Битва за космос. СВО и «космическое» оружие будущего - Александр Борисович Широкорад

При разработке нового летательного аппарата аппараты с баллистическим спуском даже не рассматривались, так как перегрузки на них превышают 8–9 g.

Все перечисленные ограничения привели к созданию следующей компоновки спутника, использующего подъемную силу:

– крылатая схема с малыми углами атаки и торможением гиперзвуковыми щитками;

– крылатая схема с большими углами атаки и планирующей посадкой;

– бескрылая схема «обратный конус» с роторным спуском;

– конус с гиперзвуковыми крыльями и тормозными щитками (вариант с парашютной посадкой).

Для управления и стабилизации на орбите и в момент дачи тормозного импульса использовались струйные рули тормозной двигательной установки. На участке переходного эллипса и при полёте в атмосфере с гиперзвуковой скоростью для стабилизации аппарата использовалась система струйной стабилизации. Для торможения и создания потребного качества при полёте в атмосфере с гиперзвуковой скоростью использовалась лобовая поверхность (щит), выполненная в виде части сферической поверхности, поставленной под углом 10° к оси аппарата.

Для схода с орбиты применялся тормозной двигатель, работавший на перекиси водорода и керосине, тормозной импульс которого достигал 4200 кг/с. Запас топлива тормозной установки составлял 150 кг.

В ОКБ–23 были разработаны три основных варианта пилотируемых спутников.

Спутник крылатой схемы с гиперзвуковыми щитками представлял собой конус с углом раствора 14°, диаметром в кормовой части 1700 мм и треугольным крылом большой стреловидности (площадь 14 кв. м) и сбрасываемыми тормозными щитками на крыле и фюзеляже.

Кабина, расположенная в хвостовой части аппарата, рассчитана на двух членов экипажа, и позволяла пилотам на всех режимах от ожидания старта до приземления находиться в сравнительно комфортном положении. Кресла пилотов при установке спутника на носителе носом вперед разворачивались в горизонтальное положение.

Поскольку на летательном аппарате имелось крыло, а значит, и подъемная сила, были предусмотрены компенсирующие поверхности, устанавливаемые на носителе или на спутнике.

При спуске с орбиты, по достижении скорости М = 5, тормозные щитки и двигательный блок сбрасывались, и начиналось планирующее маневрирование на аэродром подсадки. Боковое маневрирование производилось за счёт аэродинамических поверхностей как на гиперзвуковом, так и на планирующем этапе траектории.

Использование динамического маневра при посадке такого крылатого спутника позволяло непродолжительно получать режим полёта с вертикальной скоростью, равной нулю.

Основные ТТХ спутника крылатой схемы с гиперзвуковыми щитками

Спутник крылатой схемы с планирующей посадкой представлял собой крылатый ракетоплан, выполненный по схеме «утка» с треугольным крылом, имевшим стреловидность по передней кромке 65°, горизонтальным и вертикальным оперениями, состоящими из двух поверхностей, расположенных на верхней и нижней поверхности цилиндрического фюзеляжа большой стреловидности.

В средней части аппарата размещалась двухместная герметичная кабина пилотов, на стартовой позиции обеспечивался поворот кресел.

Сход с орбиты и посадочные характеристики этой схемы аналогичны характеристикам предыдущего проекта, разве что двигательный блок спутника не сбрасывался.

Для этой компоновки крылатого пилотируемого спутника был проработан ещё один вариант с использованием тормозных щитков, расположенных в носовой части фюзеляжа и на передней кромке крыла.

Основные ТТХ спутника крылатой схемы с планирующей посадкой

Спутник бескрылой схемы с роторной посадкой представлял собой аппарат типа обратный конус с большой лобовой поверхностью, используемой как для получения подъемной силы, так и для торможения. При угле атаки 15° подъемная сила такого спутника достигала величины Су = 0,15.

