|
|
Авиационно-космическая система «Спираль».
В конце 1964г. в ОКБ-155 А.И.Микояна началась практические работы по крылатой
космонавтике. их возглавил 55-летний Главный конструктор ОКБ Г.Е.Лозино-Лозинский.
Тема по созданию воздушно-орбитального самолета-ВОС (в современной терминологии -
авиационно-космической системы – АКС) получила название «Спираль«. Согласно утвер-
жденному 29 июня 1966г. аванпроекту, ВОС представлял собой многоразовую систему
общей массой 115т. состоящую из гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР индекс
50-50), и расположенного на нем пилотируемого орбитального самолета (ОС индекс 50)
с двухступенчатым разгонным блоком. ГСР использовался для разгона ОС до гиперзву-
ковой скорости, соответствующей М=6 (около 1,8 км/сек), затем на высоте 28-30 км.
происходило разделение и ГСР возвращался на аэродром, а ВОС с помощью разгонного
блока выводился на рабочую орбиту.
ГСР длиной 38м. размахом 16,5м. весом 52т. должен был иметь четыре ТРД, рабо-
тающие на жидком водороде. Блок двигателей располагался под фюзеляжем и имел об-
щий регулируемый сверхзвуковой воздухозаборник. Для ускорения работ на этапе лет-
ной отработки была предусмотрена установка четырех двигателей Р-39-300, работаю-
щих на керосине. (модель этой уникальной машины и ныне можно увидеть в кабинете
генерального директора НПО «Молния»). Управление было чисто аэродинамическое, с
помощью рулей направления на килях, элевонов и посадочных щитков. ГСР имел герме-
тичную 2-хместную кабину, с катапультируемыми креслами пилотов. АКС позволяла
вывести на полярную орбиту высотой 130-150км. при стартовом параллаксе до 750км.
полезный груз (ОС) массой до 10,3т. при использовании на ГСР силовой установки на
жидком водороде и груз 5т. с силовой установкой ГСР на керосине.
Разгонный блок представлял собой 2-х ступенчатую ракету с ЖРД на жидком фторе
и водороде. Проектированием ускорителя занимался С.П.Королев. Из-за недостатка
опыта в использовании жидкого фтора в качестве промежуточного шага предлагалась
для ускорения работ разработка двигателя на кислородно-водородном топливе и поэ-
тапное освоение жидкого фтора.
Эксперементальный пилотируемый орбитальный самолет (ЭПОС) представлял собой
летательный весом 10т. длиной 8м. выполненный по схеме «несущий корпус» с шириной
фюзеляжа 4м. и складывающимися вверх консолями крыла стреловидностью 50град.
(поперечный угол V=115–30град.). За своеобразную форму корпуса ЭПОС получил нео-
фициальное название «Лапоть». Полезная нагрузка составляла 0,7-2т. Аппарат имел
сильно затупленную треугольную форму в плане. Носовой кок выполнен в виде 60-
градусногого сегмента с радиусом образующей сферы 1,5м. Управление ЭПОС на орбите
должно было осуществляться реактивными двигателями малой тяги, а в плотных слоях
атмосферы - элевонами, рулём направления и балансировочным щитком. Положение и
форма консолей выбраны так, чтобы при спуске с орбиты самолет на гиперзвуковой
скорости самобалансировался в диапазоне углов атаки 45-65град. при этом аэродина-
мическое качество составляло 0,8. При снижении скорости консоли поворачивались и
размах крыла увеличивался до 7,4м. а аэродинамическое качество до 4,5 что учётом
тяги вспомогательного ТРД обеспечивало боковой манёвр и маневр по дальности до
2000км. Дальность бокового маневра по трассе спуска из космоса имела важное зна-
чение. От него зависит возможность экстренного прекращения орбитального полета.
Если боковой маневр имеет дальность более 2000км. то ОС может покинуть орбиту на
любом из 3-х витков (которые предусматривались программой полетов) и приземлиться
в любой удобной точке, выбранной на площади в миллионы кв.км. (вся азиатская
часть территории СССР).
