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

ЦАГИ материалы наших расчётов, а также сделать проработки низколетящего спутника-разведчика флотов противника. В это время в ЦАГИ была популярной идея прямоточного электроядерного двигателя с воздухом в качестве рабочего тела. Рассматривался разведчик с высотой орбиты 80–100 км, управляемый такой двигательной установкой малой тяги. До декабря Челомей рассматривает материалы по спутнику-разведчику, которые одобрил, считает, что можно применять ЖРД, ПРД, в перспективе – ЭЯРД, разрешает подключить к этой работе инженеров 10-го отдела, а с другими организациями эти проекты не обсуждать…

16 февраля у Владимира Николаевича был Душкин Леонид Степанович, начальник лаборатории № 2 НИИ–1, он занимался ракетно-прямоточным двигателем, в котором ЖРД запускался на старте, а затем с использованием эжекции и рабочего тела – воздуха – мог производить разгон до числа Маха 8–10 и высоты 45–50 км. Для межконтинентальных ракет предлагался ракетно-прямоточный двигатель на твердом топливе, о котором рассказали нам Зуев и Осминин из ОКБ–1 и НИИ–1 ГКАТ.

А во второй половине дня была беседа с Гродзовским из ЦАГИ о применении прямоточных электроядерных двигателей (при высоте орбиты 100 км требуется тяга 0–,1 кг), в сочетании с применением атомного ракетного двигателя на жидком водороде с тягой 2 кг. Позднее, 22 февраля был устроен доклад Гродзовского в ЦАГИ для нас с присутствием Архипа Михайловича Люльки и представителей ЦИАМа, а 23 февраля был устроен доклад физиков (возглавлял их Жуков Виктор Викторович) у В.Н. Челомея об ионных ядерных двигателях. Эти идеи намного опережали возможность их воплощения в реальные проекты, но Челомей активно интересовался ими»[36].

Поскольку вся документация ОКБ–52 до сих пор, на декабрь 2009 г., закрыта, а из очевидцев кроме Поляченко никто не оставил мемуаров, автору далее ничего не остается, как цитировать Владимира Абрамовича.

«8 февраля [1960 г.] проходит обсуждение схем космических аппаратов с Макаревским, Дородницыным, Струминским, Симоновым, Серебрийским, Петровым Г.И., Тагановым, Шкадовым, Свищевым, Люлькой, то есть собрались ученые ЦАГИ, НИИ–1, ЦИАМа и главный конструктор А.М. Люлька. Челомей доказывал необходимость крылатого спуска с орбиты: приход в точку, в подвижную точку. Он считал, что шар, несмотря на его простоту, не является той машиной будущего, которая сможет выбирать место для посадки. Со стороны Дородницына и Макаревского была выражена осторожность в этом вопросе. Надо, чтобы цель применения крыла была доказана, заявил Дородницын. Уменьшение перегрузок – это большой плюс, но усложнение уж очень велико. То же самое примерно говорил и Макаревский, начальник ЦАГИ…

Челомей подытожил дискуссию таким образом: “Посадка человека на аэродром важна, при спуске с орбиты в шаре перегрузки могут достигать до 10 или до 6 по предложению Таганова (управляемый спуск за счёт смещения центра масс). А на крыле – 1,5–2, то есть намного меньше перегрузки при входе в атмосферу и намного больше перегрузки маневра для попадания в точку, на аэродром. Растянутый горизонтальный полёт, который дает возможность выбора точки посадки. Невелики температуры – вес обмазки у шара 450–500 кг, предполагалось, что для крыла будет 200–300 кг. Команды на спуск и управление – с нашей территории, в отличие от спуска шарообразного космического аппарата. Безопасность спасения при неудачном старте: при наличии крыла возможен разворот и посадка на любом этапе. Кроме того, поражение точечных целей и противозенитный маневр возможны только на крыле»[37].

18 февраля 1960 г. состоялось заседание ГКАТ, где Челомей настоял на признании перспективным спуск на Землю с помощью крыльев.

