Г.16 акс «Спираль»

Рисунок Г. 19 – Общий вид АКС «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» (Рисунок Г. 19 - Общий вид АКС «Спираль»). Согласно утвержденному 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 гиперзвуковой 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.

Основной целью программы «Спираль» [9] было создание пилотируемого орбитального самолета для выполнения прикладных задач в космосе и обеспечения регулярных перевозок по маршруту «Земля-орбита-Земля». В состав АКС (Рисунок Г. 20 а) входили:

– гиперзвуковой самолет-разгонщик с четырьмя многорежимными ТРД;

– одноразовый ракетный ускоритель с ЖРД;

– малоразмерный пилотируемый ОС (Рисунок Г. 20 б).

Рисунок Г. 20 - Состав АКС «Спираль»

Гиперзвуковой самолет-разгонщик представлял собой «бесхвостку» длиной 38 м, с крылом большой стреловидности типа «двойная дельта» размахом 16,5 м, с вертикальным оперением на концах крыла. Блок ТРД располагался под фюзеляжем и имел общий регулируемый сверхзвуковой воздухозаборник. Кабина двухместная, с катапультируемыми креслами пилотов. В верхней части фюзеляжа ГСР в специальном ложе крепился собственно орбитальный самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями.

ГСР длиной 38 м размахом 16,5 м весом 52 т должен был иметь четыре ТРД, работающие на жидком водороде. Блок двигателей располагался под фюзеляжем и имел общий регулируемый сверхзвуковой воздухозаборник. Для ускорения работ на этапе летной отработки была предусмотрена установка четырех двигателей Р-39-300, работающих на керосине. Управление было чисто аэродинамическое, с помощью рулей направления на килях, элевонов и посадочных щитков. ГСР имел герметичную 2-хместную кабину, с катапультируемыми креслами пилотов. АКС позволяла 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 т 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 поэтапное освоение жидкого фтора.

Эксперементальный пилотируемый орбитальный самолет (ЭПОС) (Рисунок Г. 20 б) представлял собой летательный весом 10 т длиной 8 м выполненный по схеме «несущий корпус» с шириной фюзеляжа 4 м и складывающимися вверх консолями крыла стреловидностью 50 град. (поперечный угол V=115–30 град).

За своеобразную форму корпуса ЭПОС получил неофициальное название «Лапоть» ( Рисунок Г. 21 – Схема «Спираль»). Полезная нагрузка составляла 0,7-2т Аппарат имел сильно затупленную треугольную форму в плане. Носовой кок выполнен в виде 60-и градусногого сегмента с радиусом образующей сферы 1,5 м. 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 45-65 град. при этом аэродинамическое качество составляло 0,8. При снижении скорости консоли поворачивались и размах крыла увеличивался до 7,4 м а аэродинамическое качество до 4,5 что учётом тяги вспомогательного ТРД обеспечивало боковой манёвр и маневр по дальности до 2000 км. Дальность бокового маневра по трассе спуска из космоса имела важное значение. От него зависит возможность экстренного прекращения орбитального полета.

Если боковой маневр имеет дальность более 2000 км, 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.

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 температурных напряжений из отдельных пластин ниобиевого сплава ВН5АП с покрытием дисилицидом молибдена, расположенных по принципу «рыбной чешуи». Экран подвешивался на керамических теплоизоляторах. Ниобиевый сплав тогда еще не выпускался и временно, до освоения производства, его заменили на жаропрочные стали ВНС. Самым теплонапряженным элементом являлся носовой кок который нагревался до 1400 град. 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 1,5 т (расход топлива 4,7 кг/сек) для выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты (впоследствии предусматривалась установка более мощного ЖРД с тягой 5 т с плавной регулировкой до 1,5 т для выполнения точных коррекций орбиты;

- два аварийных тормозных ЖРД с тягой по 16 кг 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 2 т для полета в атмосфере и посадки, топливо - керосин (открываемый перед запуском ТРД воздухозаборник распологался в основании киля).

