کافی» برای توسعه یک هواپیمای فضایی وجود نداشت. در آوریل 1964، تنها یک چهارم بودجه مورد انتظار دولت وارد شد. در عوض، از آنها خواسته شد تا پروژه های تحقیقاتی پایه بیشتری را برنامه ریزی کنند.[1.i ]

در آوریل 1964، طرح شماره گذاری RT تغییر کرد.[1.viii ] دو گرید RT-8/xx اکنون با نام‌های RT-8 I و RT-8 II شناخته می‌شوند که در اصل با نسخه A شناخته می‌شوند. مدل “B” در جولای 1964 ذکر شد.[1.xi ]

یکی از مدل‌های نهایی RT-8، RT-8-II F در نوامبر 1964 بود. برخلاف اکثر اشکال بدنه استوانه‌ای، این مرحله دوم در شکل 10 بیشتر شبیه یک بال پرنده است، بر اساس ایده‌ای که قبلاً با RT-4 در شکل 3 بررسی شد. ممکن است نسخه “F” برای نشان دادن شکل بال‌پرنده (Gluerman “Fluerman”) انتخاب شده باشد. [1.viii.xi ] گاهشماری دقیق از یادداشت ها و یادداشت های هواپیمای فضایی لامبرشت از سال 1963 تا 1967 در دسترس است.[1.xxiii ]

شکل 10: مرحله دوم RT-8-II-F. [1.viii ]

مفهوم RT-9 در اوایل سال 1965 در یادداشت ها و نقشه های فنی مانند شکل 11 ظاهر شد. طرح کلی سیستم دو مرحله ای شبیه به تکرارهای بعدی RT-8 مانند شکل های 7 و 8 به نظر می رسد. [1.vi.xiv.xxvi ] افزایش بار سه تنی در هر مدار پیش بینی شده است. در آن زمان کابین خلبان دو فضانورد در جلو قرار داشت. به صراحت اشاره شده است که یک سیستم SSTO تک مرحله ای در آن زمان مقرون به صرفه نبود.[1.vi ] همچنین گزارش شده است که “فلز خم شده است” و چندین آزمایش ساختمانی انجام شده است، مانند آزمایش ترکیب لایه ای پوست و انتقال حرارت.[1.vi ] سپر حرارتی قابل جابجایی برای پنجره کابین خلبان هنگام پرواز برای ارزیابی فلاتر آزمایش شد.[1.xxvi ]

شکل 11: RT-9. [1.xxvi ]

هر دو RT-8 و RT-9 قرار بود توسط منجنیق پرتاب شوند. با این کار سرعت اولیه مافوق صوت 250 متر در ثانیه به فضاپیما وارد مدار می شود. [1.vi ]

در سال 1964-1965، مفهومی برای اضافه کردن مرحله سوم و استفاده از پرتاب هوایی مشابه X-15 توسعه یافت. یک B-52 اصلاح شده هر دو مرحله را به ارتفاع و سرعت مناسب می رساند. چنین سیستم سه مرحله ای حدود 300 متر در ثانیه افزایش سرعت می یابد که یک ویژگی جذاب بود. وزن ناخالص برخاستن 250 تن برای مجموع سه مرحله طراحی شده است که به 140 تن برای هواپیمای حامل به اضافه 110 تن برای محموله TSTO تقسیم شده است. با این حال، این همچنین عوارضی را با یک مرحله اضافی اضافه می کند که چشم انداز قابلیت استفاده مجدد را به خطر می اندازد. [1.ii.vi.xxv ]

شکل 12: مفهوم RT-10. [1.xxv]

مفهوم آگوست 1964 RT-10 در شکل 12 و 13 نشان داده شده است.[1.xxv] گزارش شد که این مفهوم پرتاب هوایی در سال 1965 برای تامین مالی پیشنهاد شد اما پذیرفته نشد. در مطالعه بعدی Junkers، گزارش شد که هواپیمای فضایی سه مرحله ای مزیت اقتصادی قابل توجهی نسبت به هواپیمای فضایی TSTO ایجاد نمی کند.[1.vi.xxv]

