– вывод космических аппаратов в широком диапазоне направлений и возможность быстрого перенацеливания старта со сменой необходимого параллакса за счет самолетной дальности;
– самостоятельное перебазирование самолета-разгонщика;
– сведение к минимуму потребного количества аэродромов;
– быстрый вывод боевого орбитального самолета в любую точку земного шара;
– эффективное маневрирование орбитального самолета не только в космосе, но и на этапе спуска и посадки;
– самолетная посадка в сложных метеоусловиях или ночью на заданный или выбранный экипажем аэродром с любого из трех витков.
Модель ВОС "Спираль"
Металлическая модель ВОС "Спираль" в транспортном контейнере, использовавшаяся при испытаниях в аэродинамических трубах. Обращает на себя внимание острая верхняя кромка в носовой части гиперзвукового самолета-разгонщика. Модель позволяла исследовать различные конфигурации крыла, включая различные формы аэродинамической крутки и расположение управляющих поверхностей, и имела сменные модули полезной нагрузки.
В то же время конструкторы уже на этапе аванпроекта видели пути дальнейшего совершенствования системы. В первую очередь существенного по вышения эффективности ВОС планировалось достичь разработкой многоразового ускорителя с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) со сверхзвуковым горением, что позволяло в перспективе создать полностью многоразовый комплекс. Для натурной отработки конструкции и основных систем, которые в дальнейшем должны были применяться но боевых самолетах, в аванпроекте был детально проработан экспериментальный пилотируемый одноместный орбитальный самолет многоразового применения, который с целью ускорения работ, не дожидаясь разработки ГСР, должен был выводиться но орбиту с помощью ракеты-носителя «Союз», и аналог орбитального самолета, запускаемый с самолета-носителя Ту-95КМ аналогично ракете Х-20.
В связи с большой сложностью программы «Спираль» проектом предусматривалась поэтапная отработка всей системы.
1 этап
Создание пилотируемого самолета- аналога (индекс изделия «50-11») весом около 1 1,85 т, включая запас топлива 7,45 т, с двумя ракетными двигателями, стартующего с самолета-носителя Ту-95КМ. Цель испытаний – отработка аэродинамики аппарата, органов газодинамического управления, режимов работы топливной системы, оценка тепловых режимов в условиях, близких к космическому полету (максимальная высота полета 120 км, максимальная скорость полета соответствует М=6-8) и входу в атмосферу.
На самолете-аналоге должны были быть отработаны привод на аэродром и посадка. Планировалось изготовить и испытать три самолета-аналога. Планом полет на дозвуковой скорости и посадка предусматривались в 1967 г., полет на сверхзвуке и гиперзвуке – 1968 г. Этот этап по сути являлся аналогом американского проекта Х-15, но не был реализован в металле.
2 этап
Создание одноместного экспериментального пилотируемого орбитального самолета (ЭПОС, индекс изделия «50») – прототипа боевого варианта – весом 6800 кг для натурной отработки конструкции и летного подтверждения характеристик основных бортовых систем. Запуск – с помощью ракеты-носителя с выводом на орбиту, где аппарат совершает 2-3 витка с отработкой на орбите газодинамического маневра для изменения плоскости орбиты до 8 градусов, а затем выполняет спуск л посадку, как полноразмерный орбитальный самолет.
Много позднее заместитель Лозино-Лозинского Лев Пантелемонович Воинов вспоминал: «…Вместе с компоновщиком «Спирали» Яковом Ильичем Селецким мы ездили к Королеву и обсуждали, как установить на его ракету наш самолет (без топлива он весил около 7 т). Королев даже подбрасывал нам идеи: я, мол, старый планерист, хотите, вывезу вас на длинном тросе? Пойдет ракета и потащит ваш самолет… Нам понравился этот вариант, но утвердить его мы не смогли». От себя добавим – и правильно, т.к. если такой разговор и был, то Королев, будучи трезвомыслящим практиком, разумеется, шутил…
Предусматривалось полное внешнее, системное и конструктивное (по конструкционным и теплоизоляционным материалам) сходство с боевым ОС. Планировалось изготовить и запустить 4 самолета в беспилотном (1969 г.) и пилотируемом (1970 г.) вариантах.
3 этап
Создание ГСР. Для ускорения работ планировалось создать и испытать сначала полноразмерный ГСР с двигателями, работающими на керосине (летные испытания 4 самолетов, с достижением скорости М=4 в 1970 г.). После накопления данных по аэродинамике и эксплуатации самолета на гиперзвуковой скорости планировался переход ГСР на водородное топливо, для чего необходимо было изготовить и испытать 4 самолето. Летные испытания ГСР на водороде планировалось начать в 1972 г. В дальнейшем самолет- разгонщик с двигателями на <еросине планировалось использовать для первичной подготовки и тренировки летного состава в процессе эксплуатации комплекса в штатной комплектации.
