Аэрокосмическое обозрение
N3-4, 2005

Воздушно-орбитальная система "Спираль"

Воздушно-орбитальный самолет (ВОС) "Спираль"

В соответствии с пятилетним Тематическим планом ВВС по орбитальным и гиперзвуковым самолетам практические работы по крылатой космонавтике в нашей стране в 1965 г. были поручены ОКБ-155 А.И.Микояна, где их возглавил 55-летний главный конструктор ОКБ Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский. Спустя годы Г.Е.Лозино-Лозинский вспоминал: "...в 65-м году, не помню уж в каком месяце, меня пригласил к себе Артем Иванович Микоян и сказал, что нашему КБ поручено создать многоразовый самолет, который выводился бы в космос, стартуя с самолета-разгонщика.
- Думаю назначить тебя главным конструктором, - сказал Микоян, - ну как, возьмешься за такую работу?
Разумеется, я не мог отказаться..."

Принимая предложение генерального, Лозино-Лозинский, уже будучи лауреатом Государственной и Ленинской премий, занимал должность только заместителя главного конструктора (с 12 апреля 1957 г.). Главным конструктором, согласно приказа МАП N164/к, Лозино-Лозинский стал только 15 июня 1966 г., за две недели до подписания аванпроекта ВОС "Спираль", но уже через месяц, 2 августа в соответствии с приказом по МАП N431, его назначили главным конструктором II степени.
Лозино-Лозинскому, при поддержке Артема Микояна, удалось как внутри ОКБ-155, так и на смежных предприятиях собрать единый творческий коллектив, состоящий в основном из молодых исполнителей. Тема по созданию двухступенчатого воздушно-орбитального самолета (в современной терминологии - авиационно-космической системы - АКС) получила индекс "Спираль".
Интересна оценка проекта "Спираль", которую ему дал Иван Силаев, бывший премьер-министр СССР, который с 1981 по 1985 г. занимал пост министра авиационной промышленности: "О "Спирали" я узнал в 1974 г., после того, как был назначен заместителем министра авиапромышленности по истребительной авиации. Это было в разгар "холодной войны". В Америке уже вынашивалась идея переноса гонки вооружений в космос, и перед нами вставала проблема: как воевать в космосе? Меня поразили глубина, сложность и дерзость замысла Лозино-Лозинского. Вообще-то говоря, если есть достаточный запас энергии, то выйти в космос не проблема - с такой задачей могли справиться и ракеты. Но ведь ОС должен был не просто выйти в космос, он должен был там воевать, т.е. маневрировать, отыскивать вражеские объекты и уничтожать их. И Лозино-Лозинский предложил очень изящное решение этих проблем. Внешне его ОС выглядит так же, как обычный истребитель. И, конечно же, создать миниатюрный аппарат, способный с большей эффективностью, нежели огромные, массивные "шаттлы", решать те же задачи, что и они, было чрезвычайно сложно. Если бы нам удалось сделать такой самолет, способный выходить на любые орбиты, мы получили бы в космосе колоссальное преимущество перед американцами. Думаю, что "Спираль" - это проект, который лет на пятьдесят, по крайней мере, опередил свое время".

В числе технических руководителей проекта наряду с главным конструктором Г.Е.Лозино-Лозинским были Я.И.Селецкий, Г.П.Дементьев, Л.П.Воинов, Е.А.Самсонов, стоявшие у самых истоков "Спирали".
Включение в Тематический план ВВС раздела по военным орбитальным аппаратам было вызвано логикой глобального противостояния с США и появлением необходимых технологических предпосылок для начала развертывания поисковых работ в этом направлении. Проведенные в ЦНИИ-30 Министерства обороны СССР в первой половине 1960-х годов исследования показали наличие весьма важных военных задач, которые либо не могли быть полностью решены существовавшими или находящимися тогда в разработке ракетными и космическими средствами, либо решались ими недостаточно эффективно. К таким задачам в первую очередь относилось:
- получение в мирное время, угрожаемые (предвоенные) периоды и после начала войны в заданное время и в сжатые сроки
- детальной разведывательной информации о состоянии и функционировании важнейших вражеских стратегических объектов;
- данных о расположении подвижных средств нападения противника (стратегической авиации, авианосно-ударных соединений) с целью предупреждения его внезапного нападения и обеспечения эффективных действий по этим объектам наших стратегических носителей ядерного оружия;
- поражение важнейших подвижных (морских) и малоразмерных объектов противника на любых удалениях, а также площадных целей на очень больших удалениях;
- разведка (инспекция) и поражение важных космических целей противника, в том числе (и в особенности!) замаскированных ложными целями;
- обеспечение регулярной, надежной и безопасной доставки людей и грузов с Земли на космические базы-станции и обратно. Анализ показал, что для решения этих задач требуется иметь на вооружении такое пилотируемое космическое средство многоразового действия, которое обладало бы:
- оперативностью;
- возможностью реализовывать самые разнообразные орбиты, наиболее выгодные для решения различных задач;
- значительными маневренными возможностями на этапе возвращения, которые позволили бы при самых разнообразных орбитах иметь ограниченное число точек посадки;
- возможностью точной посадки в заранее выбранные районы для обеспечения регулярных, достаточно частых полетов в мирное время, и безопасного приземления в угрожаемые периоды и в военное время;
- экономичностью для осуществления достаточно частых полетов.

В 1964-1965 гг. ученые и специалисты НИИ-30 ВВС разработали концепцию создания принципиально новой авиационно-космической системы, которая наиболее рационально совмещала в себе идеи самолета, ракетоплана и космического аппарата и выполняла бы все вышеуказанные требования. Система состояла из пилотируемого маневренного многоразового орбитального самолета различного назначения, его одноразового (на первых порах) ракетного ускорителя и многоразового пилотируемого самолета-разгонщика. Таким образом, перечень требований военных в значительной степени определил будущий облик системы.
Наши военные эксперты тогда же, рассматривая альтернативные варианты, проанализировали, что спутник полубаллистического типа с роторной системой приземления также может осуществлять боковой предпосадочный маневр за счет поворота в космосе плоскости орбиты газодинамическим способом и осуществлять точную посадку с помощью роторной системы. Но расчеты показывали, что уже при боковом предпосадочном маневре, равном примерно плюс/минус 1500 км, стоимость выполнения этими аппаратами, например, задач разведки оказывается на 40-60% больше стоимости выполнения этих же задач орбитальными самолетами.
Было очевидно, что для решения поставленных задач орбитальные самолеты нужно создавать в вариантах разведчика, ударного ракетоносца, инспектора-перехватчика и транспортного самолета. К поисковым работам по теме "Спираль" на этапе подготовки аванпроекта был привлечен ряд головных организаций Министерства авиационной промышленности, общего машиностроения, радиопромышленности, электронной промышленности и министерства обороны. Советский Союз серьезно готовился к масштабной войне в космосе и из космоса...