شکل 13: مفهوم RT-10. (اعتبار: میراث ایرباس) [1.xxv]

RT-20-I و II دو مرحله ای با وزن کلی برخاستن 150 تن در نقشه فنی می 1965 ظاهر می شوند و شبیه به RT-9 دو مرحله ای در شکل 11 هستند. [1.iii ] شرح دقیقی از RT-20 یا اهداف آن یافت نشده است. هیچ گزارشی از مدل های پیش از RT-11 تا RT-19 وجود ندارد.

کابین هواپیمای فضایی

در آغاز پروژه هواپیمای فضایی در سال 1962، فناوری رایانه به اندازه کافی برای انجام فرود و قرار ملاقات خودکار پیشرفت نکرده بود. بنابراین معمولاً به دو خلبان نیاز بود. همانطور که در شکل 14 نشان داده شده است، از آنجایی که این ناقل هوافضا جو زمین را ترک می کند، مانند عطارد و جمینی، یک کابین تحت فشار با سیستم کنترل آب و هوا برای زنده نگه داشتن دو خلبان در خلاء تا LEO مورد نیاز بود.

شکل 14: مقایسه اندازه کابین جیوه، جمینی و Raumtransporterkabine (RTK) [1.xvi ]

وجود سیستم نجات در تمام مراحل پرواز الزامی بود. شکل 2 یوگن سانگر را در حال بازرسی سیستم اضطراری X-15 نشان می دهد و این درس ها به هواپیمای فضایی یونکرز منتقل شده است. صندلی های جمع شونده به عنوان یک هواپیما در اتمسفر پایین و در سرعت کار می کنند، در حالی که کابین خلبان جمع شونده راه حلی در سرعت ها و ارتفاعات بالاتر است. صندلی های جهشی نیز راه حلی برای RT-8 با تقویت کننده زمینی سورتمه موشکی شکل 8 بود.[1.xvi ]

این طراحی هواپیمای فضایی دهه 1960 شباهت زیادی به شاتل فضایی ایالات متحده یک دهه بعد داشت.

کپسول ها یا کپسول های دور ریختنی در آلمان غربی جدید نیستند. آنها قبلاً در آلمان نازی در طول جنگ جهانی دوم 20 سال قبل ساخته شده بودند و استفاده از آنها در یک وسیله پرنده حتی بالاتر مانند هواپیمای فضایی یک تناسب طبیعی بود. در حالی که دو سیستم مجزای نجات جرم اضافه کردند، قابلیت های نجات باید در تمام مراحل پرواز وجود داشته باشد. حتی کلی جانسون اعتراف کرد که “من هرگز متقاعد نشده ام که پرتاب کپسول برای چیزی غیر از ورود مجدد با سرعت بالا از فضا ضروری است.”[11] انتظار می رود وزن کابین این هواپیمای فضایی بین 1767 تا 3000 کیلوگرم باشد. [1.xv.xvi ]

دو طرح از کابین هواپیمای فضایی Junkers در شکل 15 نشان داده شده است. آنها مربوط به سال 1965 برای RT-8 هستند. کابین یک دماغه گرافیتی مانند شاتل فضایی یک دهه بعد داشت. کابین خلبان دارای صندلی های جهشی مارتین-بیکر برای هر دو خلبان بود. طرح‌های قبلی دارای صندلی‌های جهشی Junkers بودند. کابین را می توان از مرحله دوم جدا کرد و یک چتر نجات در دماغه پشت سپر حرارتی داشت. چتر نجات کپسول را در یک موقعیت ثابت در هنگام فرود نگه می دارد و در حالی که پشت خلبانان به زمین است در پشت کابین فرود می آید. برای تسهیل مانور و ترمز در فازهای پرسرعت، کابین دارای موتورهای متعددی در عقب بود. تنظیمات مختلف برای نیروهای G، جرم و مرکز ثقل مورد ارزیابی قرار گرفت.[1.xvi ]

شکل 15: طراحی کابین هواپیمای فضایی 2A و B. [1.xvi ]

از آنجایی که خلبانان به دید خوبی در مراحل فرود و قرار ملاقات نیاز داشتند، بحث های قابل توجهی در مورد موقعیت پنجره ها وجود داشت، همانطور که در شکل 15 نشان داده شده است. بنابراین آنها طراحی، اندازه گیری، وزن و حتی پرواز آزمایش شدند تا عدم وجود فلاتر را تأیید کنند.

