Гиперзвуковой самолет-разгонщик (ГСР) "50-50".

ГСР представлял собой самолет-бесхвостку длиной 38 м с треугольным крылом большой переменной стреловидности по передней кромке типа "двойная дельта" (стреловидность 80⁰ в зоне носового наплыва и передней части и 60⁰ в концевой части крыла) размахом 16,5 м и площадью 240,0 м² с вертикальными стабилизирующими поверхностями - килями (площадью по 18,5 м²) - на концах крыла. Для увеличения путевой устойчивости плоскости килей наклонены внутрь на 3⁰ по отношению к плоскости симметрии самолета. Крыло набрано сверхтонкими ромбовидными профилями с переменной относительной толщиной от 2,5% у корня до 3% на конце. Основные геометрические характеристики самолета-разгонщика приведены в таблице.

Управление ГСР осуществлялось с помощью рулей направления на килях, элевонов и посадочных щитков. Для увеличения путевой устойчивости на гиперзвуке в хвостовой части был дополнительно установлен складываемый на взлете (цельноповоротный?) подфюзеляжный гребень. Самолет-разгонщик был оборудован 2-местной герметичной кабиной экипажа с катапультируемыми креслами. Для улучшения обзора "вперед-вниз" (до 14⁰) при посадке носовая часть фюзеляжа перед кабиной пилотов выполнена отклоняемой вниз на 5⁰; впоследствии это конструктивное решение успешно использовалось при создании сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения (советского Ту-144 и англо-французского "Конкорда") и стратегического ударно-разведывательного самолета Т-4 ("Сотка") разработки ОКБ П.О.Сухого.

Взлетая с разгонной тележки, для посадки ГСР использует трехопорное шасси с носовой стойкой, оборудованной спаренными пневматиками размером 850x250, и выпускаемой в поток в направлении "против полета". Основная стойка оснащена двухколесной тележкой с тандемным расположением колес размером 1300x350 для уменьшения требуемого объема в нише шасси в убранном положении. Колея основных стоек шасси 5,75 м.

В верхней части ГСР в специальном ложе крепился собственно орбитальный самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями.
На ГСР в качестве топлива использовался сжиженный водород, двигательная установка - в виде блока четырех турбореактивных двигателей (ТРД) разработки А.М.Люлька тягой на взлете по 17,5 т каждый, имеющих общий воздухозаборник и работающих на единое сверхзвуковое сопло внешнего расширения. При пустой массе 36 т ГСР мог принять на борт 16 т жидкого водорода (213 м³), для размещения которого отводилось 260 м³ внутреннего объема.