При решении проблемы теплозащиты ОС на участке спуска в атмосфере применен
принцип «горячей конструкции». Основой конструкции являлась сварная ферма, на
которую снизу крепился теплозащитный экран (ТЗЭ), выполненный для снятия темпера-
турных напряжений из отдельных пластин ниобиевого сплава ВН5АП с покрытием диси-
лицидом молибдена, расположенных по принципу «рыбной чешуи». Экран подвешивался
на керамических теплоизоляторах. Ниобиевый сплав тогда еще не выпускался и вре-
менно, до освоения производства, его заменили на жаропрочные стали ВНС. Самым
теплонапряженным элементом являлся носовой кок который нагревался до 1400град.
Верхняя поверхность, находясь в затененной зоне, нагревалась не более чем до 500
град. поэтому сверху корпус закрывался панелями обшивки из кобальт-никелевого
сплава ЭП-99 и сталей ВНС.
Двигательная установка ОС включала в себя:
- ЖРД орбитального маневрирования тягой 1,5т. (расход топлива 4,7кг/сек) для
выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса
для схода с орбиты (впоследствии предусматривалась установка более мощного ЖРД
с тягой 5т. с плавной регулировкой до 1,5т. для выполнения точных коррекций
орбиты;
- два аварийных тормозных ЖРД с тягой по 16кг. работающие от топливной системы
основного ЖРД и вытеснительной подачей компонентов сжатым гелием;
- блок ЖРД ориентации, состоящий из 6 двигателей грубой ориентации с тягой по 16
кг. и 10 двигателей точной ориентации с тягой 1кг.;
- ТРД (индекс 36-35) разработки ОКБ-36 со стендовой тягой 2т. для полета в
атмосфере и посадки, топливо - керосин (открываемый перед запуском ТРД воздухо-
заборник распологался в основании киля).
ЖРД на первых образцах ЭПОС должны были работать на азотном тетраксиде и
несимметричном диметилгидразине (АТ+НДМГ). В качестве промежуточного этапа предус-
матривалось применение пары фтор и аммиак (F2+NH3). В перспективе планировалось
заменить аммиак на высокоэнергетичный амидол (50% N2H4 + 50% BH3N2H4).
Аварийное спасение пилота предусматривалось на любом участке полета с помощью
отделяемой кабины-капсулы фарообразной формы, имеющей собственные пороховые двига-
тели для отстрела от ЭПОС. Капсула была снабжена управляющими двигателями для
входа в плотные слои атмосферы, радиомаяком, аккумулятором и аварийным блоком на-
вигации. Приземление осуществляется с помощью парашюта со скоростью 8 м/сек.
поглощение энергии при этой скорости производилось за счет деформации специальной
сотовой конструкции угла капсулы.
Система навигации и автоматического управления состояла из автономной астро-
инерциальной системы, бортовой цифровой вычислительной машины, ЖРД ориентации,
астрокорректора, оптического визира и радиовертикали-высотомера. Для управления
траекторией самолета при спуске помимо основной автоматической системы управления
предусматривается резервная упрощенная система ручного управления по директорным
сигналам.
После выполнения орбитального полета и включения тормозных двигателей ЭПОС
должен был входить в атмосферу с большим углом атаки, управление на этом этапе
спуска предусматривалось изменением крена при постоянном угле атаки. Возможность
бокового маневра позволяла обеспечить посадку на территории СССР с любого из 3-х
витков. Для посадки можно было использовать любой грунтовой аэродром 2-го класса
(посадочная скорость составляла не более 250 км/ч). Посадка осуществлялась на
4-хстоечное лыжное шасси, убираемое в боковые ниши корпуса (передние опоры) и в
донный срез фюзеляжа (задние опоры) так что оно не разрезало ТЗЭ.