شکل 16: نمای جلو و ابزارهای مفهومی RT-8-II. [1.xv.xvi ]

همانطور که در شکل 15 و 16 نشان داده شده است، نماهای پنجره برای مرحله نهایی و دقیقه رویکرد فرود سرخورده به باند در مقایسه با فرود شاتل فضایی ایالات متحده یک دهه بعد مشابه به نظر می رسید. تنظیمات و زوایای پنجره برای تأیید اینکه خلبانان آگاهی موقعیتی کافی دارند مورد ارزیابی قرار گرفتند. [1.xvi.xv]

نتیجه گیری

عدم موفقیت پروژه هواپیمای فضایی یونکرز را می توان به عوامل متعددی نسبت داد. در دهه 1960 صنعت هوافضای آلمان در شرایط سختی قرار داشت. اگرچه آنها در پایان جنگ جهانی دوم تعداد زیادی مهندس داشتند، اما بسیاری از آنها ترک کردند یا مجبور شدند به ایالات متحده و اتحاد جماهیر شوروی بروند. هفده سال پس از پایان جنگ، هواپیمای فضایی فرصتی عالی برای شروع کاری جدید و نوآورانه و آموزش نسل جدیدی از مهندسان در آلمان غربی بود.

مرگ سانگر در سال 1964 به معنای از دست دادن محقق اصلی پروژه هواپیمای فضایی بود و ارتباطات بین المللی قابل توجه و شهرت او چیزی بود که پروژه هرگز از آن پس نگرفت.

اولین مشکل پول بود. پول شرکت خصوصی پروژه هواپیمای فضایی را آغاز کرد و پول تحقیقاتی دولت آلمان غربی از طریق FPK 623 به پیشرفت آن کمک کرد. با این حال، بودجه توسعه هرگز محقق نشد. برخی برآوردها 100 برابر بیشتر از 5 میلیون آلمانی در بودجه تحقیقاتی بود و دولت آلمان این را به دلیل داشتن سایر تعهدات پرواز فضایی با ELDO به تصویب رساند.[1.i.xxi.xxii ] کمبود بودجه ممکن است به از دست دادن استقلال JFM کمک کرده باشد، زیرا بین سال های 1965 و 1969 بخش های مختلف شرکت JFM به تدریج توسط Messerschmitt A.G و Messerschmitt-Bölkow-Blohm (MBB) خریداری و جذب شد.

مشکل دوم سیاست بود. با وجود لابی فضایی اروپا در فرانسه و بریتانیا، پول اروپا هرگز به مقدار کافی محقق نشد. فرانسه و بریتانیا به طور موثر منافع فضایی خود را در قالب ELDO، موشک های بالستیک و دفاع در اولویت قرار دادند. سرمایه گذاری خطرپذیر می توانست به گسترش یونکرز و پروژه کمک کند، اما سرمایه گذاری خطرپذیر در آلمان غربی در آن زمان عملاً وجود نداشت. مرگ سانگر در سال 1964 به معنای از دست دادن محقق اصلی پروژه هواپیمای فضایی بود و ارتباطات بین المللی قابل توجه و شهرت او چیزی بود که پروژه هرگز از آن پس نگرفت.[2.i.ii ]

