Авиация и космонавтика 2009 11

Анализ положительных свойств криогенного топлива в авиационно- космической технике показал, что оно с наибольшим эффектом может использоваться при создании гиперзвуковых и воздушно-космических самолетов, а также в авиационно- космических системах.

В 70-е годы в ОКБ, в рамках начавшихся в СССР работ по многоступенчатым многоразовым воздушно-космическим аппаратам (МВКА), рассматривалось техническое предложение по подобным системам. К рассмотрению предлагалась воздушно-космическая система с МВКА, первой ступенью которой являлись разгонные блоки вокруг которого по периметру крепились МВКА и два дополнительных спасаемых топливных бака, выполненных в виде безмоторных крылатых аппаратов, оснащенных разворачивающимися консолями килей. После старта системы, горючее первоначально вырабатывалось из этих топливных самолетов- баков, после чего они отделялись от системы и они осуществляли планирующий полет к земле, в ходе которого их должны были перехватывать и подцеплять к себе специальные самолеты-спасатели. Затем самолеты-спасатели вместе с самолетами- баками выполняли посадку на аэродром.

С началом работ на Западе по одноступенчатым ВКС, работы по данной тематике оживились и в СССР. В первой половине 80-х годов совместно с ЦАГИ, другими предприятиями и организациями отечественного ВПК, ОКБ подготовило ряд конкретных технических предложений по созданию авиационно-космических систем на базе орбитального самолета с маршевой и корректирующей силовыми установками на основе ЖРД, с наземным или воздушным стартом с тяжелых самолетов-носителей.

В процессе детального изучения и анализа проблемы создания перспективной авиационно-космической системы (АКС) в плане наиболее оптимальных решений использования околоземного космического пространства в интересах оборонного комплекса страны и ее народного хозяйства на данном этапе в ОКБ рассматривались следующие возможные альтернативные варианты:

- одноступенчатый орбитальный самолет (ООС), стартующий горизонтально с аэродрома с помощью разгонной тележки;

- ООС, стартующий со специальной летающей платформы, обеспечивающей взлет и набор стартовых высоты и скорости ООС;

- ООС, стартующий со сверхтяжелого самолета-носителя со стартовой массой 1300 - 1500 т.

Схема ООС

Модель одноступенчатого орбитального самолета

Проведенное сравнение основных характеристик трех альтернативных концепций показало, что наибольшими возможностями по выводимой нагрузке и параллаксу при выведении груза на заданную орбиту обладает концепция АКС на базе комбинации ООС с сверхтяжелым самолетом-носителем.

В каждой из предложенных концепций рассматривались двигательные установки ООС на основе ЖРД и комбинации ЖРД + ПВРД. На том этапе, с учетом развития силовых установок был принят вариант с ЖРД, хотя и было признано, что системы с использованием ПВРД способны обеспечить более высокую эффективность по топливу, чем аппараты с ЖРД. Для ВРД эффективность использования на ООС возрастала с увеличением диапазона скоростей (чисел М), на котором работал ПВРД, вплоть до скоростей, соответствующих М=15 - 25. Однако характеристики конструкции ПВРД и их входных устройств в условиях отсутствия экспериментальных данных по опытным образцам, особенно на больших числах М полета (в частности, сверхзвуковое и гиперзвуковое горение), в тот период не позволяли принять их для практической проработки. В дальнейшем именно это направление стало основным в ОКБ для перспективных работ по ВКС. На тот период ООС с ЖРД, работавшим на компонентах: горючее - жидкий водород и окислитель - жидкий кислород, являлся наиболее реальным, как по степени готовности основных направлений (конструкции, двигатели, теплозащита и т.д.), так и по требуемым срокам создания (5-7 лет с учетом максимальной интенсификации по финансированию и привлечению людских и материальных ресурсов), по сравнению с вариантом АКС на базе ООС с ПВРД+ЖРД.

Строго говоря, предлагавшиеся варианты ООС с ЖРД не получались одноступенчатыми. В каждом из вариантов предполагалось использование промежуточного стартового или разгонного носителя (самолет, стартовая тележка).

Предлагавшийся ОКБ ООС был выполнен по аэродинамической схеме «бесхвостка» с низкорасположенным крылом малого удлинения ожи- вальной формы в плане. Крыло имело развитый корневой наплыв. Профиль крыла - дозвуковой, S-образный. Топливо и шасси размещались в корпусе (фюзеляже), крыло выполнялось без вырезов и люков. Для балансировки и управления использовались элевоны.

В принятой схеме аэродинамической компоновки ООС на малых скоростях подъемная сила создавалась в основном крылом и частично несущим корпусом с плоским днищем. На больших скоростях подъемная сила в основном создавалась корпусом.

Корпус ООС технологически делился на четыре отсека: носовой, топливный, полезной нагрузки и силовой установки. Носовой отсек помимо кабины экипажа, состоявшего из двух человек, включал передний технический отсек, люк-трап доступа в кабину и носовая стойка шасси. В топливном отсек находился бак жидкого водорода и бак жидкого кислорода. В отсеке полезной нагрузки, помимо целевого груза, размещались два вставных бака с жидким кислородом, баки с керосином, основные стойки шасси и центральный технический отсек. В отсеке силовой установки размещались три маршевых ЖРД, три ЖРД орбитального маневрирования, бак с жидким водородом и задний технический отсек.

ООС на подвеске под сверхтяжелым самолетом

К отсеку силовой установки крепился стреловидный киль с двухсекционным рулем направления.

Конструкционные материалы и решения по системе теплозащиты ООС были выбраны с учетом собственного опыта ОКБ, а также опыта создания летательных аппаратов близкого назначения, как отечественной, так и западной разработки.

Для ООС была принята конструкция с несущими топливными баками из алюминиевых сплавов, крылом и вертикальным оперением из перспективных графитовых композиционных материалов. Створки грузового люка, внутренние элементы конструкции, элементы крепления ЖРД и подсистем изготавливались из графито-эпоксидных композиционных материалов.