АКС «Спираль» благодаря особенностям заложенных конструктивных решений и
выбранной схеме самолетного старта позволяла уменьшить стоимость вывода на орбиту
одного кг. полезного груза в 3-3,5 (полезный груз составлял более 9% от взлетного
веса системы) кроме того:
- вывод ОС осуществлялся в широком диапазоне направлений с возможностью быстрого
перенацеливания пурем смены параллакса за счет самолетной дальности;
- необходимое количество аэродромов было сведено к минимуму;
- обеспечивался быстрый вывод ОС в любой пункт земного шара;
- ОС мог осуществлять эффективное маневрирование в космосе;
- обеспечивалась посадка ночью и в сложных метеоусловиях на заданный или выбран-
ный экипажем аэродром с любого из 3-х витков.
Уже на этапе аванпроекта конструкторы видели пути дальнейшего совершенство-
вания АКС. В первую очередь планировалось создать полностью многоразовый комплекс
путем разработки многоразового разгонного блока со сверхзвуковым ПВРД. Конструк-
торы расчитывали, что указанные особенности АКС обеспечат ей возможность опера-
тивно решать военные задачи которые и были основной целью разработки. Предусмат-
ривалось использование ОС в вариантах дневного фоторазведчика, радиолокационного
разведчика, перехватчика космических целей или ударного самолета с ракетой класса
«космос-Земля». Он мог применяться и для инспекции космических объектов. Вес
боевого ОС во всех вариантах составлял 8,8т. включая 0,5 т. боевой нагрузки в
вариантах разведчика и перехватчика и 2т. у ударного самолета. Диапазон опорных
орбит составлял 130-150км. наклонение 45-135град. Задача полета должна была выпол-
няться в течение 2-3 витков (третий виток посадочный). Маневренные возможности ОС
с использованием бортовых ЖРД, должны были обеспечивать изменение наклонения
орбиты для разведчика и перехватчика на 17град. для ударного самолета с ракетой
на борту (и уменьшенном запасе топлива) – 7-8град. Перехватчик также был способен
выполнить комбинированный маневр - одновременное изменение наклонения орбиты на
12град. с подъемом на высоту до 1000км. Для размещения спецоборудования в вариан-
тах разведчика и перехватчика имелся закабинный отсек объемом 2 куб.м. В ударном
варианте для размещения ракеты «космос-Земля» пришлось использовать дополнитель-
ный объем 2 куб.м. за счет снижения запасов топлива.
Дневной фоторазведчик предназначался для детальной оперативной разведки мало-
габаритных наземных и подвижных морских предварительно заданных целей. Размещен-
ная на борту фотоаппаратура обеспечивала разрешение на местности 1,2м. при съемке
с орбиты высотой 125-135км. Предполагалось, что поиск цели и визуальные наблюде-
ния за земной поверхностью летчик будет вести через расположенный в кабине опти-
ческий визир с плавно изменяющейся кратностью увеличения от 3 до 50. Визир осна-
щен управляемым отражающим зеркалом для отслеживания цели с дистанции до 300 км.
Съемка производилась автоматически после ручного совмещения летчиком плоскости
оптической оси фотоаппарата и визира с целью; размер снимка на местности 20х20км.
при дистанции фотографирования вдоль трассы до 100км. За один виток летчик должен
был успеть сфотографировать 3-4 цели. Фоторазведчик был так же оснащен станциями
КВ и УКВ диапазонов для передачи информации на землю. При необходимости повтор-
ного прохода над целью по команде летчика автоматически выполняется маневр пово-
рота плоскости орбиты.
Отличительной чертой радиолокационного разведчика являлось наличие внешней
разворачиваемой одноразовой антенны размером 12х1,5м. Предполагаемая разрешающая
способность при этом должна была быть в пределах 20-30м. что достаточно при раз-
ведке авианосных морских соединений и крупных наземных объектов. Ширина полосы
обзора по наземным объектам - 25км. и до 200км. при разведке на море.