یکی دیگر از عوامل مؤثر این بود که تجارت با ایالات متحده عمدتاً از طریق مشارکت های پس از جنگ بود تا تأمین مالی مستقیم. تبادل فعال افراد و ایده ها وجود داشت. Eurospace ارتباطات را در ایالات متحده ترویج می کند. به عنوان مثال، پیشنهادهایی از سوی شرکت هوافضا برای انجام “بررسی طراحی” به جای سرمایه گذاری پول وجود دارد.[10]

مشکل سوم مهندسان بود. این نبود که مهندسان آلمانی بد بودند. برعکس، ایالات متحده فعالانه مهندسان هوافضا را شکار می کرد زیرا یافتن مهندسان واجد شرایط کافی برای رفتن به ماه با پروژه آپولو دشوار بود.

یوگن سانگر در سفری به ایالات متحده در سال 1961 با هیو درایدن، معاون ناسا صحبت کرد و گزارش داد: “در یک گفتگوی شخصی با دکتر درایدن، او چندین بار اشاره کرد که او و تعداد زیادی از دانشمندان پرواز فضایی آمریکایی که به آلمان غربی سفر کرده بودند، بازسازی کلاسیک تحقیق و توسعه فضایی آلمان غربی را “تراژدی” توصیف کردند. به هر طریق ممکن و با توجه به این دیدگاه خودخواهانه که تحقیقات پروازهای فضایی ایالات متحده از کمبود مهندسان و دانشمندان مبتکر رنج می برد، بنابراین همکاری نزدیک با اندیشکده های مرتبط آلمانی نیز چشم اندازها و انگیزه های جدیدی را برای تحقیق و توسعه پروازهای فضایی ایالات متحده ایجاد می کند.[2.vi ]

درس هایی آموخته شد. با وجود آزمایش های اولیه ساخت و ساز، هیچ نمونه اولیه ای هرگز پرواز نکرد. بیشترین چیزی که تولید شد یک مدل نمایشگاهی کوچک بود. امروزه مانترا عبارت است از “زود و اغلب پرواز”. به طور مشابه، صنعت فناوری اطلاعات نگرش «نقش را مشخص نکن، نمونه اولیه» دارد. شرکت های هواپیماهای فضایی مانند Polaris Spaceplanes در آلمان و Dawn Aerospace در نیوزلند وجود دارند که به نظر می رسد این درس ها را آموخته اند. استدلال نمونه اولیه با درس های سازمان های لاکهید اسکانک ورکز که همزمان با یونکرها فعال بودند تقویت می شود. آنها به جای اینکه سه سال یک هواپیما را مطالعه کنند، چند هواپیما را در دو یا سه سال از صفر ساختند.

اگرچه تجارت و صنعت اروپا حیاتی است، اما لازم نیست همه پروژه ها با پول اروپایی و همکاری پیچیده کار کنند. سوئد و فرانسه نشان می‌دهند که می‌توانید در عین حال که بخشی از اروپا هستید، ظرفیت هوافضای مستقل را به صورت ملی ایجاد کنید. ادغام عمودی و بودجه VC برای توسعه ابزارهای مالی هستند که در آلمان به اندازه کافی مورد توجه قرار نمی گیرند.

مهندسی در Junkers در اوایل دهه 1960 دانش، تجربه و قابلیت های فوق العاده ای را ارائه کرد. با این حال، ستارگان هرگز همسو نشدند و کمبود پول توسعه و از دست دادن رهبر رویا، ما را با یکی از بزرگ‌ترین «چه می‌شد؟» مواجه کرد. تاریخچه پروازهای فضایی