Когда знакомишься с материалами по проекту "Спираль", невольно ловишь себя на мысли, что, если не обращать внимания на пожелтевшие машинописные страницы и несколько устаревшую терминологию, перед тобой не документы сорокалетней давности, а секретная конструкторская документация сегодняшнего дня, причем разработанная с учетом как минимум десятилетней перспективы развития авиационно-космических систем! Так что же представлял собой этот уникальный сверхсекретный советский проект космического оружия Лозино-Лозинского?

В соответствии с требованиями заказчика (от ВВС заказчиком-руководителем работ был назначен С.Г.Фролов, военно-техническое сопровождение поручено начальнику ЦНИИ-30 З.А.Иоффе, его заместителю по науке В.И.Семенову, и начальникам управлений В.А.Матвееву и О.Б.Рукосуеву как основным разработчикам концепции воздушно-орбитального самолета), конструкторы взялись за разработку многоразового двухступенчатого ВОС, состоящего из гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР) и военного орбитального самолета (ОС) с ракетным ускорителем.

Старт системы предусматривался горизонтальный, с использованием разгонной тележки, отрыв происходил на скорости 380-400 км/ч. После набора с помощью двигателей ГСР необходимых скорости и высоты происходило отделение ОС и дальнейший разгон происходил с помощью ракетных двигателей двухступенчатого ускорителя, работающих на фторо-водородном (F₂ + H₂) топливе. Боевой пилотируемый одноместный ОС многоразового применения предусматривал использование в вариантах дневного фоторазведчика, радиолокационного разведчика, перехватчика космических целей или ударного самолета с ракетой класса "космос-Земля" (в аванпроекте этот класс ударных ракет обозначен как "Орбита-Земля") и мог применяться для инспекции космических объектов. Вес самолета во всех вариантах составлял 8800 кг, включая 500 кг боевой нагрузки в вариантах разведчика и перехватчика и 2000 кг - у ударного самолета. Диапазон опорных орбит составлял 130-150 км по высоте и 45-135 градусов по наклонению в северном и южном направлениях при стартах с территории СССР, причем задача полета должна была выполняться в течение 2-3 витков (третий виток посадочный). Маневренные возможности ОС с использованием бортовой ракетной двигательной установки, работающей на высокоэнергетических компонентах топлива - фтор (F₂) + амидол (50% N₂H₂ + 50% BH₃N₂H₄), должны были обеспечивать изменение наклонения орбиты для разведчика и перехватчика на 17 градусов, для ударного самолета с ракетой на борту (и уменьшенном запасе топлива) - на 7-8 градусов. Перехватчик также был способен выполнить комбинированный маневр - одновременное изменение наклона орбиты на 12 градусов с подъемом на высоту до 1000 км. После выполнения орбитального полета и включения тормозных двигателей ОС должен входить в атмосферу с большим углом атаки, управление на этапе спуска предусматривалось изменением крена при постоянном угле атаки. На траектории планирующего спуска в атмосфере задавалась способность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000-6000 км с боковым отклонением плюс/минус 1100-1500 км. В район посадки орбитальный самолет должен был выводиться с выбором вектора скорости вдоль оси взлетно-посадочной полосы, что достигалось выбором программы изменения крена. Маневренность самолета позволяла обеспечить посадку в ночных и сложных метеоусловиях на один из запасных аэродромов на территории Советского Союза с любого из 3-х витков. Посадка совершалась с использованием турбореактивного двигателя "36­35" разработки ОКБ-36 на грунтовой аэродром II класса со скоростью не более 250 км/ч.

Согласно подписанному 29 июня 1966 г. Г.Е.Лозино-Лозинским и утвержденному Генеральным конструктором А.И.Микояном (кроме Лозино-Лозинского, представленного на титульном листе как "Г.Лозинский", аванпроект также подписал заместитель Генерального конструктора А.Чумаченко) аванпроекту "Спирали", ВОС с расчетной массой 115 тонн представлял собой состыкованные воедино крылатые широкофюзеляжные многоразовые аппараты горизонтального взлета-посадки - 52-тонный гиперзвуковой самолет-разгонщик (получивший индекс "50-50"), и расположенный на нем пилотируемый ОС (индекс "50") с двухступенчатым ракетным ускорителем - блоком выведения. Индекс "50" в обозначениях аппаратов был не случаен - близилась пятидесятая годовщина Великой октябрьской социалистической революции (или октябрьского переворота - трактовку этого события мы оставляем на суд читателя), и такие даты было принято встречать новыми трудовыми успехами. "Спираль" должна была стать одним из них. В основном варианте на ГСР установлены четыре воздушно-реактивных двигателя (ВРД), работающие на жидком водороде. ГСР использовался для разгона ВОС до гиперзвуковой скорости, соответствующей М=6 (около 1800 м/сек), затем на высоте 28...30 км происходило разделение ступеней, после чего ГСР возвращался на аэродром, а ОС с помощью ЖРД блока выведения выходил на рабочую орбиту. Для ускорения летной отработки самолета-носителя предусмотрена установка четырех ВРД (Р-39-300), работающих на керосине и имеющих примерно аналогичный расход воздуха. ВОС позволял вывести на полярную орбиту высотой 130-150 км при стартовом параллаксе до 750 км полезный груз массой до 10,3 т при использовании на ГСР силовой установки на жидком водороде и груз 5,0 т с силовой установкой ГСР на керосине.
Из-за неосвоенности в качестве окислителя жидкого фтора, для ускорения работ по ВОС в целом, в качестве промежуточного шага предлагалась альтернативная разработка двухступенчатого ракетного ускорителя на кислородно-водородном топливе и поэтапное освоение фторного топлива на ОС - сначала использование высококипящего топлива на азотном тетраксиде и несимметричном диметилгидразине (АТ+НДМГ), затем фторо-аммиачное топливо (F₂ + NH₃). И только после накопления опыта планировалось заменить аммиак на амидол. Таким образом, коллектив ОКБ-155 А.И.Микояна летом 1966 г. принялся за разработку воздушно-орбитального самолета, который благодаря особенностям заложенных конструктивных решений и выбранной схеме самолетного старта позволял реализовать принципиально новые свойства для средств выведения военных нагрузок в космос:
- вывод на орбиту полезного груза, составляющего по весу 9% и более от взлетного веса системы;
- уменьшение стоимости вывода на орбиту одного килограмма полезного груза в 3-3,5 раза по сравнению с ракетными комплексами на тех же компонентах топлива;