Особенностью двигателей являлось использование паров водорода для привода турбины, вращающей компрессор ТРД (как вспоминал позднее Г.Е.Лозино-Лозинский, "...альтернативные варианты ГСР прорабатывались с другими видами силовых установок, однако до проекта, достаточно глубоко проработанного, дело так и не дошло"). Испаритель водорода находился на входе компрессора. Таким образом, была успешно решена проблема создания силовой установки без комбинирования ТВРД, ГПРД и ТРД.
"Водородный" ТРД был уникален - наша промышленность ни до, ни после этого ничего похожего не делала (экспериментальные образцы подобных двигателей впоследствии разрабатывались лишь в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ) и ни разу не доводились до постройки хотя бы опытного образца).
Техническое задание на его создание получило ОКБ-165 А.М.Люльки (ныне - НТЦ имени А.М.Люльки в составе НПО "Сатурн"). Тому были свои причины. В ОКБ функционировал мощный Перспективный отдел. Его начальником в то время был А.В.Воронцов; в состав отдела входили перспективно-расчетный отдел (начальник Ю.Н.Бычев, в его подчинении находилось около 15 сотрудников) и перспективно-конструкторский отдел (начальник К.В.Кулешов; численность этого отдела была на два-три человека больше).
Двигатель получил индекс АЛ-51 (в это же время в ОКБ-165 разрабатывался ТРДФ третьего поколения АЛ-21Ф, и для нового двигателя индекс выбрали "с запасом", начав с круглого числа "50", тем более что это же число фигурировало в индексе темы).
В первые дни, когда ОКБ А.Люльки только получило тех/задание на двигатель и его схема была не ясна, из ЦИАМа приехал С.М.Шляхтенко (через год он стал начальником института) с неким иностранным журналом (возможно, Flight или Interavia), в котором была опубликована схема "испытанного в США ракетно-турбинного пароводородного двигателя (РТДп)". Судя по небольшой сопроводительной статье, двигатель имел весьма привлекательные характеристики, в т.ч. очень высокий удельный импульс.
Шляхтенко возбужденно потрясал журналом и восклицал: "Смотрите - они уже и сделали, и испытали, и полетит не сегодня-завтра! А мы чем хуже?" Конструкторы приняли вызов.
Первые же проработки показали, что действительно схема очень привлекательная и параметры получаются просто фантастические. На базе вспыхнувшего энтузиазма довольно быстро "нарисовали" Головной том технического проекта, который был подписан в 1966 г. и отправлен в ОКБ-155 Г.Е.Лозино-Лозинскому.
В дальнейшем проект постоянно дорабатывался. Можно сказать, что он находился в состоянии "перманентной разработки": постоянно вылезали какие-то неувязки - и все приходилось "доувязывать". В расчеты вмешивались реалии - существующие конструкционные материалы, технологии, возможности заводов и т.д. В принципе, на любом этапе проектирования двигатель был работоспособен, но не давал тех характеристик, которые хотели получить от него конструкторы. "Дотягивание" шло в течение еще пяти-шести лет, до начала 1970-х, когда работы по проекту "Спираль" были закрыты.

Предельные тяговые характеристики газотурбинного воздушно-реактивного двигателя традиционной схемы диктует температура газа на турбине: если она выше температуры плавления материала лопаток, то турбина просто сгорит. А из предельной температуры газа на турбине естественным образом можно получить предельную скорость полета аппарата с такой двигательной установкой: чем быстрее летишь, тем горячее воздух в воздухозаборнике и перед компрессором.
Перейти на "двигатель комбинированного цикла" (т.е. до определенной скорости он работает как ТРД, а затем газотурбинный тракт закрывается и двигатель переходит на режим "прямоточки") тогда не решились. На первый взгляд такая двигательная установка казалась сложнее, а на тех технологиях была еще и значительно тяжелее. Фактически разработчики планировали создать "обычный" турбокомпрессорный "движок", но только разогнать его до предельных характеристик. "Вылизыванием" идеальных характеристик в данном случае не занимались: экономичность у ТРДФ столь велика по сравнению с ЖРД, что даже если газотурбинный двигатель будет хуже идеала в 2 раза, то он все равно будет все еще впятеро экономичнее ракетного.
При "тогдашних" конструкционных материалах в ТРДФ могли обеспечить нормальное сгорание в камере и разницу температур между воздухозаборником и турбиной в диапазоне скоростей до М=4. В принципе даже сейчас эта граница поднялась не сильно: при использовании самых совершенных технологий - керамики, композитов, охлаждаемых лопаток турбины - ее можно приподнять еще, скажем, до М=5, не больше. Для керосина это предел. Водород же хорош тем, что у него гигантский охлаждающий потенциал, который можно использовать для охлаждения воздуха в воздухозаборнике (во-первых) и лопаток турбины (во-вторых).
В проекте РТДп даже этого не нужно было делать: двигатель отличался от классического турбореактивного тем, что турбина убрана из газовоздушного тракта, ее вращает горячий водород, а она, в свою очередь, приводит во вращение компрессор, который подает воздух в камеру сгорания. При разделенных трактах можно значительно поднять давление в сопле, а следовательно, и экономичность (удельный импульс) двигателя.
Поскольку горячий водород берется из теплообменника (который либо выставлен в воздухозаборник, в горячий поток набегающего воздуха, либо вписан в камеру сгорания), основная проблема РТДп, как представляется, была не в каких-то экзотических конструкционных материалах, а в эффективном теплообменнике. Он должен быть спроектирован так, чтобы не очень загромождать тракт и не создавать больших аэродинамических потерь, но в то же время обеспечивать прогрев водорода. Собственно, исследования в этой области велись и ведутся в ЦИАМе все эти годы, но манящий конструкторов "идеальный" теплообменник пока так и не разработан.