مراجع

1. Deutsches Museum، Archiv، Museumsinsel، مونیخ (آلمان)، Luft- und Raumfahrtdokumentationen (LRD)، بیش از 13000 پوشه.
   1. LRD 04900، “Raumtransporter Angebote; Verträge; Kosten Laufzeit: 1964″، “Besuch bei Bundesministerium für wirtschaftliche Forschung wegen RFT32″، 3 صفحه، 10 مارس 1963، “Angebot 51/1963 Technische Project 51/1964 Studien über ein Raumfluggärät، 2 صفحه، 11 مه 1954.
   2. LRD 05019، “Junkers [Junkers Flugzeug- und Motorenwerke JFM]: Berichte Hofmann, Raumtransporterberichte, زمان اجرا: 1964 – 1967، شامل. “Das Flugzeug als Starthilfe für Raumtransporter-Systeme”، 19 صفحه، Ju. Berricht Nr. 064-188.
   3. LRD 05050، “Junkers Flugzeug- und Motorenwerke JFM: Raumtransporter RT”.
   4. LRD 05832, Sänger, E., “Vorläufige Vorschläge zur Entwicklung eines Europäischen Raumflugzeuges”، 32 فصل، 307 صفحه، 18 اوت 1961 – 10 فوریه 1964.
   5. LRD 06926، “Junkers Flugzeug- und Motorenwerke JFM: Forschungsprojekt 623″، “Untersuchungen einer Außenhaut des Raumtransporters aus übereinandergeschichteten Wellblechen. Junkers Bericht “GeerwidStrmittlukturgen” 063-075 der Raumtransportervianten RT 1, RT 6, RT 7 als auch RT 6′ und RT 7, Junkers Bericht Nr. 063-080, 39 pages, September 1963.
   6. LRD 06234، “Junkers Flugzeug- und Motorenwerke JFM: Raumtransporter Entwicklung زمان اجرا: 08.1965 – 12.1965″، شامل. “من. Aufgangestellung für die Raumtransporter-Arbeiten, bisherige Mittel، 10 دسامبر 1965، Lambrecht و همکاران.
   7. LRD 06342، “Junkers Flugzeug- und Motorenwerke JFM: Raumtransporter: Entwicklung Runtime: 1963/64″، Lambrecht، “Gewichte und Abmessions des Raumtransporters mit F2/N2H4″، 1 صفحه، 19628 می.
   8. LRD 06343، “Junkers Flugzeug- und Motorenwerke JFM: Raumtransporter: Entwicklung Runtime: 1964/65”.
   9. LRD 06589, Lambrecht, J., “ÜBER DIE VERWENDUNG DER ELDO-A-TRÄGERRAKETE FÜR VERSUCHE MIT AERODYNAMISCHEN WIEDEREINTRITTS-MODELLEN، Ein EUROSPACE-Beitrag zur Problematik-postumeum”, بریتانیای کبیر، 23-25 مه 1966.
   10. LRD 06909، “Junkers JFM: Raumtransporter RT: Vorträge A-Z”، زمان اجرا: 1964، Janik، “Kosten und Entwicklungsprogram eines Raumtransporters”، 18 صفحه، Lambrecht، “Auslegungskriterien der Raumtransport”، 24، 34، 29 صفحه Lambrecht، “Anforderungen an eine Europäisches Raumfahrtprogram”، 9 صفحه، 24 مارس 1964، Stöckel، K. “Triebwerke für Raumtransporter”، Bölkow، 11 صفحه.
   11. LRD 06910، “Junkers JFM: Junkers Raumtransporter RT-8/IIB, 2. Stufe. Runtime: 10.03.1964”.
   12. LRD 06922، “Junkers JFM: Raumtransporter RT، Tagung zur europäischen Zusammenarbeit”، 18 اوت 1965، 7 سپتامبر 1965، Antrieb mit Luftbeimischung، Bristol Siddeley Engines (BSE)، زمان اجرا: 1965.