- вывод космических аппаратов в широком диапазоне направлений и возможность быстрого перенацеливания старта со сменой необходимого параллакса за счет самолетной дальности;
- самостоятельное перебазирование самолета-разгонщика;
- сведение к минимуму потребного количества аэродромов;
- быстрый вывод боевого орбитального самолета в любую точку земного шара;
- эффективное маневрирование орбитального самолета не только в космосе, но и на этапе спуска и посадки;
- самолетная посадка в сложных метеоусловиях или ночью на заданный или выбранный экипажем аэродром с любого из трех витков. В то же время конструкторы уже на этапе аванпроекта видели пути дальнейшего совершенствования системы. В первую очередь существенного повышения эффективности ВОС планировалось достичь разработкой многоразового ускорителя с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) со сверхзвуковым горением, что позволяло в перспективе создать полностью многоразовый комплекс. Конструкторы надеялись, что указанные особенности ВОС обеспечат его экономическую целесообразность, оперативное решение военных задач и эффективное использование околоземного космического пространства в военных целях. Для натурной обработки конструкции и основных систем, которые в дальнейшем должны были применяться на боевых самолетах, в аванпроекте был детально проработан экспериментальный пилотируемый одноместный орбитальный самолет многоразового применения, который с целью ускорения работ, не дожидаясь разработки ГСР, должен был выводится на орбиту с помощью ракеты-носителя "Союз" (изделие 11А511 разработки ОКБ-1 С.П.Королева) и аналог орбитального самолета, запускаемый с самолета-носителя Ту-95КМ аналогично ракете Х-20.

В связи с большой сложностью программы "Спираль" проектом предусматривалась поэтапная отработка всей системы:
1 этап
Создание пилотируемого самолета-аналога (индекс изделия "50-11") весом около 11,85 т, включая запас топлива 7,45 т, с двумя ракетными двигателями, стартующего с самолета-носителя Ту-95КМ. Самолет-аналог не имеет массо-габаритного и приборного сходства с орбитальным самолетом. Цель испытаний - отработка аэродинамики аппарата, органов газодинамического управления, режимов работы топливной системы на компонентах АТ+НДМГ, оценка тепловых режимов в условиях, близких к космическому полету (максимальная высота полета 120 км, максимальная скорость полета соответствует М=6-8) и входу в атмосферу. На самолете-аналоге должны были быть отработаны привод на аэродром и посадка. Планировалось изготовить и испытать три самолета-аналога. Планом полет на дозвуковой скорости и посадка предусматривались в 1967 г., полет на сверхзвуке и гиперзвуке - 1968 г. Стоимость работ -18 млн. рублей. Этот этап по сути являлся аналогом американского проекта Х-15 и не был реализован в металле.

2 этап
Создание одноместного экспериментального пилотируемого орбитального самолета (ЭПОС, индекс изделия "50") - прототипа боевого варианта - весом 6800 кг для натурной отработки конструкции и летного подтверждения характеристик основных бортовых систем. Запуск - с помощью ракеты-носителя 11А511 ("Союз") с выводом на орбиту высотой 150­160 км и наклонением 51 градусов, где аппарат совершает 2-3 витка с отработкой на орбите газодинамического маневра (топливо АТ+НДМГ) для изменения плоскости орбиты до 8 градусов, а затем выполняет спуск и посадку, как полноразмерный орбитальный самолет.

Много позднее заместитель Лозино-Лозинского Лев Пантелемонович Воинов вспоминал: "...Вместе с компоновщиком "Спирали" Яковом Ильичем Селецким мы ездили к Королеву и обсуждали, как установить на его ракету наш самолет (без топлива он весил около 7 т). Королев даже подбрасывал нам идеи: я, мол, старый планерист, хотите, вывезу вас на длинном тросе? Пойдет ракета и потащит ваш самолет... Нам понравился этот вариант, но утвердить его мы не смогли". От себя добавим - и правильно, т.к. если такой разговор и был, то Королев, будучи трезвомыслящим практиком, разумеется, шутил...

Предусматривалось полное внешнее, системное и конструктивное (по конструкционным и теплоизоляционным материалам) сходство с боевым ОС. Планировалось изготовить и запустить 4 самолета в беспилотном (1969 г.) и пилотируемом (1970 г.) вариантах. Стоимость работ - 65 млн. рублей.

3 этап
Создание ГСР. Для ускорения работ планировалось создать и испытать сначала полноразмерный ГСР с двигателями, работающими на керосине (летные испытания 4 самолетов, с достижением скорости М=4 - в 1970 г., стоимость работ 140 млн. рублей). После накопления данных по аэродинамике и эксплуатации самолета на гиперзвуковой скорости планировался переход ГСР на водородное топливо, для чего необходимо было изготовить и испытать 4 самолета. Летные испытания ГСР на водороде - 1972 г., стоимость работ - 230 млн. рублей. В дальнейшем самолет-разгонщик с двигателями на керосине планировалось использовать для первичной подготовки и тренировки летного состава в процессе эксплуатации комплекса в штатной комплектации.