Двигатель для промежуточного варианта ГСР, работающий на керосине, проектировало ОКБ-300 (с 1966 года - Московский машиностроительный завод "Союз"; до 1973 г. его возглавлял С.К.Туманский, а затем О.Н.Фаворский. Ныне предприятие носит наименование АМНТК "Союз").
Это был одноконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ). Новая разработка получила индекс Р39-300. Работами руководил, скорее всего, Григорий Львович Лифшиц, в то время - первый заместитель генерального конструктора ОКБ-300. Техническое предложение на двигатель было выдано разработчикам "Спирали" (заказчику) в 1966 г.
После закрытия темы "Спираль" работы по данному двигателю в ОКБ-300 продолжения не имели: кроме ГСР "Спирали" ему не было другого применения.

Вторым принципиальным новшеством ГСР являлся интегрированный регулируемый гиперзвуковой воздухозаборник, использующий для сжатия практически всю переднюю часть нижней поверхности крыла и носовую часть фюзеляжа.
Торможение набегающего потока начиналось с расстояния 10,25 м до воздухозаборника за счет специально спрофилированной нижней поверхности фюзеляжа, наклоненной к потоку под углом атаки 4⁰. На расстоянии 3,25 м (в продольном направлении) до воздухозаборника нижняя поверхность фюзеляжа увеличивает местный угол атаки на 10⁰ - эту точку можно считать началом горизонтально расположенной поверхности (клина) торможения собственно воздухозаборника. На расстоянии 1,27 м до нижней "губы" воздухозаборника клин торможения вновь увеличивает угол атаки еще на 10⁰. Нижняя "губа" воздухозаборника расположена на расстоянии 1,255 м эквидистантно нижней поверхности фюзеляжа.
Преодоление теплового барьера для ГСР обеспечивалось соответствующим подбором конструкционных и теплозащитных материалов.
В ряде поздних публикаций указана возможность разработки в дальнейшей перспективе на базе ГСР "6-махового" пассажирского самолета. Однако аванпроект не упоминает никакого "гражданского" использования ГСР, а для военных целей предусматривалось автономное применение только в качестве дальнего гиперзвукового стратегического самолета-разведчика. ГСР-разведчик в "керосиновом" варианте силовой установки должен был иметь максимальную скорость М=4,0...4,5 и дальность (при М=4,0) до 6000-7000 км, а использование водородного топлива позволяло достичь максимальных скорости М=6,0 и дальности 12000 км (при крейсерской скорости М=5,0).

Самолет-разгонщик был первым гиперзвуковым летательным аппаратом с воздушно-рективными двигателями, который исследовался в ЦАГИ на скоростях до М_max=4...6. Два варианта модели (одна из них показана справа) прошли полный цикл аэродинамических исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ в 1965-75 годах. Наиболее существенной частью этой работы были исследования по методике испытаний моделей с протоком воздуха через мотогондолы силовой установки на гиперзвуковых скоростях полета. Результаты многочисленных трубных исследований подтвердили правильность выбора основных конструктивных решений.

На 40-м конгрессе Международной астронавтической федерации (FAI), проходившей в 1989 году в Малаге (Испания) представители американского Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) дали самолету-разгонщику высокую оценку, отметив, что он "проектировался в соответствии с современными требованиями".

Двухступенчатый ракетный ускоритель.

Блок выведения представляет собой одноразовую двухступенчатую ракету-носитель, расположенную в "полуутопленном" положении в ложементе "на спине" ГСР. Для ускорения разработки аванпроектом предусматривалась разработка промежуточного (на топливе водород-кислород, H₂+O₂) и основного (на топливе водород-фтор, H₂+F₂) вариантов ракетного ускорителя.
При выборе топливных компонентов проектировщики исходили из условия обеспечения вывода на орбиту возможно большего полезного груза. Жидкий водород (H₂) рассматривался как единственный перспективный вид горючего для гиперзвуковых воздушных аппаратов и как один из перспективных горючих для ЖРД, несмотря на его существенный недостаток - малый удельный вес (0,075 г/см³). Керосин в качестве топлива для ракетного ускорителя не рассматривался.
В качестве окислителей для водорода могут быть кислород и фтор. С точки зрения технологичности и безопасности кислород более предпочтителен, но его применение в качестве окислителя для водородного топлива приводит к значительно большим потребным объемам баков (101 м³ против 72,12 м³), то есть к увеличению миделя, а, следовательно, лобового сопротивления самолета-разгонщика, что уменьшает его максимальную скорость расцепки до М=5,5 вместо М=6 при фторе.
 