   13. LRD 07605، “Nuclearthermischer Antrieb NTA-Notiz Nr. 1.” “Ergebnisse der Voruntersuchungen über den Nuklearthermischen Antrieb eines Raumtransporters.”، 13 نوامبر 1963.
   14. LRD 07607، «Ermittlung eines Projektgewichtes und einer Massenverteilung für die tragende Struktur des Raumtransporters Raumtransporters»، 18 صفحه، 18 ژانویه 1967.
   15. LRD 07640، “Junkers JFM: Untersuchungen einzelner Komponenten der Kabine in der Spitze des Raumtransporters und Gewichtsbilanz.”، Junkers-Bericht 065-217، 22 سپتامبر 1965، 105 صفحه.
   16. LRD 07739، “Junkers JFM: Raumtransporter RT Intern Runtime: 01.07 – 31.12.1963″، شامل. “Inhaltsübersicht für den Jahresendbericht 1963″، 3 صفحه، 1963، “Internationale Zusammenarbeit am Raumtransporter”، 2 صفحه، 1964، نامه، Edward N. Hall، United Aircraft، w.r.t Raumtransporter، w.r.t Raumtransporter، 2 pages1. EUROSPACE-Symposium über Raumtransporter»، 3 صفحه، برلین، 16 دسامبر 1963، «Projektbezeichnungen der Besatzungskabinen»، شامل. تصاویر، 11 صفحه، 02 دسامبر 1963، “فهرست گزارش های یونکرها 1963″، J. Lambrecht، 2 صفحه، نوامبر 1963، “Praktische Versuche fur Raumtransporter”، 2 صفحه، 26 آگوست 1963، “Nuklearer im RaummenhNational. Raumfahrtprogramms، 3 صفحه، “Luftzumischung zu Raketenstrahlen’، 1 صفحه، 17 اکتبر 1963.
   17. LRD 07742، “Junkers JFM: Raumtransporter RT Intern”.
   18. LRD 07746، کنفرانس اروپا در مورد ناقل فضایی، 23-24 ژانویه 1964، قسمت 1، کاخ کنگره، بروکسل، بلژیک.
   19. LRD 07752، کنفرانس اروپا در مورد ناقل فضایی، 23-24 ژانویه 1964، قسمت 2، کاخ کنگره، بروکسل، بلژیک.
   20. LRD 07895، “Junkers JFM: Eurospace III، زمان اجرا: 02.1962 – 12.1962″، شامل. “Space Transporter and Related Projects III/3″، نوامبر 1962، Protokolle der Arbeitsuntergruppe III/8 “Propulsion électrique”، 1961 -1962.
   21. LRD 08080، انتشارات EUROSPACE. «EUROSPACE Aerospace Transporter»، 58 صفحه، به زبان‌های انگلیسی، فرانسوی و آلمانی، N64-32878#، 1964، «EUROSPACE Memorandum zur Frage der Durchführbarkeit eines Raumtransportersystems»، 7 صفحه، مارس 1965، «EUROSPACE Memorandum. Facilities”, N65-21439#, June 1964, 21p, N64-32878#, EUROSPACE Memorandum No. 3, “Fundamental Research” سپتامبر 1964.
   22. LRD 08092، “Junkers JFM: EUROSPACE Raumtransporterbericht”، نظرات مارتین. Co. on spaceplane”, زمان اجرا: 1964/12/31.
   23. LRD 09975، “Raumfahrt: Entwicklung Raumtransporter؛ Junkers JFM Raumtransporter RT-8, RT-9”.
   24. LRD 09976، “Raumfahrt: Junkers JFM Raumtransporter RT-8 / Sänger, RT-9 1964”.
   25. LRD 020281، “Beiträge Kurt Reinigers zu Raumgleiterkonzepten، “Gedanken zum Startverfahren eines Raumtransporters”، “Das Trägerflugzeug als Startbasis für Raumflugkörper”، 2 Fassungen 30 -6.196: 12.03.1968.”، “Der Flugzeugstart eines Raumtransporters unter dem Gesichtspunkt neuerer System-Untersuchungen.”، Junkers Bericht Nr. 064-162، 11 صفحه، «Das Flugzeug als Starthilfe für Raumtransporter-Systeme»، 19 صفحه، Ju. Berricht Nr. 064-188.