4 этап
Испытание полностью укомплектованной системы, состоящей из ГСР и ОС с ракетным ускорителем (двигатели самолета-разгонщика работают на керосине) - 1972 г. После всесторонней отработки и проверки всех систем, в 1973 г. планировалось проведение летных испытаний полностью укомплектованной системы с двигателями, работающими на водороде, и пилотируемым ОС. Дальнейшие работы должны были быть связаны с переходом на жидкий фтор (!), используемый в качестве окислителя на ракетном ускорителе и орбитальном самолете, и развертывание работ по созданию вместо ракетного ускорителя эффективной многоразовой второй ступени, оснащенной гиперзвуковым прямоточным двигателем (ГПВРД), использующим жидко-водородное топливо.
С 1967 г., ввиду неопределенности работ по гиперзвуковому самолету разгонщику, название "Спираль" стало использоваться применительно к орбитальному самолету, разрабатываемому на первых двух вышеуказанных этапах работ. Рассмотрим основные компоненты ВОС и принятые конструктивные решения подробнее.

Гиперзвуковой самолет-разгонщик

ГСР представлял собой самолет-бесхвостку длиной 38 м с треугольным крылом большой переменной стреловидности по передней кромке типа "двойная дельта" (стреловидность 80 градусов в зоне носового наплыва и передней
части и 60 градусов 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 3 градуса 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 взлетно-посадочных режимах подфюзеляжный гребень. Самолет-разгонщик был оборудован 2-местной герметичной кабиной экипажа с катапультируемыми креслами. Для улучшения обзора "вперед-вниз" (до -14 градусов) при посадке носовая часть фюзеляжа перед кабиной пилотов выполнена отклоняемой вниз на 5градусов. Позже аналогичное 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, выпускаемой в поток в направлении "против полета", оборудованной спаренными пневматиками размером 850х250 мм. Основная стойка оснащена двухколесной тележкой с тандемным расположением колес размером 1300х350 мм 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) диаметром 1250 мм разработки А.М.Люлька тягой на взлете по 17,5 т каждый, имеющих общий воздухозаборник и работающих на единое сверхзвуковое сопло внешнего расширения с вертикальным клином. 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.
Испаритель водорода находился на входе компрессора. Таким образом, была успешно решена проблема создания силовой установки без комбинирования ТВРД, ГПРД и ТРД.
Как свидетельствовал 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".

"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 создание ТРД 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 Архипа Люльки только получило техническое 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 - удельный импульс по топливу 4500 сек при удельном весе двигателя 0,09-0,11 кг/кг. 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 перед турбиной: 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 ДУ: 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 ДУ 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.

Нужно отметить, что сложности разработки пароводородной силовой установки были видны с самого начала. В частности, в заключении ЛИИ им. М.Громова по аванпроекту, подписанном 20 июня 1966 года, отмечается:
"...При расчете комплекса были приняты наиболее перспективные значения удельных параметров силовых установок, выбранных с учетом дальнейшего развития газовой динамики и накопления опыта создания высокотемпературных газотурбинных двигателей и водородных ЖРД. В процессе создания орбитального комплекса "Спираль" должны быть решены следующие задачи:
- создание пароводородного двигателя новой схемы и ЖРД, работающего на водороде;
- разработка и создание эффективной теплоизоляции топливных баков;
-разработка систем охлаждения элементов силовой установки турбокомпрессора и его ходовой части;
- разработка и создание топливоподающей и топливорегулирующей аппаратуры на большие объемные расходы жидкого водорода с низкой температурой".
А в заключении ЦИАМ прямо сказано, что:
"...Заявленные основные данные, высотно-скоростные, дроссельные и весовые характеристики одноконтурного ракетно-турбинного двигателя могут быть получены при условии реализации высокого уровня совершенства элементов конструкции. Использованные в расчетах коэффициенты, определяющие потери энергии по тракту, к.п.д. охлаждаемого компрессора и многоступенчатой турбины и др., определяющие габаритные и весовые данные двигателя, требуют экспериментального подтверждения. Предлагаемые двигатели являются двигателями принципиально новой схемы. Экспериментальные данные по этим двигателям и отдельным узлам в настоящее время у нас практически отсутствуют. Поэтому созданию двигателя должен предшествовать большой объем расчетно-конструктивных и экспериментальных исследований в направлениях:
1. Оптимизации схем (пароводородные, водородо-воздушные, комбинированные, безредукторные и др.) и параметров рабочего процесса.
2. Экспериментального исследования водородо-воздушных теплообменных агрегатов и систем охлаждения основных теплонагруженных элементов двигателя.
3. Выбор типа, исследования и разработки многоступенчатых газовых и пароводородных турбин и др."

Двигатель для промежуточного варианта ГСР, работающий на керосине, проектировало ОКБ-300 (с 1966 г. - Московский машиностроительный завод "Союз"; до 1973 г. его возглавлял С.К.Туманский, а затем О.Н.Фаворский. Ныне предприятие носит наименование АМНТК "Союз". Это КБ в свое время прославилось разработкой самого "быстрого" отечественного ТРДФ Р15Б-300 для истребителя-перехватчика МиГ-25.). 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 (к сожалению, оригинал этого документа был уничтожен в начале 1980-х годов) 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 гиперзвукового разгонщика "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. Впоследствии Лозино-Дозинский вспоминал:
"Когда мы по-настоящему влезли в работу над первой ступенью, у нас возник новый взгляд на проектирование самолетов. Мы поняли, что необходимо гармоническое сочетание - подобно звукам в аккорде - всех его компонентов и свойств. Если раньше облик летательного аппарата определялся аэродинамикой, то теперь, проектируя наш разгонщик, мы стремились интегрировать аэродинамику и силовую установку, представляя их как нечто единое".
Торможение набегающего потока начиналось на расстоянии 10,25 м до воздухозаборника за счет специально спрофилированной нижней поверхности фюзеляжа, наклоненной к потоку под углом атаки 4 градуса. На расстоянии 3,25 м (в продольном направлении) до воздухозаборника нижняя поверхность фюзеляжа увеличивает местный угол атаки на 10 градусов - 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 10 градусов. 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 гиперзвукового самолета-разгонщика, 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).
В заключении ЦАГИ по аванпроекту, подписанном В.М.Мясищевым 20 июня 1966 г., отмечается, что накопленный при разработке ГСР "Спираль" опыт впоследствии позволит обеспечить разработку гиперзвуковых транспортных и пассажирских самолетов.
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 1965-1975 гг. Наиболее существенной частью этой работы были исследования по методике испытаний моделей с протоком воздуха через мотогондолы силовой установки на гиперзвуковых скоростях полета (Костюк К.К, Табаньков В.Е., Кутухин В.П.). 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 в аванпроекте предусматривалась разработка промежуточного (на топливе водород-кислород, H₂+O₂) и основного (на топливе водород-фтор, F₂+O₂) 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 существенные недостатки - малый удельный вес (0,075 г/см³) и отсутствие развитой водородной промышленности в стране. Керосин в качестве топлива для ракетного ускорителя вообще не рассматривался. В качестве окислителей для водорода могут использоваться жидкие 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), т.е. к увеличению миделя, а, следовательно, лобового сопротивления самолета-разгонщика, что уменьшает его максимальную скорость расцепки до М=5,5 вместо М=6 при использовании фтора. При выборе фтора в качестве окислителя для ракетного ускорителя сыграл свою роль и тот фактор, что при применении фтора (расчетный удельный импульс 462-482 сек) выводимая на орбиту полезная нагрузка составляет 9-10% от взлетного веса системы, а при применении кислорода (удельный импульс 440-455 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 получался 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 (с удельным импульсом в пустоте 462-482 сек) 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). Удельный вес топлива составит 0,7-0,64 кг/литр для компонентов Н₂+F₂ и 0,38-0,36 кг/литр для топлива Н₂+О₂. Снизить затраты при разработке ЖРД планировалось за счет использования опыта создания и готовых комплектующих (в первую очередь систем автоматики) с двигательной установки I и II ступеней ракеты-носителя 8К84. 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 компонентов топлива (окислитель F₂ спереди, топливо H₂ - сзади), имеющих общую совмещенную гермостенку. Вторая ступень ускорителя имеет сложную неосесимметричную компоновку, обусловленную утопленным поло-жением орбитального самолета внутрь внешнего контура ступени. Фактически топливная арматура ступени, включая бак с топливом, "размазана" вокруг хвостовой части ОС. 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" ОС на этапе полета с ГСР закрыты сбрасываемыми обтекателями.