Спутник состоял из конусообразной герметичной кабины, ротора диаметром 13 м, защитного сбрасываемого кожуха винта, щитков управления, сбрасываемого контейнера и двигательной установки.

Двухместная кабина размещалась в основной части аппарата, имеющей диаметр 3 м, что позволяло пилотам находиться в комфортном положении.

Возвращение пилотируемого спутника на Землю в положении тупым концом вперед позволяло отказаться от применения для размещения экипажа поворотных кресел, так как основные перегрузки при подобной компоновке воздействовали только в направлении грудь – спина на всех режимах полёта и находились в приемлемом диапазоне.

Посадка аппарата производилась с помощью авторотирующего винта. Винт вступал в действие при скорости М = 1 на высоте 10–15 км. На всех предшествующих этапах полёта он был защищён специальным сбрасываемым кожухом.

Применение роторной посадки позволяло за счёт предварительной раскрутки ротора на режиме торможения и последующего перевода лопастей в посадочный режим получать вертикальную скорость посадки равной нулю. Вес роторной системы составлял 8–12% посадочного веса аппарата.

Такая схема давала возможность посадки аппарата на неподготовленную площадку.

Основные ТТХ спутника бескрылой схемы с роторной посадкой

Спутник с гиперзвуковыми несущими поверхностями представлял собой конус с углом раствора 20° и диаметром в кормовой части 2,6 м, расположенными крестообразно воздушными рулями на максимальном диаметре, контейнером с парашютом, тормозными щитками и воздушными рулями.

Двухместная кабина пилота располагалась в кормовой части летательного аппарата.

Характеристики аппарата на гиперзвуковом участке полёта аналогичны характеристикам спутника крылатой схемы с гиперзвуковыми щитками. Но данная схема представлялась достаточно сложной в аэродинамическом плане. Использование же парашютной системы не позволяло маневрировать в каких-либо пределах на режиме посадки.

Основные ТТХ спутника с гиперзвуковыми несущими поверхностями

Но вот грянул гром среди ясного неба. По указанию Н.С. Хрущёва постановлением Совмина от 3 октября 1960 г. ОКБ–23 было передано В.Н. Челомею и стало филиалом ОКБ–62. Сам В.М. Мясищев ушел в ЦАГИ.

Глава 6

Ракетопланы Туполева

В 1950-е гг. Андрей Николаевич Туполев внимательно следил за успехами в создании управляемых ракет и космических аппаратов и в конце 1950-х гг. создал внутри своего ОКБ–156 отдел «К», занимавшиеся проектированием летательных аппаратов. Возглавил этот перспективный отдел сын генерального конструктора Алексей Андреевич Туполев.

В 1958 г. в отделе «К» начались исследовательские работы по программе создания ударного беспилотного планирующего самолёта «ДП» (дальний планирующий). Ракетоплан «ДП» должен был представлять последнюю ступень, оснащённую мощной термоядерной боевой частью. В качестве ракеты-носителя рассматривались модификации боевых баллистических ракет среднего радиуса действия типа Р–5 и Р–12, рассматривался и вариант собственной разработки ракеты-носителя.

Согласно предэскизному проекту, ракетоплан «ДП» должен был выводиться ракетой-носителем на высоту 80–100 км, далее вся система разворачивалась на 90°, и происходило отделение «ДП». После отделения производилась одноразовая коррекция траектории «ДП», и дальше отделившийся аппарат летел к цели по планирующей траектории, определявшейся его аэродинамическим качеством и скоростью в момент отделения на данной высоте. «ДП», проходя плотные слои атмосферы, выходил на цель на расстоянии около 4000 км, развивая скорость, соответствующую М = 10. В ходе полёта по траектории коррекция производилась с помощью автономной системы управления и аэродинамических органов управления.

На борту отсутствовала какая-либо силовая установка, питание систем должно было осуществляться от химических источников тока и от воздушной системы баллонного питания.

Для охлаждения систем оборудования