Показано, что полная выработка горючего из бака РН может представлять опасность для ЖРд с дожиганием окислительного генераторного газа, которая заключается в работе двигателя при массовом соотношении компонентов топлива, превышающем стехиометрическое. Например, если в состав двигателя входит регулятор расхода горючего в газогенератор, то при выработке горючего до определенного момента времени снижение режима работы двигателя не происходит, так как до тех пор, пока перепад давления на регуляторе расхода не снизится до определенной величины, регулятор расхода будет поддерживать расход горючего в газогенератор  постоянным, что обеспечивает поддержание режима на данном уровне. При этом расход горючего в камеру будет уменьшаться за счет срыва основного насоса и, следовательно, увеличиваться массовое соотношение компонентов топлива в камере. На примере двигателя РД-120, который серийно изготавливается на РП ПО ЮМЗ, показано, что применительно к данному двигателю, массовое соотношения компонентов топлива в камере сгорания может составлять около 3,6, что влечет за собой необходимость контроля параметров двигателя с целью выдачи команды на выключение двигателя до начала срыва основного насоса.

Исследованы модульные узлы трения по кинематическим схемам: диск-индентор, вал-втулка, подшипник качения и зубчатая передача на установках УТИ-А и Уран-Т в вакууме при низких и комнатных температурах. Установки и узлы трения разработаны для проведения космического эксперимента (КЭ) "Материал-Трение". Разработанная аппаратура позволяет проводить измерение основных триботехнических характеристик, включая износ пары трени. в режиме непрерывного мониторинга. Ресурсные испытания модульных узлов трения, которые проводились в течении 5 часов на установках "Уран-Т" и УТИ, показали, что основные характеристики разработанной аппаратуры удовлетворяют техническому заданию на КЭ "Материал-Трение".

Приведены результаты поэтапно проведенных исследований по установлению и продлению сроков эксплуатации ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) для торможения отработавших ступеней ракет-носителей программ "Морской старт" и "Наземный старт". Разработанные методы испытаний и методология проведения работк по оценке работоспособности РДТТ позволяют эффективно и с минимумом затрат реализовать задачу по требуемым срокам эксплуатации. Отмечено, что все РДТТ, как вновь разработанные, так и с продленными сроками эксплуатации были успешно использованы при запусках ракет-носителей. На технические решения по ускоренным испытаниям получены патенты Украины № 77764 2007г. и № 65830 2006 г. 

Представлены особенности и сложности отработки насадков из углеро-углеродного композиционного материала в составе жидкостного ракетного двигателя РД861Л для третьей ступени ракеты-носителя "Циклон-4". Применение насадков из УУКМ (углеро-углеродистого композиционного материала) для камер сгораний ЖРД обуславливается необходимостью снижения массы двигателя, а соответственно увеличением массы полезного груза выводимого ракетой-носителем. Материал насадка имеет плотность 1,3...1,4 г/см³. Также, использование неохлаждаемых насадков приводит к уменьшению подогревов охладителя (компонентов топлива) камеры сгорания. Сложность отработки насадка для двигателя третьей ступени объясняется необходимостью создания условий максимально приближенных к условиям космоса в частности - вакуум.

Проведен сравнительный анализ массовой эффективности глубокодросселируемой и многократновключаемой ракетной маршевой двигательной установки на унитарном пастообразном топливе. Рассмотрены случаи отработки импульсов для различных схем изменения орбитальных параметров движения в процессе выведения космического аппарата на средние орбиты и для увода отработавшей верхней ступени в плотные слои атмосферы. Проведенные расчеты могут быть использованы для проектно-баллистического анализа, определения необходимых требований и ограничений при составлении тактико-технического задания на разработку верхней ступени.

Отражен опыт нанесения теплозащитных покрытий (ТЗП) на внутреннюю поверхность корпусов специальных малогабаритных двигателей твердого топлива. При этом в процессе выбора материалов ТЗП и технологической схемы их нанесения учитывались особенности конструктивной схемы двигателей, важейшими из которых являются габариты изделия, вид заряда, время работы на основном режиме, схемы горения и др. На примере двух типовых конструкций твердотопливных двигателей с моноблочным прочноскрепленным зарядом торцевого горения и вкладным многошашечным зарядом всестороннего горения описаны технологические схемы нанесения ТЗП из принципиально-отличающихся материалов - жидкозаливочного материала и порошковой смеси на основе фенольного связующего с карбидно-кремниевым наполнителем.

В работе предложена альтернативная технология получения (переработки) легких ядер дейтерия, трития, гелия-3 - использование энергии первичных космических лучей для осуществления их холодного синтеза. Отказ от высоких температур при обеспечении необходимой плотности легких ядер позволяет обойти проблему  устойчивости плазмы, для решения которой другими предложено создание очень сложного и дорогостоящего проекта ИТЭР. Предложены два способа доставки необходимого груза в космос и возврата кондиционного материала на Землю. При этом показана возможность проведения работ в рамках проекта "Сура".