Орбитальный самолет

На ранней стадии развития возвращаемых с орбиты маневренных гиперзвуковых летательных аппаратов наиболее приемлемыми в рамках существовавших технологий были конфигурации, обеспечивающие низкие уровни тепловых потоков к поверхности аппарата. Этому требованию удовлетворяли аэродинамические компоновки типа "несущий корпус". Существенно отличаясь от компоновки классических самолетных форм, аэродинамические компоновки типа "несущий корпус" потребовали проведения большого количества дополетных исследований не только при гиперзвуковых, но и при более низких (вплоть до посадочных) скоростях. Исследования аэродинамических несущих тел были начаты в 1965 г. в форме исследований конкретных компоновок орбитального самолета проекта "Спираль", разрабатываемого в ОКБ А.И.Микояна. Научно-исследовательские работы по теме "Спираль", проведенные в 1965-1976 годах, позволили решить целый ряд принципиальных задач по системе управления. Были сформулированы требования к аэродинамической компоновке орбитального самолета и системе аэродинамического и газодинамического управления, проанализированы траектории, области достижимости, режимы полета и возможные методы управления; сформулированы требования к аэродинамическому качеству орбитального самолета на всех режимах, в том числе бездвигательной посадке; выполнен большой объем исследований по динамике и управлению орбитального самолета, включая исследования на специально созданном под этот проект в ЦАГИ пилотажном стенде МК-10, включавшим в свой состав натурную головную часть аналога орбитального самолета. Эти исследования в значительной степени определили облик системы управления. Объем этих исследований был значительно расширен после ввода в эксплуатацию в 1976 г. на базе Центра подготовки космонавтов (ЦПК) пилотажно-исследовательского комплекса "Пилот-105" с задействованием в контур управления центрифуги ЦФ-7 (В.П.Найденов, А.В.Любимов).

Уделяя основное внимание созданию орбитального самолета, конструкторы фактически предложили к разработке семейство летательных аппаратов, основанных на единой оригинальной аэродинамической компоновке и имеющих близкие размеры и массы. Создаваемые для разных целей и задач, внешне похожие аппараты должны были поэтапно, шаг за шагом, благодаря постепенному усложнению бортовых систем и расширению круга решаемых задач, приблизить разработчиков к главной цели - семейству боевых орбитальных самолетов. Сначала предлагалось создать самолет-аналог ("50-11") для гиперзвуковых суборбитальных "прыжков" в космос, затем экспериментальный пилотируемый орбитальный самолет (ЭПОС) для демонстрации реализуемости проекта и отработать на нем основные этапы орбитального полета и посадки. Благодаря массо-габаритному сходству телеметрической аппаратуры и фотооборудования, ЭПОС можно было легко модифицировать в орбитальный фоторазведчик. И только потом должны были появиться боевые варианты орбитального самолета. При знакомстве с вариантами орбитального самолета мы также будем следовать логике разработчиков, т.е. сначала расскажем об основных характеристиках, одинаковых для всех аппаратов. Затем подробнее остановимся на самолете-аналоге и детально рассмотрим конструкцию и функционирование ЭПОСа, и уже затем при описании боевых вариантов орбитального самолета уделим внимание только их основным отличиям от ЭПОСа.

При выборе формы и размерности аппарата пришлось учитывать следующие требования:
-температура внешних поверхностей самолета не должна превышать 1400 градусов С, т.к. эта температура являлась предельно-допустимой для единственного отработанного в то время конструкционного тугоплавкого материала - плакированного ниобия ВН-5АП;
-температурные поля на основных поверхностях самолета должны были быть возможно более равномерными для максимального снижения температурных напряжений;
-самолет должен при спуске с орбиты обладать запасом устойчивости, достаточным для полета на постоянном балансировочном угле атаки в диапазоне 45-65 градусов и минимальном (менее 5 градусов) угле скольжения, т.к. отклонения от этого диапазона углов атаки в большую или меньшую сторону и наличие углов скольжения (более 5 градусов) приводит к возрастанию температуры поверхности и увеличению градиентов температуры;
-посадка орбитального самолета не должна была отличаться от нормальной посадки современного самолета;
-полезный объем самолета должен был быть возможно большим при минимальной омываемой площади его поверхности;
-габариты самолета должны были обеспечивать запуск аппарата с помощью ракеты-носителя "Союз" (11А511) без ее доработки.