Для поражения подвижных морских целей предназначался ударный ОС. Предполага-
лось, что пуск ракеты «космос-Земля» с ядерной БЧ будет производиться из-за гори-
зонта при наличии целеуказания от другого ОС-разведчика или спутника. Уточненные
координаты цели определялись локатором, сбрасываемым перед сходом с орбиты, и
средствами навигации ОС. Наведение ракеты по радиоканалу на начальном участке
полета позволяло повысить точности наведения ракеты на цель. Ракета со стартовой
массой 1,7т. при точности целеуказания плюс/минус 90км. обеспечивала поражение
цели (типа авианосец), движущейся со скоростью до 32 узлов, с вероятностью 0,9
(круговое вероятное отклонение боеголовки 250м.).
Последним проработанным вариантом боевого ОС был перехватчик космических
целей, разрабатывавшийся в двух модификациях:
- инспектор-перехватчик с выходом на орбиту цели, сближением с ней на расстояние
3-5км. и уравниванием скорости между перехватчиком и целью. После этого летчик
мог провести инспекцию цели с помощью 50-кратного оптического визира (разреше-
ние на цели 1,5-2,5см.) с последующим фотографированием. В случае решения
уничтожить цель в распоряжении пилота имелось 6 самонаводящихся ракет разработ-
ки СКБ МОП весом по 25кг. обеспечивающих поражение целей на дальности до 30 км.
при относительных скоростях до 0,5км/сек. Запаса топлива перехватчика хватало
на перехват двух целей, расположенных на высотах до 1000км. при углах неком-
планарности орбит целей до 10град.
- дальний перехватчик, оснащенный самонаводящимися ракетами разработки СКБ МОП
с оптическим координатом для перехвата космических целей на пересекающихся
курсах. Максимальная дальность пуска ракеты составляет 350км. Вес ракеты с
контейнером 170кг. Поиск заранее заданной цели, а также наведение ракеты на
цель производится летчиком вручную с помощью оптического визира. Энергетика
этого варианта перехватчика также обеспечивает перехват 2-х целей, находящихся
на высотах до 1000 км.
Лабораторные исследования, продувки моделей в аэродинамических трубах ЦАГИ
позволили с высокой степенью достоверности определить аэродинамические характерис-
тики планера на разных режимах полета. Но с целью уточнения результатов «трубных»
исследований и изучения свойств новых теплозащитных материалов, решено было
выполнить с помощью ракет запуски моделей ОС в масштабах 1:3 и 1:2 для чего в
1966г. ЦАГИ, ОКБ Микояна и Лётно-исследовательский институт (ЛИИ) начали разра-
ботку комплекса «БОР» (Беспилотный Орбитальный Ракетоплан) которому будет пос-
вящена отдельная страница сайта.
В 1967г. приступили к рабочему проектированию АКС. Для исследования харак-
теристик устойчивости и управляемости на разных этапах полета, оценки теплозащи-
ты из новых материалов предполагалось построить аналоги ЭПОСа в трех комплекта-
циях: для исследований в полетах на дозвуковой скорости 105.11, на сверхзвуке
105.12, на гиперзвуке 105.13. По плану разработки АКС «Спираль» предусматривалось
создание дозвукового аналога ОС начать в 1967г. гиперзвукового в 1968г. Беспилот-
ный вариант ЭПОСа должен был впервые выйти на орбиту в 1970г. при помощи РН
«Союз» (11А511). Первый пилотируемый полет намечался на 1977г. Работы по ГСР с
двигателями на керосине должны были начаться в 1970г. В случае принятия варианта
с водородом в качестве топлива постройку предполагалось начать в 1972г. Во 2-й
половине 70-х годов могли начаться полеты полностью укомплектованной АКС
«Спираль». Но дозвуковой аналог 105.11 был создан лишь к середине 70-х. (аппарат
можно увидеть в музее ВВС в Монино). Стойки шасси были «обуты» в лыжи из износо-
стойкого металла пробег после приземле-
ния получался коротким. Аппарат мог про-
изводить посадку в любом месте на более-
менее ровный грунт. ТРД РД-36К конструк-
ции Колесова (также использовавшиеся в
качестве подъемных на палубных штурмови-
ках вертикального взлета Як-38) обеспе-
чивал в испытаниях перелеты с одной по-
садочной площадки на другую. Правда,
поскольку взлет с грунта на лыжах был
|  |
невозможен на, передние стойки были установлены пневматические колеса. К летным
испытаниям дозвукового аналога (в колесно-лыжном варианте) приступили в мае 1976г.
