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

создания мощной ракеты-носителя собственными силами. Были рассмотрены варианты двухступенчатых и трёхступенчатых ракет-носителей, способных выводить на околоземные орбиты грузы с весом, соответствующим самолёту «136».

Параллельно в ОКБ–156 прорабатывался вариант вывода ракетоплана «изделие 136» на орбиту с помощью авиационно-космической системы, первая ступень которой представляла стратегический сверхзвуковой самолёт («125» или «135»), а вторая – баллистическую ракету воздушного запуска с ракетопланом вместо головной боевой части.

В начале 1963 г. все работы по теме «Звезда» были прекращены.

Кроме проекта 136 «Звезда» в ОКБ–156 шли работы над ракетопланом Ту–137 «Спутник» («изделие 137»). Ту–137 был предназначен для многовиткового полёта на орбите с последующей посадкой на аэродром. Работы шли как над беспилотным, так и над пилотируемым вариантом. Ту–137 предполагалось использовать в качестве разведчика и истребителя спутников. Работы над Ту–137 были прекращены в 1963 г. или в 1964 г.

С конца 1960-х гг. в КБ Туполева велись НИОКР по созданию одноступенчатых авиационно-космических систем с горизонтальным стартом и посадкой. Взлётный вес летательных аппаратов должен был достигать 300 и более тонн. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД на тепловыделяющих элементах с использованием ЯСУ, в качестве рабочего тела – водород. Рассматривались варианты многоэтапного вывода полезных нагрузок с ВКС, находящихся на орбите вокруг Земли, на межпланетные орбиты с использованием ионных и плазменных маршевых двигателей[35].

Любопытен проект воздушно-космического самолёта с ядерным ракетным двигателем (ЯРД).

Работы по ВКС с ЯРД начались в ОКБ совместно с рядом предприятий и организаций отрасли в 1966 г. В качестве основной силовой установки предполагалось использовать газофазный ядерный ракетный двигатель, который должен был иметь следующие основные особенности, влиявшие на компоновку ВКС:

– рабочее тело с малой удельной плотностью – жидкий водород;

– высокий удельный импульс;

– большая тяга (до 600 тс);

– жёсткие ограничения по боковым перегрузкам;

– радиоактивность ракетной струи;

– наличие на борту ядерного реактора высокой мощности, который одновременно с полезной работой по нагреву рабочего тела являлся сильнейшим источником радиоактивного излучения.

Высокий удельный импульс, превышавший в несколько раз удельный импульс лучших ЖРД того периода, в сочетании с большой тягой, позволял спроектировать одноступенчатый, маневрирующий на орбите ВКС с взлётным весом 400–500 т. Относительный вес полезной нагрузки (вес экипажа, специального оборудования, необходимого на орбите и запас топлива, неизрасходованного к моменту выхода на орбиту) должна была составлять 11–17% стартового веса системы. Это было в 2–3 раза больше относительного веса полезной нагрузки, выводимой двухступенчатой ракетной системой с кислородно-водородными ЖРД.

При отработке системы радиационной защиты ВКС с ЯРД ОКБ использовало свой опыт работ по программе создания самолётов с ядерной силовой установкой, над которой ОКБ активно работало в 1950-е гг. (самолёт – летающая лаборатория Ту–95ЛАЛ, проходивший лётные испытания в начале 1960-х гг. с «холодным» и «горячим» реактором; проекты экспериментальных самолётов Ту–119 и Ту–120, проект самолёта ПЛО с ЯСУ).