В результате получился летательный аппарат длиной 8 м и шириной плоского фюзеляжа в зоне крепления киля 4 м, выполненный по схеме "несущий корпус" и имеющий сильно затупленную оперенную треугольную форму в плане со стреловидностью 74 градусов 20 угловых минут. Выбор большой стреловидности корпуса обеспечивает равномерные температурные поля на нижней части. Ограничения, накладываемые условиями старта на РН "Союз", определили и площадь плановой проекции самолета - 24 м². Выбор облика орбитального самолета "Спираль" производился не совсем на пустом месте. Необходимо отметить, что при выборе компоновки и алгоритмов управления орбитального самолета "Спираль" наши конструкторы внимательно следили за американскими работами над исследовательскими беспилотными аппаратами ASV и AEV (6 успешных запусков на суборбитальные траектории с помощью баллистической РН "Тор" в период 1963­65 годов), создававшимися в рамках программы ASSET. Аппараты имели форму полуконуса с треугольным крылом и испытывались на скоростях, близких к первой космической. Кстати, в рамках программы "ASSET 5" 8 декабря 1964 г. состоялся первый запуск масштабной модели ракетно-космического самолета "Дайна Сор". В этот день с мыса Канаверал был осуществлен пуск модели летательного аппарата по суборбитальной траектории с помощью баллистической ракеты "Тор" (Thor) N 247. Цель пуска по суборбитальной траектории - изучение аэродинамического обтекания самолета при движении в верхних слоях атмосферы. Максимальная высота подъема макета составила 53 км. Целью программы ASSET было исследование аэротермодинамических характеристик, прочности и упругости конструкции. Дальнейшем продолжение работ стала программа START, предусматривавшая исследование вопросов входа в плотные слои атмосферы космических аппаратов, использующих подъемную силу. В рамках программы START исследования проводились по двум направлениям:
-запуск беспилотных аппаратов SV-5D (подпрограмма PRJME), в период с 21 сентября 1966 по 19 апреля 1967 года выполнено три запуска ракетой-носителем "Атлас" с авиабазы ВВС Ванденберг в Калифорнии. Достигнута максимальная высота полета 152,4 км и скорость 7,37 км/сек. Первые два аппарата при входе в плотные слои атмосферы разрушились, третий аппарат вернулся благополучно;
-исследование пилотируемых гиперзвуковых летательных аппаратов на малых скоростях полета (подпрограмма PJLOT). Подрограммой PJLOT, а также программой NASA MLBRP предусматривались летные исследования пилотируемых летательных аппаратов с несущим корпусом X-24A, X-24B, M2-F1, M2-F2, HL-10 на дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета. Целью испытаний являлось исследование ручного управления, обеспечение устойчивости и управляемости и горизонтальной посадки возвращаемых орбитальных самолетов с низким аэродинамическим качеством. К моменту выпуска в СССР аванпроекта "Спирали" в США уже проводились полеты пилотируемых аппаратов M2-F1 (всего было выполнено 100 полетов за самолетом-буксировщиком с последующей отцепкой на высоте 3600 м), M2-F2 (16 полетов) и HL-10 (24 полета). Разумеется, результаты этих испытаний, включая анализ причин аварии при посадке аппарата M2-F2, были известны в ОКБ Микояна.

Но продолжим рассказ об орбитальном самолете "Спираль". Носовое затупление выполнено в виде шестидесятиградусного сегмента с радиусом образующей сферы 1,5 м. На атмосферном участке спуска с орбиты на углах атаки самолета в диапазоне 45-65 градусов сегмент располагается под углом плюс/минус 10 градусов к потоку. C учетом лучистого теплообмена с менее нагретой верхней обшивкой это обеспечивает максимальную температуру на носовом затуплении 1400 градусов С. Уменьшение влияния колебаний угла атаки на повышение температуры достигается выбором необходимого запаса устойчивости и автоматики, ограничивающих колебания по углам атаки и скольжения в пределах плюс/минус 10 и плюс/минус 4 градуса соответственно. Нижняя поверхность самолета выполнена близкой к плоскости с малым радиусом скругления кромок, равным 150 мм. Плоская нижняя поверхность и расчетный по температуре диапазон углов атаки на спуске 45-65 градусов обеспечивают получение максимального коэффициента подъемной силы, а следовательно, минимальную температуру поверхности. Интересная деталь: при расчете максимальных температур поверхности самолета на участке интенсивного торможения в атмосфере при спуске с орбиты не учитывались каталитические свойства поверхности и различия между ламинарным и турбулентным обтеканием набегающего потока - очевидно, по причине отсутствия надежных расчетных методик. Большие градиенты температур сосредоточены на радиусном переходе между нижней и боковой поверхностями, где применением специальных конструкций исключается появление больших температурных напряжений и коробления. Боковые поверхности корпуса выполнены в виде плоскостей, установленных под значительным отрицательным углом встречи с потоком для уменьшения тепловых потоков внутрь фюзеляжа. Форма верхней поверхности выбрана из условия получения потребных внутренних объемов, при этом обеспечено хорошее обтекание корпуса самолета на дозвуке. На гиперзвуке верхняя поверхность находится в затененной (срывной) зоне, что обеспечивает низкие температуры ее поверхности (менее 500 градусов С).

Стреловидное крыло (55 градусов по передней кромке) самолета имеет V-образную форму. Консоли крыла (площадь каждой 33 м²) с размещенными на них элевонами выполнены поворотными (отклоняющимися вверх) для исключения их прямого обтекания тепловым потоком при прохождении участка плазмообразования. Угол подъема консолей V, измеряемый от горизонтальной плоскости (тот же угол, но измеряемый от вертикальной плоскости, обычно обозначается.), мог варьироваться от 115 градусов (25 градусов "внутрь" от вертикального положения консолей) при старте на РН "Союз" для компактного размещения под головным обтекателем РН до промежуточных положений в 60-45 градусов (от горизонтали) на этапе интенсивного торможения (нагрева). Положение и форма консолей выбраны так, чтобы при спуске с орбиты самолет самобалансировался в расчетном по температуре диапазоне углов атаки (45-65 градусов) при гиперзвуковом качестве 0,8-0,9 и при обтекании самолета на этих углах атаки поток стекал с корпуса на крыло, а не набегал на его передние кромки. Это должно было обеспечить низкий уровень температур на консолях при оптимальных значениях гиперзвукового аэродинамического качества. Одновременно положение консолей крыла 45 градусов обеспечивает необходимый запас боковой динамической устойчивости в связи с неэффективным вертикальным оперением (килем с рулем направления) на указанных режимах полета. Расчетная схема обтекания крыла и корпуса была подтверждена продувками масштабной модели в аэродинамических трубах N121 и N102 ЦАГИ.