При выборе фтора в качестве окислителя для ракетного ускорителя сыграл свою роль и тот фактор, что при применении фтора (расчетный удельный импульс 460 сек) выводимая на орбиту полезная нагрузка составляет 9-10% от взлетного веса системы, а при применении кислорода (удельный импульс 455 сек) - только 7,5-8%.

Общая длина ракетного ускорителя (на фторо-водородном топливе) 27,75 м, включая 18,0 м первой ступени с донным стекателем и 9,75 м второй ступени с полезной нагрузкой - орбитальным самолетом. Вариант кислородно-водородного ракетного ускорителя получился на 96 см длиннее и на 50 см толще.
Основные параметры вариантов ракетного ускорителя приведены в таблице. В аванпроекте предполагается, что фтороводородный ЖРД тягой 25 т для оснащения обеих ступеней ракетного ускорителя будет разрабатываться в ОКБ-456 В.П.Глушко на базе отработанного ЖРД тягой 10 т на фторо-аммиачном (F₂+NH₃) топливе (впоследствии в открытой печати этот двигатель получил наименование РД-301).
Отличительной чертой двухступенчатого ракетного ускорителя является наплыв размахом 3,5 м, который является конструктивным продолжением фюзеляжа ОС и располагается на всей длине ракетного ускорителя, фактически превращая ускоритель в двухступенчатую крылатую ракету-среднеплан. Наплыв служит для облегчения процесса отделения (расцепки) ускорителя от ГСР, создавая, подобно крылу сверхмалого удлинения, дополнительную "отрывающую" подъемную силу.
Первая ступень ракетного ускорителя оснащена четырьмя ЖРД тягой по 25 тс каждый. На этапе полета ускорителя в составе ГСР выступающая часть сопла каждого ЖРД закрывается коническим обтекателем, а донный срез ступени для уменьшения аэродинамического сопротивления закрывается сбрасываемым обтекателем-стекателем. Корпус первой ступени образован несущими баками для компонентов топлива (окислитель F₂ спереди, топливо H₂ - сзади), имеющих общую совмещенную гермостенку.
Вторая ступень ускорителя имеет сложную не осесимметричную компоновку, обусловленную утопленным положением орбитального самолета внутрь внешнего контура ступени. Фактически топливная арматура ступени, включая бак с топливом, "размазан" вокруг хвостовой части орбитального самолета. Основу силовой схемы второй ступени составляет силовая рама, на которую снизу (в стартовом положении ГСР при соответственно горизонтальном положении ступени - сзади) крепится маршевый ЖРД тягой 25 т, а сверху (соответственно спереди) - на разрывных связях - орбитальный самолет. Вокруг ЖРД расположен тороидальный топливный (H₂) бак. Под орбитальным самолетом (при горизонтальном положении ступени) расположен конформный бак с окислителем (F₂). Носовая часть и "спина" орбитального самолета на этапе полета с ГСР закрыты сбрасываемыми обтекателями.

Поскриптум (почти серьезно   :) Россия - родина слонов! При знакомстве с материалами по "Спирали" у webмастера часто возникало ощущение "де жа вю", т.е. казалось, что где-то что-то подобное уже встречалось... И верно! При ближайшем рассмотрении еще раз убеждаешься в мысли, что все самые интересные идеи впервые появились у нас, русских. Не верите?! Тогда сравните на рисунке справа гиперзвуковой самолет-разгонщик "Спирали" и космическую королевскую яхту принцессы с планеты Набу из первого фильма голливудской киноэпопеи  "Звездные войны" (Star Wars). Пора наконец-то восстановить наши приоритеты в рамках "...далекой, далекой галактики".