Аварийное спасение пилота предусматривалось на любом участке полета с помощью отделяемой кабины-капсулы фарообразной формы, имеющей собственные пороховые двигатели для отстрела от ЭПОС. Капсула была снабжена управляющими двигателями для входа в плотные слои атмосферы, радиомаяком, аккумулятором и аварийным блоком навигации. 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 астроинерциальной 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).

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 путем 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 выбранный экипажем аэродром с любого из 3-х витков.

Уже на этапе аванпроекта конструкторы видели пути дальнейшего совершенствования АКС. В первую очередь планировалось создать полностью многоразовый комплекс путем разработки многоразового разгонного блока со сверхзвуковым ПВРД. Конструкторы рассчитывали, что указанные особенности АКС обеспечат ей возможность оперативно решать военные задачи которые и были основной целью разработки. Предусматривалось 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 8,8 т, включая 0,5 т боевой нагрузки в вариантах разведчика и перехватчика и 2 т у ударного самолета. Диапазон опорных орбит составлял 130-150 км наклонение 45-135 град. Задача полета должна была выполняться 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 17 град для ударного самолета с ракетой на борту (и уменьшенном запасе топлива) – 7-8 град. Перехватчик также был способен выполнить комбинированный маневр - одновременное изменение наклонения орбиты на 12 град с подъемом на высоту до 1000 км. Для размещения спецоборудования в вариантах разведчика и перехватчика имелся закабинный отсек объемом 2 куб. м. В ударном варианте для размещения ракеты «космос-Земля» пришлось использовать дополнительный объем 2 куб. м за счет снижения запасов топлива.

Дневной фоторазведчик предназначался для детальной оперативной разведки малогабаритных наземных и подвижных морских предварительно заданных целей. Размещенная на борту фотоаппаратура обеспечивала разрешение на местности 1,2 м при съемке с орбиты высотой 125-135 км. Предполагалось, что поиск цели и визуальные наблюдения за земной поверхностью летчик будет вести через расположенный в кабине оптический визир с плавно изменяющейся кратностью увеличения от 3 до 50. Визир оснащен управляемым отражающим зеркалом для отслеживания цели с дистанции до 300 км.

Рисунок Г. 21 - Схема АКС «Спираль»

Съемка производилась автоматически после ручного совмещения летчиком плоскости оптической оси фотоаппарата и визира с целью; размер снимка на местности 20х20 км при дистанции фотографирования вдоль трассы до 100 км. За один виток летчик должен был успеть сфотографировать 3-4 цели. При необходимости повторного прохода над целью по команде летчика автоматически выполняется маневр поворота плоскости орбиты.

Основные характеристики АКС «Спираль» приведены в таблице Г. 10.

Таблица Г. 10 - Основные характеристики АКС «Спираль»

Наименование	Варианты
	Основной	Промежуточный
Топливо ГСР	жидкий Н2	керосин
Топливо ускорителя	жидкие F2+H2	жидкие O2+H2
Стартовая масса АКС, т	115	129,92
ГСР
Масса заправленного, т	52	72
Масса пустого, т	36	38,4
Первая ступень ускорителя
Масса заправленной, т	47,5	45,95
Масса пустой, т	5,5	7,7
Скорость разделения ступеней, м/с	4500	4280
Вторая ступень ускорителя
Масса заправленной (включая ОС), т	15,5	11,97
Масса пустой, т	0,65	0,92
ОС
Масса взлетная, т	8,8 – 10,3	6,8
Масса пустого, т	4,19	4,19
Масса ПГ, т	0,5 – 2,0	­–

В процессе отработки характеристик орбитального самолета АКС «Спираль» (ОКБ А.И. Микояна) был построен его пилотируемый дозвуковой демонстратор (Рисунок Г. 22 - Изделие 105) для отработки вопросов бездвигательной посадки аппарата типа «несущий корпус». Демонстратор подвешивался в вырезе фюзеляжа самолета-носителя Ту-95 и отцеплялся от него на высоте 5500 м над аэродромом. В 1977–78 гг. было выполнено 6 полетов аналога, после чего программа была закрыта в связи с началом создания МРКС «Энергия-Буран».[102]

Рисунок Г. 22 - Изделие 105