Чтобы улучшить посадочные характеристики, на последнем, атмосферном участке спуска была предусмотрена перебалансировка аппарата на малые углы атаки с максимальным раскладыванием консолей в фиксированное крыльевое положение (до 30 градусов), при этом размах крыла достигал 7,4 м. Таким образом, благодаря выбранной аэродинамической компоновке из общего размаха на стреловидные консоли крыла приходилось лишь 3,4 м, а остальная, большая часть несущей поверхности соотносилась с шириной фюзеляжа. Хорошее обтекание самолета на дозвуковых скоростях позволило получить аэродинамическое качество К=4,5 и коэффициент подъемной силы 0,6-0,8, что при выбранной удельной нагрузке 190 кг/м² обеспечивало посадочную скорость, не превышающую 250 км/час, как и у обычных скоростных самолетов. Путевую устойчивость обеспечивал киль (стреловидность по передней кромке 60 градусов), оснащенный рулем направления. Высота самолета при сложенном крыле 2,5 м.

В большинстве публикаций о "Спирали" говорится о возможности раздельного изменения угла поперечного V для каждой консоли с целью управления орбитальным самолетом по крену на участке атмосферного спуска. Это распространенное заблуждение о способе управления по крену для всех вариантов орбитального самолета "Спирали" впоследствии распространилось и на орбитальный самолет, прорабатывавшийся в рамках проекта создания Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС). И хотя на самом деле раздельное изменение угла поперечного V не использовалось, "нет дыма без огня" - этот ошибочный тезис появился из-за одного высказывания Лозино-Лозинского в первой половине 1966 г. Дело было так. Введение на орбитальном самолете поворотных консолей крыла с расположением на них элевонов для управления по тангажу и крену выявило проблему обеспечения поперечного управления (по крену) на сверх- и гиперзвуковых режимах движения. Суть этой проблемы в следующем. В посадочной конфигурации, когда консоли крыла разложены, т.е. находятся в "самолетном" положении, схема управления креном с помощью элевонов ничем не отличается от обычного поперечного управления самолетов нормальных схем с помощью элеронов: когда летчик отклоняет ручку управления (штурвал) вправо, то самолет кренится на правое крыло, и наоборот.
На сверх- и гиперзвуковых скоростях полета, когда консоли крыла орбитального самолета приведены в положение 60-45 градусов от горизонтали (30-45 градусов от плоскости симметрии), элевоны, расположенные на них, сохраняют свои функции как орган управления по тангажу, но дают обратную реакцию орбитального самолета по крену. В этом случае, если летчик отклоняет ручку управления вправо, то ОС кренится влево, и наоборот. Такая смена реакции по крену при изменении геометрии (раскладывании консолей крыла) орбитального самолета является совершенно неприемлемой для летчика. Следует отметить, что на этапе спуска орбитального самолета с орбиты (участок полета с гиперзвуковыми и сверхзвуковыми скоростями) летчик управляет только углами атаки (тангажом) и крена, а управление траекторией движения в боковой плоскости происходит за счет подъемной силы при создании крена того или иного знака. Таким образом, формирование надежной системы управления креном на указанных режимах имело принципиальное значение. Наличие обратной реакции по крену на высоких скоростях при "недоразложенных" консолях крыла выяснилось в октябре 1967 года, о чем сразу было доложено Владимиром Александровичем Труфакиным Лозино-Лозинскому. Как позднее вспоминал Владимир Александрович, ему показалось, что в первоначальный момент Главный конструктор не сразу доверился "фантазиям" молодого специалиста, но уже через 2-3 недели он организовал серьезное обсуждение поставленной проблемы, на котором предложил организовать схему управления креном с помощью дифференциального отклонения консолей крыла. Однако после соответствующих проработок этот вариант отпал прежде всего из-за малого быстродействия поперечного управления по указанной схеме - максимальная скорость отклонения консоли не превышала 5 угловых градусов в секунду, что было совершенно недостаточно. В процессе поисков были предложены и разработаны принципиально новые бесшарнирные органы управления - верхние и нижние интерцепторы, но и они не решали рассматриваемой проблемы. В конце концов в ЦАГИ Р.В.Студнев предложил не бороться с обратной реакцией, а использовать ее. Были предложены схемы изменения знака сигнала с ручки управления при изменении геометрии крыльев орбитального самолета (при этом реакция орбитального самолета по крену на отклонение ручки в одном направлении всегда остается неизменной). Для этого пришлось разработать специальные алгоритмы обеспечения устойчивости и управляемости с коммутацией величин настроечных коэффициентов в зависимости от положения консолей крыла. В дальнейшем такое управление получило название "обобщенное поперечное управление" и в 1969 году было защищено авторским свидетельством. Разработанный способ управления впоследствии был использован на "Буране" (на нем также на гиперзвуковых скоростях наблюдалось явление обратной реакции элевонов по крену), но расхожее ошибочное мнение об управлении по крену на орбитальном самолета "Спираль" осталось.