Если вы хотите узнать гораздо больше как про уникальный проект "Спираль", ЭПОС и БОРы, так и про другие авиационно-космические системы, вам необходимо прочитать нашу книгу (см. обложку слева): В.Лукашевич, И.Афанасьев, "Космические крылья", М.:ООО "ЛенТа странствий", 2009. - 496с.:ил.  На сегодняшний день - это не только самое полное повествование о "Спирали", но и энциклопедический рассказ о десятках зарубежных проектах. Вот как об этом сказано в аннотации книги:
"Книга посвящена этапу возникновения и развития крылатых ракетно-космических систем, которые рождались на "стыке трех стихий" - авиации, ракетной техники и космонавтики, и вобрали в себя не только конструктивные особенности данных видов техники, но и весь ворох сопровождающих их технических и военно-политических проблем.
Подробно излагается история создания воздушно космических аппаратов мира - от первых самолетов с ракетными двигателями времен II Мировой войны до начала реализации программ Space Shuttle (США) и "Энергия-Буран" (СССР).
Книга, рассчитанная на широкий круг читателей, интересующихся историей авиации и космонавтики, особенностями конструкции и неожиданными поворотами судьбы первых проектов авиационно-космических систем, содержит на 496 страницах около 700 иллюстраций, значительная часть которых публикуется впервые."
Содействие в подготовке публикации оказали такие предприятия авиационно-космического комплекса России, как НПО "Молния", НПО машиностроения, ФГУП РСК "МиГ", ЛИИ имени М.М.Громова, ЦАГИ, а также музей Морского космического флота. Вступительная статья написана генералом В.Е.Гудилиным, легендарной личностью нашей космонавтики.
Получить более полное представление о книге, ее цене и возможностях приобретения можно на странице нашего интернет-магазина. Там же можно познакомиться с ее содержанием, вступительной статьей Владимира Гудилина, предисловием авторов и ее выходными данными:

На сайте вам доступны следующие материалы и статьи (заметим, что все нижеуказанные материалы сайта по своему объему составляют менее 2% соотвтествующих разделов книги "Космические крылья"):
- В.Лукашевич "Проект "Спираль" в журнале "Новости космонавтики", N4, 2000;
- В.Лукашевич "Prodecessor of Shutte and Buran. Spiral orbital aircraft programme" в журнале "Air Fleet", N4.2004 (46).
- В.Лукашевич, В.Труфакин, С.Микоян "Воздушно-орбитальная система "Спираль" в журнале "Аэрокосмическое обозрение", NN3-6/ 2005, N1/ 2006
- В.Лукашевич, В.Труфакин, С.Микоян "Спираль" в отечественной космонавтике" в журнале "Аэрокосмическое обозрение", N2/ 2006
- В.Лукашевич, В.Труфакин, С.Микоян "Воздушно-орбитальная система "Спираль" в журнале "Авиация и космонавтика", NN10-12/2006, NN1-2/ 2007
- О.Лазутченко, А.Борисов "30 лет несостоявшемуся полету" в журнале "Новости космонавтики", N10, 2003;
Смотри также:
Программа "Спираль": подробности (полеты ЭПОСа);
Статья "Проект Спираль" В.Лебедева "История "Бурана";
Ответы Г.Е.Лозино-Лозинского в нашем "Архиве дискуссионного клуба";
подробная творческая биография Г.Е.Лозино-Лозинского

Советский проект авиационно-космической системы "Спираль" был ответом на заокеанский вызов - программу создания космического перехватчика-разведчика-бомбардировщика X-20 "Dyna Soar", США. Этой программе в нашей книге посвящена отдельная глава, но немного материала есть и на нашем сайте

При оформлении страницы использованы иллюстрации, сгенерированные на основе 3D-модели авиационно-космической системы "Спираль", созданной Владимиром Некрасовым (ООО "Рестарт+"), и нарисованные Андреем Юргенсоном (проекции ГСР)

Web-master: ©Татьяна Лукашевич 1998-2009
E-mail: buran@buran.ru