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

в атмосферу с большим углом атаки (45–65°), управление предусматривалось изменением крена при постоянном угле атаки. На траектории планирующего спуска в атмосфере задавалась способность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000–6000 км с боковым отклонением 1100–1500 км. В район посадки орбитальный самолёт выводился с выбором вектора скорости вдоль оси ВПП, что достигалось выбором программы изменения крена, и совершал посадку с применением турбореактивного двигателя на грунтовой аэродром 2-го класса со скоростью посадки 250 км/час.

Вес выводимого на орбиту ИСЗ полезного груза составляла до 1300 кг (при высоте орбиты 200 км и угле наклонения 51°). В грузовом отсеке в зависимости от задач полёта могла устанавливаться шлюзовая камера, для лётчика предполагалось установить катапультное кресло с необходимым обеспечением его жизнедеятельности на всех этапах полёта. При проектировании конструкторы исходили из потребных 20–30 полётов системы в год.

Одной из самых сложных задач, возникших при разработке орбитального самолёта, было создание теплозащитного экрана (ТЗЭ), защищающего конструкцию при входе аппарата в атмосферу. Создать её предполагалось на основе жаропрочных металлов. Чтобы избежать разрушения от быстрого нагрева в процессе входа в земную атмосферу, ТЗЭ должен обладать высокой пластичностью. Такую пластичность мог обеспечить ниобиевый сплав. Но его тогда ещё не выпускали, и конструкторы временно решили выполнить ТЗЭ из жаропрочных сталей. Причем экран предполагалось сделать не сплошным, а из множества пластин по принципу рыбной чешуи. Весь ТЗЭ подвешивался на керамических подшипниках, а при колебаниях температуры нагрева автоматически изменял свою форму, сохраняя стабильность положения относительно корпуса. Таким образом, на всех режимах обеспечивалось постоянство конфигурации орбитального самолёта.

Орбитальный самолёт имел ещё одну конструктивную особенность: в режиме спуска до входа в плотные слои атмосферы поворотные консоли крыла занимали вертикальное положение, выполняя функции килей, что позволяло их в значительной степени защитить от аэродинамического нагрева, а также существенно улучшить боковую и путевую устойчивость аппарата. При уменьшении балансировочного угла до 30° гиперзвуковое качество орбитального самолёта улучшалось, возрастая до 1,5. Правда, нагрев ТЗЭ в таком случае заметно увеличивается, но не превышал 1700 °C – рубежа, допустимого для имевшихся в разработке сплавов. Зато возможности бокового маневрирования в атмосфере расширялись: без включения двигателя, в чистом планировании можно было выбирать место посадки в радиусе 1500–1800 км. А с работающим ТРД, предусмотренным в компоновке орбитального самолёта, расчётная дальность бокового маневра на дозвуковой крейсерской скорости далеко превосходила 2000 км.

Выносливость орбитального самолёта обеспечивалась не только жаростойким покрытием, но и его уникальными аэродинамическими характеристиками и совершенными конструкциями. Ведь аппарат был рассчитан на спуск с орбиты в режиме самобалансировки на очень больших углах атаки – до 53° при гиперзвуковом качестве 0,8 (чем оно больше, тем лучше возможность бокового маневрирования). При этом основная тепловая нагрузка воспринималась ТЗЭ оригинальной конструкции. В таких условиях, как показали тепло-прочностные испытания гиперзвукового аналога «105.13» на специальном стенде, максимальный его нагрев не превышал 1500 °C, а остальные элементы конструкции, находясь в аэродинамической тени от ТЗЭ, нагревались ещё меньше.

Для рабочего проектирования орбитального корабля в 1967 г. в подмосковной Дубне был организован филиал ОКБ–155 Микояна, который возглавил заместитель главного конструктора П.А. Шустер.

В том же 1967 г. в отряде космонавтов была сформирована небольшая группа, которая должна была пройти подготовку к полётам на «Спирали». В нее вошли уже летавший в космос Герман Титов, а также ещё только готовившиеся к космическим полётам Анатолий Филипченко и Анатолий Куклин. Но в 1968 г. после гибели Юрия Гагарина полёты по проекту отменили, а группа расформировали.