21 мая 1960 г. на очередном заседании ГКАТ Челомей доложил о «ракетоплане для околоземных полётов – беспилотном, пилотируемом, в варианте истребителя спутников».

23 июня 1963 г. вышли два постановления Совмина. В первом постановлении «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в период 1960–1967 гг.» ОКБ–52 была поручена разработка и создание в 1965–1966 гг. автоматических (беспилотных) космопланов для полётов к Луне, Марсу, Венере с возвращением на Землю с посадкой на заданном аэродроме (объект К) с использованием двигателей на новых химических источниках энергии и электрореактивных двигателей малой тяги, а также ракетоплана весом 10–12 т для осуществления орбитальных полётов вокруг Земли с маневрированием на орбите и посадкой на заданный аэродром (объект Р). Первый пуск ракетоплана в беспилотном варианте планировался на 1960–1961 гг., а в пилотируемом – в 1963–1965 гг.

Во втором постановлении «О производстве ракет-носителей, спутников, космических кораблей для Военно-космических сил в 1960–1967 гг.» OКБ–52 была поручена подготовка эскизного проекта пилотируемого космического корабля «Ракетоплан» для орбитального маневренного полёта и возвращение на обычные ВПП. Кроме указанных выше сроков в нем указывалось, что готовый вариант спутника-перехватчика должен был быть проверен в 1962–1964 гг.

В соответствии с постановлением Совмина от 23 мая 1960 г. в ОКБ–52 был разработан эскизный проект ракетоплана в двух вариантах: беспилотном (Р1) и пилотируемом (Р2). Крылатый пилотируемый космический корабль предназначался для перехвата, осмотра и разрушения американских спутников на высотах до 290 км. Экипаж составлял 2 человека, продолжительность полёта – 24 часа. Полный вес ракетоплана должна была составлять от 10–12 т, дальность планирования во время возвращения 2500–3000 км. В этих работах принимали участие специалисты бывших ОКБ–256 Цыбина и ОКБ–23 Мясищева, которое с октября 1960 г. подчинили Челомею.

На ракетоплане Р1 предполагалась проверка и отработка агрегатов и систем на космической орбите. На ракетоплане Р2, кроме того, предполагалась отработка пилотом-космонавтом контрольно-проверочных, связных и наблюдательных функций из космоса. Аппарат, выводимый ракетой-носителем Р–7, либо ракетой УР–200 собственной разработки, совершал суточный полёт по эллиптической орбите с перигеем 160 км и апогеем 290 км, после чего совершал управляемый спуск в атмосфере.

В качестве промежуточного этапа в разработке ракетоплана Челомей решил создать экспериментальный аппарат МП–1 весом 1,75 т и длиной 1,8 м. Аэродинамическая компоновка МП–1 была выполнена по схеме «контейнер – задний тормозной зонт». Контейнер представлял собой конус с большим удлинением, заканчивавшийся цилиндрической частью. На цилиндрической части (впереди) устанавливались графитовые рули для стабилизации по продольной оси. В задней части находился аэродинамический тормоз – «зонт», отдельные лепестки которого при помощи пневмоприводов могли дифференциально отклоняться на определенный угол.

Графитовые рули-элевоны приводились в действие пневматическими рулевыми машинками, а на космическом участке стабилизация обеспечивалась соплами на сжатом воздухе, который подавался из баллона высокого давления, занимавшего носовую часть аппарата.

«Зонт» у донного среза осуществлял аэродинамическое торможение аппарата. Приземление производилось на трёхступенчатой парашютной системе, что давало возможность обследовать состояние теплозащитных покрытий после полёта.

27 декабря 1961 г. аппарат МП–1 был запущен с полигона ВВС Владимировка (недалеко от Капустина Яра) с помощью модифицированной ракеты Р–12 в район озера Балхаш.

На высоте около 200 км МП–1 отделился от носителя и с помощью бортовых двигателей поднялся на высоту 405 километров, после чего начал спуск на Землю. В атмосферу он вошел в 1760 км от места старта со скоростью 3,8 км/с (14 400 км/ч) и приземлился с помощью парашюта. Но при входе в атмосферу аппарат