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

В 1964 г. Челомей представил ВВС проект 6,3-тонного беспилотного ракетоплана Р–1, оснащённого М-образным складным (средняя часть вверх, концы вниз) крылом переменной стреловидности, и его пилотируемого варианта Р–2 весом 7–8 т. Ракетоплан выводился на низкую околоземную орбиту ракетой-носителем Королева 11А57 («Союз») или УР–500К («Протон») Челомея. Перегрузка при спуске должна была составить всего 3,5–4 g, в отличие от 9–11 g на спускаемом аппарате корабля «Восток». Ракетоплан мог маневрировать по курсу в более широком диапазоне, чем вариант с крылом изменяемой стреловидности, и гарантировал приземление на советской территории почти с любой орбиты.

В 1961–1962 гг. в ОКБ–52 делались предэскизные проработки ракетопланов (пилотируемых космических самолётов) А–3, А–4 и СР. А также ракетоплана СП, предназначенного для нанесения ударов по точечным наземным целям, уничтожения и инспекции враждебных ИСЗ и т. д.

В ходе работы было найдено несколько интересных решений. Так, спуск ракетоплана АК–3 производился с помощью специального тормозного зонта, изготовленного из тонких тугоплавких ниток. Ближе к Земле отстреливался термокожух, и спускаемый аппарат планировал на аэродром.

На базе уже упомянутой маневрирующей боевой части АБ–200 был создан экспериментальный маневрирующий аппарат М–12. Для стабилизации и управления на атмосферном участке полёта М–12 имел четыре титановых руля-элевона на хвостовой части конического корпуса. В космосе управление обеспечивали жидкостные электродвигатели.

Первый и последний пуск М–12 был проведён 21 марта 1963 г. модернизированной ракетой Р–12.

Аппарат весом 1750 кг достиг высоты 408 км, а затем вошел в атмосферу на расстоянии 1760 км от места пуска (по плану он должен был пролететь 1880 км). В плотных слоях атмосферы М–12 сгорел, предположительно из-за отслоения теплозащитного покрытия.

Свержение Хрущёва привело к резкому сужению спектра работ Челомея. 19 октября 1964 г. Челомею позвонил главком ВВС К.А. Вершинин и сообщил, что, подчиняясь приказу, вынужден передать все материалы по ракетопланам в ОКБ–155 А.И. Микояна.

Глава 8

Спираль Артёма Микояна

Летом 1961 г. ОКБ–155 Микояна в инициативном порядке приступило к разработке системы ПРО. В её состав должны были входить опытный истребитель Е–155 (в серию пошел как МиГ–25) и ракета класса «воздух – космос». Самолёт получил индекс Е–155Н (Н – носитель). Однако проект авиационной системы ПРО по ряду причин так и остался на бумаге. Но опыт при проектировании этой системы был использован в ходе работы над проектом «Спираль».

Проектирование воздушно-космической системы «Спираль», или «темы 50–50» (позднее – «105–205»), было поручено ОКБ–155 Микояна согласно приказу министра авиационной промышленности № 184сс от 30 июля 1965 г. Цифра «50» символизировала приближающуюся 50-ю годовщину Октябрьской революции, когда должны были состояться первые дозвуковые испытания.

В том же году был подписан план работ по теме «Спираль», или «50–50». В конце 1965 г. вышло постановление Совмина о создании Воздушно-орбитальной системы (ВОС) – Экспериментального комплекса пилотируемого орбитального самолёта «Спираль». Конкурентный проект был у ОКБ П.О. Сухого, предложившего сходную аэрокосмическую систему и имевшего кандидата на носитель ВКС – Т–4 («100»), который к тому же разрабатывался как стратегический сверхзвуковой бомбардировщик.

Возглавил работы по «Спирали» заместитель генерального конструктора Микояна Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский. Был разработан аванпроект системы, утвержденный Микояном 29 июня 1966 г. Основная цель программы заключалась в создании пилотируемого орбитального самолёта для выполнения прикладных задач в космосе и обеспечения регулярных перевозок по маршруту Земля – орбита – Земля.

Система «Спираль» с расчётным весом 115 т состояла из многоразового гиперзвукового самолёта-носителя (ГСР; «изделие 50–50»/изд. 205), несущего на себе орбитальную ступень, состоящую собственно из многоразового орбитального самолёта (ОС; «изделие 50»/изд. 105) и одноразового двухступенчатого ракетного ускорителя.

Самолёт-носитель весом 52 т оснащался четырьмя водородными воздушно-реактивными двигателями (на первом этапе – серийными РД–39–300). Он взлетал с помощью разгонной тележки с любого аэродрома и разгонял связку до гиперзвуковой скорости, соответствующей М = 6 (на первом этапе М = 4). Разделение ступеней происходило на высоте 28–30 км (на первом этапе 22–24 км), после чего самолёт-носитель возвращался на аэродром.

Гиперзвуковой самолёт-носитель проектировался по аэродинамической схеме «бесхвостка». Длина его составляла 38 м, крыло большой стреловидности типа «двойная дельта» имело размах 16,5 м, на концах крыла имелись вертикальные стабилизирующие поверхности. Блок ТРД располагался под фюзеляжем и имел общий регулируемый сверхзвуковой воздухозаборник. Кабина двухместная, герметичная, с катапультируемыми креслами пилотов. В верхней части фюзеляжа самолёта-носителя в специальном ложе крепился собственно орбитальный самолёт и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями.

Далее включались ЖРД первой ступени двухступенчатого одноразового ракетного ускорителя (стартовый вес ускорителя 52,5 т), который выводил одноместный ракетоплан весом до 10 т, длиной 8 м и размахом крыльев 7,4 м на орбиту высотой 130 км. Проектированием ускорителя занимался С.П. Королев. В качестве топлива для ракетного ускорителя рассматривались как кислород-керосин, так и кислород-водород.

Одноместный орбитальный самолёт длиной 8 м и весом 10 т предназначался для вывода на околоземную орбиту высотой около 130 км грузов весом 0,7–2 т. Самолёт 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» Цыбина, а при планировании, начиная с высоты 50–55 км, поворачивались до 95° от вертикали. Размах крыла в этом случае составлял 7,4 м. Причем собственно на консоли крыла приходилось лишь 3,4 м, 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 2000 км.

Для маневрирования орбитального самолёта на орбите использовался основной, а также два аварийных ЖРД. Для ориентации и управления служили микродвигатели с автономной системой подачи топлива. Все двигатели орбитального самолёта работали на высококипящем топливе (АТ-НДМГ).

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

Штатная посадка осуществлялась на четырёхстоечное 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 орбитальный самолёт многоразового применения предусматривал использование в вариантах разведчика, перехватчика или ударного самолёта 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 полёта должна была выполняться в течение 2–3 витков. Маневренные возможности орбитального самолёта с использованием бортовой ракетной двигательной установки должны обеспечивать изменение наклонения орбиты на 17° (ударный самолёт с ракетой на борту – 7°) или изменение наклона орбиты на 12° с подъемом на высоту до 1000 км. После выполнения орбитального полёта самолёт должен входить