В 1966 г. к теме «Спираль» подключился ЦАГИ, где в то время директором был В.М. Мясищев, и широко велись исследования аэродинамики гиперзвуковых скоростей. Из-за большой сложности программы «Спираль» в эскизном проекте предусматривалась поэтапная отработка всей системы.

Первый этап включал создание пилотируемого самолёта-аналога орбитального самолёта с ракетным двигателем, стартующего с самолёта-носителя Ту–95. Самолёт-аналог не имел весо-габаритного и приборного сходства с орбитальным самолётом. Цель испытаний заключалась в оценке основных аэродинамических и силовых параметров орбитального самолёта в условиях, близких к космическому полёту (максимальная высота полёта 120 км, максимальная скорость полёта соответствует М = 6–8) и входу в атмосферу. Предполагалось изготовить и испытать три самолёта-аналога. Полёт на дозвуковой скорости и посадка планировались на 1967 г., полёт на сверхзвуке и гиперзвуке – на 1968 г. Этот этап являлся аналогом американского проекта Х–15 и не был реализован в металле.

На втором этапе планировалось создать одноместный экспериментальный пилотируемый орбитальный самолёт (ЭПОС) для натурной отработки конструкции и лётного подтверждения характеристик основных систем ОС. Запуск должен был производиться с помощью ракеты-носителя 11А511 («Союз») с выводом на орбиту высотой 150–160 км и наклонением 51°, где аппарат совершает 2–3 витка, а затем выполняет спуск и посадку, как полноразмерный ОС. Предусматривалось полное внешнее и системное сходство с боевым ОС. Планировалось изготовить и запустить четыре самолёта в беспилотном варианте в 1969 г. и пилотируемом варианте в 1970 г.

Третий этап предусматривал создание гиперзвукового самолёта-разгонщика (ГСР). Для ускорения работ планировалось создать и испытать сначала полноразмерный ГСР с двигателями, работающими на керосине, и провести лётные испытания четырёх самолётов в 1970 г. После накопления данных по аэродинамике и эксплуатации самолёта на гиперзвуковой скорости планировался переход ГСР на водородное топливо, для чего необходимо было изготовить и испытать четыре самолёта. Лётные испытания этих самолётов планировались на 1972 г.

Четвертый этап включал испытание в 1972 г. полностью укомплектованной системы, состоящей из ГСР и ОС с ракетным ускорителем (все двигатели работают на керосине). Так как возможности подобной системы были ограничены, то, скорее всего, ОС данного варианта был беспилотным. После полной отработки и проверки всех систем, в 1973 г. планировалось проведение лётных испытаний полностью укомплектованной системы с двигателями, работающими на водороде, и пилотируемым ОС.

В апреле 1966 г. ЦАГИ поддержал эти предложения. Работы были начаты, но со временем ограничились первым пунктом, а также созданием нескольких моделей совместно с ЛИИ для запуска на ракете по баллистической траектории. В ЦАГИ проводился большой комплекс исследований по аэродинамике, тепловым режимам, динамике и системе управления. Был создан пилотажный стенд для отработки динамики и управления.

С технической точки зрения работы шли успешно. По календарному плану разработки проекта «Спираль» предусматривалось создание дозвукового ОС начать в 1967 г., гиперзвукового аналога – в 1968 г. Экспериментальный аппарат должен был впервые выводиться на орбиту в беспилотном варианте в 1970 г. Первый пилотируемый полёт его намечался на 1977 г. Работы по ГСР должны были начаться в 1970 г., если его четыре многорежимных турбореактивных двигателя РД–39 будут работать на керосине. В случае принятия водородных двигателей постройку его предполагалось начать в 1972 г. Во второй половине 1970-х гг. могли начаться полёты полностью укомплектованной авиационно-космической системы «Спираль».

По расчётам, «Спираль» должна была стать гораздо выгоднее существовавших в то время