Вначале выполнялись так называемые «подлеты»: после отрыва от земли 105.11 сразу
же по прямой шел на посадку. В том же году, 11 октября Фастовц. совершил корот-
кий перелет с одной грунтовой полосы аэродрома на другую. А через год стал гото-
виться к воздушным стартам из-под фюзеляжа тяжелого бомбардировщика Ту-95К.
Вначале в полетах, без отцепки, проверялись возможности только выпуска аналога в
воздушный поток на специально удлиненных держателях и включения в таком положении
его двигателя. Особых затруднений все это не вызвало. 27 октября 1977г. аппарат
совершил автономный полет по заданной программе отделившись от носителя на высоте
5000м. Испытания аналога продолжались и в 1978г. Было выполнено 5 полетов с воз-
душным стартом. Но в целом темпы реализации темы «Спираль» в 70-х годах стали
замедляться. Слишком необычным, намного опередившим свое время, был этот проект.
Например министром обороны маршал Гречко, бегло ознакомившись с аналогом 105.11
еще в начальной стадии работ, заявил, что «фантазией мы заниматься не будем», а
от его мнения во многом зависела реализация проекта. С 1976г. по настоянию лиц,
ответственных за космонавтику (прежде всего Устинова и министра общего машино-
строения Афанасьева), наши конструкторы вынуждены были занятся «копированием»
американского «Спейс Шаттла». Хотя с объективной точки зрения «Буран» с его боль-
шой грузоподъемностью тогда нам был не нужен. Проект «Энергия-Буран», стал тем
«пылесосом» который отсасывал на себя все финансовые средства. «Спираль» оказа-
лась лишней. Напрасно начальник космического филиала ОКБ Ю. Блохин в справке,
подготовленной в феврале 1976г. для ЦК КПСС, пытался убедить «верхи» в том, что
работы, проводимые по программе ЭПОСа, и полученный научно-технический задел были
единственной в СССР практической базой для альтернативного решения по созданию
многоразовой транспортной космической системы и их необходимо продолжить. В итоге
неумение предвидеть перспективы развития техники, безоглядная ориентация на чужой
опыт в ущерб здравому смыслу привели к закрытию перспективной темы. Окончание
летных экспериментов на аналоге 105.11 случайно совпало с его поломкой при посад-
ке в сентябре 1978г. В тот раз его пилотировал военный летчик-испытатель п-к
Урядов. Наблюдал за ним, сопровождая в полете на МиГ-23, Фастовец. Заходить на
посадку пришлось против закатного солнца, видимость ограничивала дымка. Руководи-
тель полетов по ошибке (подвела плохая видимость) принял уклонившийся влево МиГ
Фастовца за аналог, дал команду Урядову довернуть вправо. Тот выполнил команду.
Снижаясь против солнца, он поздно заметил, что вот-вот приземлится правее полосы.
Реакция опытного испытателя позволила ему отвернуть, но высоты не хватило.
Аппарат грубо приземлился на неровности почвы. Правда все обошлось лишь трещиной
в районе силового шпангоута. Аналог ЭПОСа достойно выдержал экзамен. Его вскоре
восстановили, но летать ему больше уже не пришлось.
Опыт, обретенный при разработке и испытаниях по программе ЭПОСа, все же не
пропал даром. 48 специалистов из работавших над проектом были переведены в соз-
данное для работы над «Бураном» НПО «Молния».
Наверх
|