Траектория полёта ВКС с ЯРД состояла из следующих участков:

– взлёт с земли по-самолётному на турбореактивном двигателе с форсажной камерой (ТРДФ, при тяге ТРДФ 240 тс длина разбега составляла бы 800 м);

– начальный разгон – набор высоты с ТРДФ (скорость в конце разгона 2200 км/ч, высота не менее 10000 м, что обуславливалось минимальной высотой включения ЯРД);

– баллистический участок разгона на ЯРД до круговой орбитальной скорости;

– полёт по круговой орбите с маневрированием. Запас топлива на ВКС позволял осуществлять маневр с поворотом орбиты на 12,5° в каждую сторону, грубый маневр осуществлялся с помощью ЯРД, более тонкое корректирование производилось с помощью кислородно-водородных варньерных ЖРД;

– торможение для спуска с орбиты предполагалось осуществлять с помощью твердотопливных двигателей. Дальнейшее снижение происходило с неработающими двигателями по траектории стационарного планирования, обеспечивающего минимальные значения температуры нагрева нижней поверхности ВКС. При вхождении в более плотные слои околоземной атмосферы ВКС мог совершать боковой маневр с использованием аэродинамических сил, при этом боковое отклонение могло достигать 1500 км;

– полёт на посадку происходил с работающими ТРДФ начиная с высот 10 000–20 000 м со скоростью 1000–2000 км/ч, с расстояния до 500 км;

– заход на посадку производился по-самолётному. Длина пробега 1000–1400 м.

Взлётный вес ВКС должен был составлять 380–450 т, а вес полезной нагрузки, выводимой на орбиту, 68 т.

Этот проект оказался технически слишком сложен, и работы по нему были прекращены на начальном этапе.

Взамен в ОКБ–156 началось проектирование одноступенчатого ВКС Ту–2000, оснащённого комбинированной маршевой силовой установкой: ТРД + ПВРД + ЖРД.

ТРД должен был разгонять аппарат до скорости, соответствующей М = 2,5; ПВРД – до М = 20–25; а ЖРД – обеспечивать выход на орбиту и маневрирование в космическом пространстве.

В 1988 г. ОКБ предложило предэскизный проект Ту–2000А с взлётным весом 70 т и с двумя новыми ТРД Д–100 (взлётная тяга 30 тс каждого), с создания летающих лабораторий Ту–2000А–1 и Ту–2000А–2, рассчитанных на полёты с максимальными скоростями, соответствующих М = 5–6.

Соответственно предлагались к проектированию и постройке самолёт Ту–2000А–1 с двумя стартовыми двигателями Д–101, с взлётным весом 40 т и самолёт Ту–2000А–2 с одним стартовым двигателем Д–101, с взлётным весом 20 т. Ближайшим этапом работ должно было стать создание самолёта Ту–2000А–2 с одним Д–101. После проведения этих работ можно было переходить к окончательному варианту Ту–2000А с взлётным весом 70 т с двумя новыми двигателями Д–100.

Общие данные вариантов Ту–2000А

Как видим, работы КБ им. Туполева были очень интересны, но слишком сложны, и требовали громадных затрат, которые РФ не могла себе позволить ни в смутных 1990-х гг., ни сейчас, в 2024 г.

Глава 7

Ракетопланы Челомея

Проектированием ракетопланов В.Н. Челомей в инициативном порядке занялся ещё в 1959 г. Ведущий конструктор ОКБ–52 и участник этих событий В.А. Поляченко писал: «В июле 1959 г. уже была в разработке КБР–12000, крылато-баллистическая ракета уже не зенитного типа, с дальностью полёта 12 000 км, с максимальной скоростью 6300 м/с, почти околоорбитальная скорость. Это была трёхступенчатая ракета с массой 1-й ступени 85 т. Рассматривали и выход на орбиту. Вот запись от 10 июля 1959 г.: “КБР, выход на орбиту: стартовый вес 107 т, вместо 85 т у КБР–12000”. Число ступеней у этой баллистической ракеты, которая должна была выйти на орбиту, было 4. В это время у нас появляется термин “ракетоплан”. Ракетоплан был на ЖРД, стартовая масса была 120 т, первый его проект – с планированием, число ступеней – 4, двигатели – ЖРД и пороховые ракетные двигатели…

12–13 ноября 1959 г. мы были в ЦАГИ в лаборатории 2-й и 8-й по вопросам применения низколетящих спутников. Затем в ОКБ–2 Госкомитета по оборонной технике, где руководителем был Исаев Алексей Михайлович. 20 ноября с В.Н. Челомеем снова были в ЦАГИ у А.И. Макаревского – начальника института, после чего мы получили задание подготовить для