Некоторые идеи были даже воплощены в «металл» и доведены до экспериментального исследования, однако в конечном счете эти эксперименты не имели эффективных практических результатов. Всегда появлялись объективные причины, для того чтобы работы были заморожены либо на этапе теоретических разработок, либо в силу неудовлетворительных первоначальных результатов состоявшихся экспериментов. В одних случаях причиной прекращения разработок была их «преждевременность», в других — реальные экономические и материально-технические проблемы разработчиков, в третьих — отсутствие достаточной организационной подготовки.

В начале 90-х гг. в Московском авиационном институте в рамках курса «Научно-исследовательская работа студентов» (НИРС) студентам было предложено самостоятельно определить спектр перспективных разработок в авиационной и ракетно-космической промышленности с учетом реальной экономической ситуации в этой отрасли на тот момент, в частности, с использованием конверсионных технологий. Кроме того, по выбранному направлению необходимо было разработать технический проект с технико-экономическим обоснованием.

Один из таких проектов назывался «Старт ракеты-носителя с аэростатической платформы». В качестве основной цели в нем рассматривалась возможность вывода на орбиту Земли полезного груза массой до 50 кг с использованием ракет-носителей малого и среднего класса, при условии что себестоимость такого пуска должна быть существенно ниже, чем со стационарных площадок (космодромов), либо других существовавших на тот момент. При этом необходимо было обеспечить достаточно высокую степень точности ориентации в пространстве стартового контейнера, а также решить вопрос стабилизации в процессе старта, что достаточно проблематично, учитывая габаритные размеры аэростатической платформы, т.е. его «парусность». Также необходимо было предусмотреть возможность соблюдения очень жестких требований по обеспечению временного коридора для старта, что требуется практически для всех космических аппаратов, запускаемых на орбиту Земли. Кроме того, необходимо было обеспечить свободный выбор как места взлета всего стартового комплекса (например, Московская область), так и места запуска ракеты-носителя на орбиту Земли (например, экваториальная область). За видимой очевидностью некоторых положительных эффектов проекта скрывались сложность их технической реализации.

Для решения всех выше поставленных задач решено было исключить наличие на борту экипажа, т.е. стартовый комплекс должен быть дистанционно пилотируемым, а часть задач возложить на автоматику. На тот момент это было вполне реализуемо, учитывая положительный опыт космической отрасли, связанный с успешной посадкой в автоматическом режиме корабля многоразового использования «Буран» в 1988 г. В результате выполнения проекта удалось сформировать теоретический облик аэростатической платформы, которая получила форму тора. Это позволяло, в первую очередь, упростить решение проблемы устойчивости всего стартового комплекса при подъеме на маршевую высоту и ее стабилизации в момент старта. При этом проблемой является неудовлетворительные аэродинамические характеристики «бублика», которые не позволяют использовать тороидальную форму в чистом виде и требуют наличие дополнительных аэродинамических поверхностей для обеспечения его продольно-поперечной устойчивости в горизонтальном полете. Для решения этой задачи решено было максимально сократить, а при возможности исключить в траектории полета комплекса к точке старта горизонтальные участки управляемого движения в нижних слоях атмосферы, наиболее подверженных возникновению турбулентных воздушных потоков, а в качестве маршевой высоты рассматривать диапазон высот 12—18 км. Особенный интерес представлял диапазон высот от 15 км, который характеризуется отсутствием турбулентности и наличием стационарных в определенном направлении (в зависимости от сезона направления меняются по высоте) движения воздушных масс. Таким образом, был разработан способ применения аэростатической платформы, при котором вся траектория разделялась на три основных участка: первый — вертикальный подъем на маршевую высоту (12—18 км), второй (маршевый) — управляемое активное движение (или свободный дрейф на отдельных участках) в точку старта ракеты-носителя, третий — траектория запуска ракеты-носителя. На третьем этапе интерес представляет непосредственно момент старта, в процессе которого необходимо обеспечить стабилизацию платформы в целом и исключение ее резкого всплывания при отделении ракеты от аэростатической платформы, что реализовывалось путем резкого сброса несущего газа в атмосферу.

В ходе работы были сформированы основные технико-технические параметры аэростатического носителя и его облик, оптимальная конструктивно-силовая схема, а также схема действия комплекса в целом. Была разработана многосекционная аэростатическая платформа тороидальной формы, в центральной части которой располагался стартовый контейнер с ракетой-носителем. Габариты аэростата (стратостата) должны были быть в разумных пределах с точки зрения технологичности изготовления, что являлось для разработчиков основной проблемой, учитывая, что последние воздухоплавательные гиганты были созданы 60 лет назад графом Цеппелином и с тех пор ничего равного им нигде не производилось. Поэтому при проектировании решено было исходить из потребного объема, необходимого для конкретной ракеты-носителя, в качестве которых рассматривался целый ряд конверсионных ракет, которые использовались в качестве вооружения на стратегических подводных лодках. Преимуществом некоторых из них было наличие штатного стартового контейнера, который можно было применять в комплексе с минимальным количеством доводочных работ. Кроме этого, рассматривались ракеты, подлежащие утилизации в рамках международных соглашений, действовавших на тот момент между Россией и зарубежными странами, а также ряд геофизических ракет, выпускаемых в мире. В качестве разгонных ступеней рассматривались штатные образцы, которые уже применялись совместно с конверсионными изделиями либо можно было использовать с минимальными доводочными работами.

Были проведены аэродинамические и газодинамические расчеты, которые показали явный энергетический выигрыш такого вида старта как в плане снижения аэродинамических потерь, так и повышения эффективности работы ракетных двигателей и разгонных блоков. Составлено программное обеспечение по расчету баллистической траектории для различных типов носителей и ПН, а также при различных программах отработки угла тангажа. Студентами был предложен ряд технических решений, в частности, связанных с аэродинамическим «обвесом» тора, расчет конструктивно-силовой конструкции, схема многосекционной несущей оболочки, аэростатический и аэродинамический расчет вертикального и горизонтального участков полета аэростатической платформы, динамический расчет и техническая реализация сброса несущего газа и т.д.

В 1995 г. работа была представлена на Всероссийском форуме «Интеллектуальный потенциал России в XXI веке» в Санкт-Петербурге и награждена почетным дипломом, а его разработчики — премиями.