   26. LRD 06043، “Junkers Flugzeug- und Motorenwerke JFM: Versichte Zeichnungen und Berichte Raumtransporterentwicklung”، “Die Atmospherä der Pilotenkabine der 2. Stufe”، “Junkers Bericht Nr. Kabine، “Aktennotiz: Fenster”، “Aktennotiz: Landestoss-Dämpfung”، “Gewichtsabschätzung des Fahrwerkanteiles beim Raumtransporters RT-9″، “Schutzklappen für die RT 9 -Kabinenfenster”، Hautkonfiguration.
2. Deutsches Museum, Archiv, Nachlass (NL) 230 Eugen Sänger, 4140 folder. https://www.deutsches-museum.de/assets/Forschung/Archiv/Download/Findbuecher_PDF/NL_230_Saenger.pdf
   1. روی، ام.، “Das Luft- und Raumtransportsystem”، Eugen-Sänger-Gedächtnisfeier، 20 صفحه، اشتوتگارت، 10 فوریه 1965، NL 230/0159.
   2. روی، ام.، “Das Luft- und Raumtransportsystem”، “Zeitschrift für Flugwissenschaften”، جلد 13، شماره 8، 10 صفحه، اوت 1965، NL 230 / 0835.
   3. Sänger, E., “Vorläufige Vorschläge zur Entwicklung eines Europäischen Raumflugzeuges”، 32 فصل، 307 صفحه، 18 اوت 1961 – 10 فوریه 1964، NL 230 / 1311 – 1333.
   4. Sänger، E.، “Vorläufige Vorschläge zur Entwicklung eines europäischen Raumflugzeuges. 1. Teil”، Deutsches Museum، NL 230 / 1321.
   5. “Amerikareise durch die US-Raumfahrtforschungszentren im Februar-März 1961 über Einladung des US-State Department.”، NL 230 / 1848.
   6. «Erfahrungen aus einer Studienreise durch die US-Raumfahrtforschung Administration zur Zusammenarbeit mit einer deutschen Raumfahrtforschung»، 7 صفحه، 1 مه 1961. NL 230 / 2472/1-2.
   7. “Fotodokumentation zu Eugen Sängers Besichtigungsreise durch Luft- und Raumfahrteinrichtungen von Forschung und Industrie in den USA”، NL 230 / 3783.
3. کنفرانس شاتل فضایی اروپا، 23-24 ژانویه 1964، کاخ کنگره، بروکسل، بلژیک. [1.xviii.xix ]
   1. N65-23958#، موریس روی، “پروتکل‌های جلسات فنی برگزار شده در کنفرانس بروکسل اروپا در مورد شاتل فضایی”، با نام مستعار “مهندسی سیستم‌های هواپیماهای حمل‌ونقل هوافضا، طراحی ساختاری و برآورد هزینه”، Eurospace Report-6525، Eurospace، پاریس (فرانسه)،
   2. N65-23959#، M. Kaufmann، “واحدهای نیروی موشک فشار بالا برای وسایل نقلیه فضایی”، Bölkow Entwicklungen K. G.. Munich. (آلمان غربی)، 14 ص.
   3. N65-23960#، D.G. توماس، زیرسیستم های پرسنلی، شرکت مارتین، بالتیمور، MD، 23 ص.
   4. N65-23961#، م.ب. دان، “مشکلات ساختاری سیستم های فضایی”، شرکت بوئینگ سیاتل واش، Aero-Space Div، 27p.
   5. N65-23962#، T.W. اسمیت، “مشکلات مهندسی وسایل نقلیه هایپرسونیک در آینده نزدیک”، British Aircraft Corp., London, England, Preston Div, 18p.
   6. N65-23963#، J.C. Peters، “مطالعات هزینه سفینه فضایی”، United Aircraft Corp.، Farmington، Conn. Corporate Systems Center، 17p.