При решении проблемы теплозащиты орбитального самолета проектанты взяли за основу принцип "горячей конструкции оболочки" с максимальной температурой около 1500 градусов С, т.е. конструкции, охлаждаемой только за счет лучистого теплопереноса от горячих элементов к более холодным. При таком подходе все конструктивные решения сведены только к взаимному тепловому экранированию элементов конструкции без применения каких-либо других конструктивных решений по активному охлаждению. В силу этого принцип "горячей конструкции" был определяющим при выборе основных решений по конструктивно-силовой схеме аппарата, особенностям внутренней компоновки и применяемым конструкционным материалам. Использование для орбитального самолета схемы "несущий корпус" с максимальным радиусом затупления носовой части и крылом, работающим в режиме стекания потока с кромок, непересекающихся с ударной волной, позволило:
- максимально использовать переизлучение теплового потока с нижней части поверхности на верхнюю в связи с реализацией пустотелых объемов у носового затупления и крыла;
- применить теплозащитный экран (ТЗЭ) с внутренней теплоизоляцией из ультратонкого кремнеземного волокна и аморфного кварца высокой чистоты, прижатой листом теплоемкости с серебряным покрытием;
- применить специальные покрытия для управления лучистыми тепловыми потоками, что обеспечивало эффективную теплозащиту орбитального самолета на гиперзвуковых скоростях.
Тем не менее, в заключении ЦАГИ по аванпроекту рекомендовано в дальнейшем, в ходе эскизного проектирования, рассмотреть возможность применения, помимо "горячей", и частично охлаждаемой конструкции. Основой конструктивно-силовой схемы орбитального самолета является силовая пространственная ферма, сваренная из отдельных трубчатых стержней-звеньев, на которой закреплены все агрегаты и на которую замыкаются все виды нагрузок, приходящие на фюзеляж. Наличие фермы позволяет в полной мере реализовать принцип "горячей конструкции" с минимизацией внутренних тепловых напряжений и вызываемых ими короблений несущих элементов конструкции. В то же время ферма позволяет значительно снизить внутренние тепловые потоки в силовой конструкции по сравнению с традиционной силовой схемой, основанной на шпангоутах (поперечный силовой набор), лонжеронах и стрингерах (продольный набор) и несущей обшивке. Для сравнения скажем, что в основу конструктивно-силовой схемы проектировавшегося по аналогичному принципу "горячей конструкции" ракетоплана "Дайна-Сор" также закладывалась пространственная ферма. В то же время для американских шаттлов и советского "Бурана", защищенных поверхностной плиточной теплозащитой, при выборе конструктивно-силовой схемы использованы традиционные конструкторские решения с использованием шпангоутов, лонжеронов и силовых панелей обшивки.
Снизу, в наиболее теплонапряженной части корпуса орбитального самолета, к ферме крепится нижний силовой теплозащитный экран (ТЗЭ), воспринимающий местные аэродинамические нагрузки и предохраняющий внутренний силовой набор от воздействия высоких температур. Экран состоял из следующих частей:
- основной части с теплоизоляцией, расположенной под всеми агрегатами самолета;
- носовой части без теплоизоляции, имеющей возможность свободного лучистого теплообмена с менее нагретой верхней обшивкой, за счет чего температура экрана в зоне максимальной температуры снижалась с 1600 градусов С до 1400 градусов С;
- воспринимающего перепад температур до 1000 градусов С за счет упругих деформаций гофра.

Экран крепился на керамических шарнирных подвесках-подшипниках, выполнявших роль тепловых барьеров и обеспечивавших подвижность ТЗЭ относительно основной конструкции. Такая подвеска ТЗЭ не только снимала температурные напряжения, возникающие за счет разности температур между экраном и основной конструкцией, достигающей 800-1000 градусов С, но и обеспечивала неизменность внешних обводов за счет сохранения формы и положения экрана относительно корпуса. Конструктивно ТЗЭ выполнялся из множества металлических пластин-панелей из плакированного ниобиевого сплава ВН5АП, покрытого дисилицидом молибдена, расположенных по принципу "рыбной чешуи". Сверху корпус закрывался панелями обшивки, также подвижными (для снятия температурных напряжений) за счет отверстий большого диаметра, превышающих диаметр рабочей зоны крепежных элементов.

Проведенные при разработке аванпроекта расчеты по флаттеру показали, что критические скоростные напоры классических форм флаттера крыла и киля орбитального самолета достаточно высоки, безопасность от рулевых форм флаттера обеспечивается весовой балансировкой. Расчеты также подтвердили безопасность панелей теплозащитного экрана от флаттера. Анализ показывал, что и критический скоростной напор дивергенции корпуса орбитального самолета был существенно выше эксплуатационного, а влияние упругости крыла на эффективность элеронов незначительно. Штатная посадка осуществлялась на 4-х стоечное лыжное шасси (с тарельчатыми опорами), убираемое в боковые ниши корпуса (передние опоры) и в донный срез фюзеляжа (задние опоры). Лыжное шасси скомпоновано таким образом, чтобы в убранном положении оно находилось в зоне низких температур под защитой экрана (поэтому оно было выполнено из "обычной" стали ВЛ-1) и не разрезало экран при выпуске перед посадкой. Стойки шасси были оборудованы металлическими тарельчатыми опорами (лыжами) из износостойкого металла - местные температуры из-за принятой концепции "горячей конструкции" не позволяли применить резиновые пневматики. Проходимость широко расставленных стоек шасси должна была обеспечить посадку практически на любой более-менее ровный грунт минимальной прочности около 4 кг/см² с обеспечением хорошей устойчивости при коротком пробеге. Для упрощения и облегчения шасси предусматривался только его выпуск, уборка должна была производиться наземными средствами при подготовке к пуску.

Выбор, испытания и отработка конструкционных материалов для аппарата, спроектированного по идеологии "горячей конструкции", оказался непростым делом, и осуществлялся в лабораториях Всесоюзного научно-исследовательского института авиационных материалов (ВИАМ) по температурным условиям, заданным ОКБ-155. Но и это еще не все (что интересно!) - в разделе аванпроекта "Конструкция самолета и применяемые материалы" на 21 странице читаем: "...жаростойкие теплозащитные материалы типа пенокерамик в настоящее время разрабатываются". Обратите внимание на эту уникальную фразу! "Горячая" конструкция на ОС "Спирали" применена не потому, что она лучше, а потому что ничего другого в многоразовом исполнении на тот момент еще просто не существовало... Но уже тогда конструкторы думали о сверхлегком керамическом теплозащитном покрытии! Напомню - документ датирован 29 июня 1966 года - до первого полета американского шаттла "Колумбия" с плиточной керамической теплозащитой оставалось еще почти 15 лет, до первого испытания советских кварцевых плиток на "БОРе-4" 16 лет, до полета "Бурана" - еще долгие 22 года!

В.П.Лукашевич, В.А.Труфакин, С.А.Микоян

Иллюстрации к статье можно посмотреть в варианте статьи в формате PDF:
- начало статьи в N3/2005;
- окончание статьи в N4/2005.

Для просмотра представленных материалов необходима программа Adobe Reader

Переход на:

Web-master: ©Вадим Лукашевич 1998-2005
E-mail: buran@buran.ru