4 этап
Испытание полностью укомплектованной системы, состоящей из ГСР и ОС с ракетным ускорителем (двигатели самолета-разгонщика работают на керосине), планировалось начать в 1972 г. После всесторонней отработки и проверки всех систем, в 1973 г., планировалось проведение летных испытаний полностью укомплектованной системы с двигателями, работающими на водороде, и пилотируемым ОС.
С 1967 г., ввиду неопределенности работ по гиперзвуковому самолету разгонщику, название «Спираль» стало использоваться применительно к орбитальному самолету, разрабатываемому на первых двух вышеуказанных этапах работ. Рассмотрим основные компоненты ВОС и принятые конструктивные решения подробнее.
ГСР представлял собой самолет- бесхвостку длиной 38 м с треугольным крылом большой переменной стреловидности по передней кромке типа «двойная дельта» (стреловидность 80 градусов в зоне носового наплыва и передней части и 60 градусов в концевой части крыла) размахом 16,5 м и площадью 240,0 м г с вертикальными стабилизирующими поверхностями – килями (площадью по 18,5 м ? ) – на концах крыла. Крыло набрано сверхтонкими ромбовидными профилями с переменной относительной толщиной от 2,5% у корня до 3% на конце. Управление ГСР осуществлялось с помощью рулей направления на килях, элевонов и посадочных щитков. Для увеличения путевой устойчивости на гиперзвуке в хвостовой части был дополнительно установлен складываемый на взлетно- посадочных режимах подфюзеляжный гребень. Самолет-разгонщик был оборудован 2-местной герметичной кабиной экипажа с катапультируемыми креслами. Для улучшения обзора «вперед-вниз» при посадке носовая часть фюзеляжа перед кабиной пилотов выполнена отклоняемой вниз на 5 градусов. Позже аналогичное конструктивное решение успешно использовалось при создании сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения (Ту- 144) и стратегического ударно-разведывательного самолета Т-4.
Взлетая с разгонной тележки, для посадки ГСР использует трехопорное шасси с носовой стойкой, выпускаемой в поток в направлении «против полета», оборудованной спаренными пневматиками. Основная стойка оснащена двухколесной тележкой с тандемным расположением колес размером для уменьшения требуемого объема в нише шасси в убранном положении.
В верхней части ГСР в специальном ложе крепился собственно орбитальный самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями. На ГСР в качестве топлива использовался сжиженный водород, двигательная установка – в виде блока четырех турбореактивных двигателей (ТРД) диаметром 1250 мм разработки A.M.Люлька тягой на взлете по 17,5 т каждый, имеющих общий воздухозаборник и работающих на единое сверхзвуковое сопло внешнего расширения с вертикальным клином.
При массе пустого в 36 т ГСР мог принять но борт 16 т жидкого водорода (213 м3 ), для размещения которого отводилось 260 м- внутреннего объема. Особенностью двигателей являлось использование паров водорода для привода турбины, вращающей компрессор ТРД.
Испаритель водорода находился на входе компрессора. Таким образом, была успешно решена проблема создания силовой установки без комбинирования ТВРД, ГПРД и ТРД.
Как свидетельствовал позднее Г.Е. Лозино-Лозинский, «…альтернативные варианты ГСР прорабатывались с другими видами силовых установок, однако до проекта, достаточно глубоко проработанного, дело так и не дошло».
«Водородный» ТРД был уникален – наша промышленность ни до, ни после этого ничего похожего не делала – экспериментальные образцы подобных двигателей впоследствии разрабатывались лишь в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ) и ни разу не доводились до постройки хотя бы опытного образца.
Техническое задание на создание ТРД получило ОКБ-165 А.М.Люльки (ныне – НТЦ имени А.М.Люльки в составе НПО «Сатурн»). Тому были свои причины. В ОКБ функционировал мощный перспективный отдел. Его начальником в то время был А.В.Воронцов. В состав отдела входили перспективно-расчетный отдел (начальник Ю.Н.Бычев, в его подчинении находилось около 15 сотрудников) и перспективно- конструкторский отдел (начальник К.В.Кулешов; численность этого отдела была на два-три человека больше).
Двигатель получил индекс АЛ-51 (в это же время в ОКБ-165 разрабатывался ТРДФ третьего поколения АЛ- 21Ф, и для нового двигателя индекс выбрали «с запасом», начав с круглого числа «50», тем более что это же число фигурировало в индексе темы). В первые дни, когда ОКБ Архипа Люльки только получило техническое задание на двигатель и его схема была не ясна, из ЦИАМа приехал С.М.Шляхтенко (через год он стал начальником института) с неким иностранным журналом (возможно, Flight или Interavia), в котором была опубликована схема «испытанного в США ракетно-турбинного пароводородного двигателя (РТДп)». Судя по небольшой сопроводительной статье, двигатель имел весьма привлекательные характеристики, в т.ч. очень высокий удельный импульс. Шляхтенко возбужденно потрясал журналом и восклицал: «Смотрите – они уже и сделали, и испытали, и полетит не сегодня-завтра! А мы чем хуже?»