   7. N65-23964#، Max A. Hauzeur، “SPACE TRANSPORT – GENERAL MISSION ANALYSIS”، Sociétés Anonyme Belge de Constructions Aéronautiques (SABCA)، 8p.
   8. N65-23965# جرج مونیس، “شرح روش ها و داده های مورد نیاز برای محاسبات سپر حرارتی”، Sud-Aviation، پاریس (فرانسه)، 31p.
   9. N65-24024# R.J. Lane، C.J. Austin and M.J. Welch، “روش های مقایسه ای تقویت فضایی”، Bristol Siddeley Engines, Ltd. (Englia). گروه تحقیقاتی پیشرانه پیشرفته، 25 ص.
   10. N65-24027# J. Tubeuf and J. Bedel, “ROCKET LAUNCH CONSIDERATIONS FOR AEROSPACE VEHICLE”، 29p.
   11. N65-24031# J. Lambrecht، “هزینه های مقایسه ای موشک های فضایی و پرتاب”، Junkers Flugzeug- und Motorenwerke A. G.. Munich (آلمان غربی)، 15p.
   12. N65-22883#، P.O.Hawkins، “جنبه های الکترونیکی فضاپیما”، Elliot Bros. Ltd., London (England), 8p.
   13. N65-23324# H. Deplante و P. Perrier، “On the Concept OF AN AEROSSPACE TRANSPORTER”، Dassault (Marcel) Aeronautique-Electronique (GAMD)، فرانسه، 10p.
   14. E. Sänger، “زمینه تاریخی و انگیزه برای پیشنهاد یک حامل هوافضای اروپایی”، 10p.
4. “Junkers Arbeitsbericht 1963: Band 1,2 and 3. Forschungsprojekt 623 Raumtransporter”، RFT 32, 537 pages, Bundesarchiv BArch B 228/2985, 228/2986, 228/2987.
5. J. Lambrecht، E. Schäfer، “یک رویکرد آلمان غربی به وسایل پرتاب مجدد قابل استفاده”، Junkers FMW، کنفرانس فناوری فضایی، SAE 670387، صفحات 144-148، فوریه 1967.
6. Deutsches Museum, Archiv, Museumsinsel, Munich (آلمان), Nachlass (NL) 209 Theodor Lässig, Nr.075/1 Plan.
7. Sänger, E., Raumfahrt heute-morgen-übermorgen, Deutsches Museum, Archiv, Sänger Nachlass NL-230/1297, 428 صفحه, Econ Verlag Gmbh, 1963.
8. Koelle, D.E., Sacher, P., Grallert, H., “Deutsche Raketenflugzeuge und Raumtransporter-Projekte”، در “Die deutsche Luftfahrt (34)”، 243 صفحه، ISBN 978-3-7637-6126-5، 20.
9. Kuczera, H., Sacher, P., “سیستم های حمل و نقل فضایی قابل استفاده مجدد”، Springer Praxis، ISBN 978-3-540-89180-2، 251 صفحه، 2011.
10. Weyer, J., “Akteurstrategien und struktural Eigendynamiken – Raumfahrt in Westdeutschland 1945-1965″، 376 صفحه، فصل 2 و 4، ISBN 3-509-01604-1، 1993.
11. “کپسول خدمه فرار”
12. روز، DA، «اتم‌ها برای فضا: برنامه‌های پیش‌رانش و رانش فضایی هسته‌ای گذشته ایالات متحده»، 13 ژوئیه 2026.
13. Dewar, J., “To the End of the Solar System” ISBN 0813122678, 438 pages, 2004.
14. “لامپ هسته ای – مقدمه ای کوتاه”، فراتر از Nerva، 2020.
15. “Die Sütterlinschrift (‘deutsche Schrift’) als Handschrift”.

---

هانس دولفینگ یک دانشمند کامپیوتر مستقل است که علاقه زیادی به پروازهای فضایی، نرم افزار و تاریخ دارد و می توان با آدرس beta_albireo@protonmail.com با او تماس گرفت. با تشکر ویژه از آرشیو موزه دویچه، موزهسینسل، مونیخ، برای کمک آنها.

توجه: اکنون در حال تعدیل نظرات هستیم. در ارسال نظرات تاخیر وجود خواهد داشت و هیچ تضمینی برای ارسال تمامی نظرات ارسالی وجود ندارد.