Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

Возглавил работы по «Спирали» заместитель Генерального конструктора знаменитых МиГов А. И. Микояна Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский. Был разработан аванпроект системы, который 29 июня 1966 годаутвердил А. И. Микоян. Основной целью программы было создание пилотируемого орбитального самолета для выполнения прикладных задач в космосе и обеспечения регулярных перевозок по маршруту Земля-орбита-Земля.

Система «Спираль», расчетной массой 115 тонн, состояла из многоразового гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР; «изделие 50-50»/изд.205), несущего на себе орбитальную ступень, состоящую собственно из многоразового орбитального самолета (ОС; «изделие 50»/изд.105) и одноразового двухступенчатого ракетного ускорителя.

Самолет-разгонщик массой 52 тонны, оснащенный четырьмя водородными воздушно-реактивными двигателями (на первом этапе – серийными РД39300), взлетал с помощью разгонной тележки с любого аэродрома и разгонял связку до гиперзвуковой скорости, соответствующей числу Маха М=6 (на первом этапе М=4). Разделение ступеней происходило на высоте 28-30 км (22-24 км), после чего самолет-разгонщик возвращался на аэродром.

Гиперзвуковой самолет-разгонщик представлял собой самолет-бесхвостку, длиной 38 метров, с крылом большой стреловидности типа «двойная дельта» размахом 16,5 метров, с вертикальными стабилизирующими поверхностями на концах крыла. Блок ТРД располагался под фюзеляжем и имел общий регулируемый сверхзвуковой воздухозаборник. Кабина двухместная, герметичная, 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.

Далее включались ЖРД первой ступени двухступенчатого одноразового ракетного ускорителя (стартовая масса ускорителя 52,5 тонны), который выводил одноместный ракетоплан массой до 10 тонн с длиной 8 метров и размахом крыльев 7,4 метра на орбиту высотой 130 км. Проектированием ускорителя занимался С. П. Королев, относившийся ко всему проекту с большим интересом. В качестве топлива для ракетного ускорителя рассматривались как кислород-керосин, так и кислород-водород.

Одноместный орбитальный самолет длиной 8 метров и массой 10 тонн предназначен был для вывода на околоземную орбиту высотой порядка 130 км грузов весом 0,7-2 тонн. Самолет выполнен по схеме «несущий корпус» треугольной формы в плане. Он имел стреловидные консоли крыла, которые при выведении и в начальной фазе спуска с орбиты были подняты до 45 от вертикали, что делало его похожим на “лапоток” П. В. Цыбина, а при планировании, начиная с высоты 50-55 км, поворачивались до 95 от вертикали. Размах крыла в этом случае составлял 7,4 метра. Причем собственно на консоли крыла приходилось лишь 3,4 метра, а остальная, большая часть несущей поверхности соотносилась с шириной фюзеляжа. Аэродинамическое качество возрастало до 4, что с учетом тяги вспомогательного ТРД, работающего на керосине, обеспечивало боковой маневр до 2000км. Для маневрирования ОС на орбите использовался основной, а также два аварийных ЖРД. Для ориентации и управления служили микродвигатели с автономной системой подачи топлива. Все двигатели ОС работали на высококипящем топливе (АТ-НДМГ).

Рассматривалась возможность аварийного спасения пилота на любом участке полета с помощью отделяемой кабины-капсулы, имеющей механизм катапультирования из орбитального самолета, парашют и тормозные двигатели для входа в атмосферу (в случае невозможности возвращения на Землю всего самолета).

Штатная посадка осуществлялась на 4-стоечное лыжное шасси, убираемое в боковые ниши корпуса (передние опоры) и в донный срез фюзеляжа (задние опоры). Стойки шасси расставлены были довольно широко и должны были обеспечить посадку практически на любой грунт.

Боевой пилотируемый одноместный ОС многоразового применения предусматривал использование в вариантах разведчика, перехватчика или ударного самолета с ракетой класса «Орбита-Земля» и мог применяться для инспекции космических объектов.

Диапазон опорных орбит составлял 130-150 км высоты и 45-135 наклонения, задача полета должна была выполняться в течение 2-3 витков. Маневренные возможности ОС с использованием бортовой ракетной двигательной установки должны обеспечивать изменение наклонения орбиты на 17 (ударный самолет с ракетой на борту – 7) или изменение наклона орбиты на 12 с подъемом на высоту до 1000 км. После выполнения орбитального полета ОС должен входить в атмосферу с большим углом атаки (45-65), управление 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 1100-1500 км. В район посадки ОС выводится с выбором вектора скорости вдоль оси взлетно-посадочной полосы, что достигается выбором программы изменения крена, и совершает посадку с применением турбореактивного двигателя на грунтовой аэродром 2-го класса со скоростью посадки 250 км/час.

Масса выводимого на орбиту ИСЗ полезного груза составляла до 1300 кг (для Н=200 км, i =51). В грузовом отсеке в зависимости от задач полета могла устанавливаться шлюзовая камера, для летчика предполагалось установить катапультное кресло с необходимым обеспечением его жизнедеятельности на всех этапах полета. При проектировании конструкторы исходили из потребных 20-30 полетов системы в год.

Одним из самых сложных вопросов, возникших при разработке орбитального самолета, было создание теплозащитного экрана (ТЗЭ), защищающего конструкцию при входе аппарата в атмосферу. Предполагалось создать ее на основе жаропрочных металлов. Чтобы избежать разрушения от быстрого нагрева в процессе входа в земную атмосферу, теплозащитный экран должен обладать, прежде всего, высокой пластичностью, какую может обеспечить, к примеру, ниобиевый сплав. Но его тогда еще не выпускали, и конструкторы временно, до освоения производства из ниобия, пошли на замену материала. ТЗЭ пришлось выполнить из жаропрочных сталей, причем не сплошным, а из множества пластин по принципу рыбной чешуи. К тому же весь он был подвешен на керамических подшипниках, а при колебаниях температуры нагрева автоматически изменял свою форму, сохраняя стабильность положения относительно корпуса. Таким образом, на всех режимах обеспечивалось постоянство конфигурации орбитального самолета.

ОС имел и такую конструктивную особенность: в режиме спуска до входа в плотные слои атмосферы поворотные консоли крыла занимали вертикальное положение, становясь своего рода килями. В результате они оказывались в значительной степени защищенными от аэродинамического нагрева, а также существенно улучшали боковую и путевую устойчивость аппарата. При уменьшении балансировочного угла до 30 гиперзвуковое качество ОС улучшалось, возрастая до 1,5. Правда, нагрев ТЗЭ в таком случае заметно увеличивается, но не выше 1700С – рубежа, допустимого для имевшихся в разработке сплавов. Зато возможности бокового маневрирования в атмосфере расширялись: без включения двигателя, в чистом планировании можно было выбирать место посадки в радиусе 1500...1800 км. А с работающим ТРД, предусмотренным в компоновке ОС, расчетная дальность бокового маневра на дозвуковой крейсерской скорости далеко превосходила 2 тысячи километров.