В процессе поисков были предложены и разработаны принципиально новые бесшарнирные органы управления – верхние и нижние интерцепторы, но и они не решали рассматриваемой проблемы.
Распределение температур но поверхности орбитального самолета при спуске в атмосфере
X-20 DYNA-SOAR
Основа конструктивно-силовой схемы американского аппарата Х~20 – пространственная ферма с прикрепленными листами обшивки и теплозащитными экранами
В конце концов, в ЦАГИ Р.В.Студ- нев предложил не бороться с обратной реакцией, а использовать ее. Были предложены схемы изменения знака сигнала с ручки управления при изменении геометрии крыльев орбитального самолета. Для этого пришлось разработать специальные алгоритмы обеспечения устойчивости и управляемости с коммутацией величин настроечных коэффициентов в зависимости от положения консолей крыла. В дальнейшем такое управление получило название «обобщенное поперечное управление» и в 1969 г. было защищено авторским свидетельством. Разработанный способ управления впоследствии был использован на «Буране» (на нем также на гиперзвуковых скоростях наблюдалось явление обратной реакции элевонов по крену). Проблема была решена, но расхожее ошибочное мнение об управлении по крену на орбитальном самолете «Спираль» осталось.
При решении проблемы теплозащиты орбитального самодэта:проектанты взяли за основу принцип «горячей конструкции оболочки» с максимальной температурой около 1500 градусов С, т.е. конструкции, охлаждаемой только за счет лучистого теп- лопереноса от горячих элементов к более холодным.
При таком подходе все конструктивные решения сведены только к взаимному тепловому экранированию элементов конструкции без применения каких-либо других конструктивных решений по активному охлаждению.
Тем не менее в заключении ЦАГИ по аванпроекту рекомендовано в дальнейшем, в ходе эскизного проектирования, рассмотреть возможность применения, помимо «горячей», и частично охлаждаемой конструкции.
Основой конструктивно-силовой схемы орбитального самолета является силовая пространственная ферма, сваренная из отдельных трубчатых стержней-звеньев, на которой закреплены все агрегаты и на которую замыкаются все виды нагрузок, приходящие на фюзеляж. Наличие фермы позволяет в полной мере реализовать принцип «горячей конструкции» с минимизацией внутренних тепловых напряжений и вызываемых ими короблений несущих элементов конструкции. В то же время ферма позволяет значительно снизить внутренние тепловые потоки в силовой конструкции по сравнению с традиционной силовой схемой. Для сравнения скажем, что в основу конструктивно-силовой схемы проектировавшегося по аналогичному принципу «горячей конструкции» ракетоплана «Дайна-Сор» также закладывалась пространственная ферма. В то же время для американских шаттлов и советского «Бурана», защищенных поверхностной плиточной теплозащитой, при выборе конструктивно- силовой схемы использованы традиционные конструкторские решения с использованием шпангоутов, лонжеронов и силовых панелей обшивки.
Снизу, в наиболее теплонапряжен- ной части корпуса орбитального самолета, к ферме крепится нижний силовой теплозащитный экран (ТЗЭ), воспринимающий местные аэродинамические нагрузки и предохраняющий внутренний силовой набор от воздействия высоких температур. Экран состоял из следующих частей:
– основной части с теплоизоляцией, расположенной под всеми агрегатами самолета;
– носовой части без теплоизоляции, имеющей возможность свободного лучистого теплообмена с менее нагретой верхней обшивкой, за счет чего температура экрана в зоне максимальной температуры снижалась с 1600 градусов С до 1400 градусов С;
– воспринимающего перепад температур до 1000 градусов С за счет упругих деформаций гофра.
Экран крепился на керамических шарнирных подвесках-подшипниках, выполнявших роль тепловых барьеров и обеспечивавших подвижность ТЗЭ относительно основной конструкции. Такая подвеска ТЗЭ не только снимала температурные напряжения, возникающие за счет разности температур между экраном и основной конструкцией, достигающей 800- 1000 градусов С, но и обеспечивала неизменность внешних обводов за счет сохранения формы и положения экрана относительно корпуса. Конструктивно ТЗЭ выполнялся из множества металлических пластин- панелей из плакированного ниобие- вого сплава, расположенных по принципу «рыбной чешуи». Сверху корпус закрывался панелями обшивки, также подвижными (для снятия температурных напряжений) за счет отверстий большого диаметра, превышающих диаметр рабочей зоны крепежных элементов.
Проведенные при разработке аванпроекта расчеты по флаттеру показали, что критические скоростные напоры классических форм флаттера крыла и киля орбитального самолета достаточно высоки, безопасность от рулевых форм флаттера обеспечивается весовой балансировкой. Расчеты также подтвердили безопасность панелей теплозащитного экрана от флаттера. Анализ показывал, что и критический скоростной напор дивергенции корпуса орбитального самолета был существенно выше эксплуатационного, а влияние упругости крыла на эффективность элеронов незначительно. Штатная посадка осуществлялась на 4-х стоечное лыжное шасси (с тарельчатыми опорами), убираемое в боковые ниши корпуса (передние опоры) и в донный срез фюзеляжа (задние опоры).
Лыжное шасси скомпоновано таким образом, чтобы в убранном положении оно находилось в зоне низких температур под защитой экрана (поэтому оно было выполнено из «обычной» стали ВЛ-1) и не разрезало экран при выпуске перед 'посадкой. Стойки шасси были оборудованы металлическими тарельчатыми опорами (лыжами) из износостойкого металла – местные температуры из-за принятой концепции «горячей конструкции» не позволяли применить резиновые пневматики.
Проходимость широко расставленных стоек шасси должна была обеспечить посадку практически на любой более или менее ровный грунт минимальной прочности около 4 кг/ см2 с обеспечением хорошей устойчивости при коротком пробеге. Для упрощения и облегчения шасси предусматривался только его выпуск, уборка должна была производиться наземными средствами при подготовке к пуску.
Выбор, испытания и отработка конструкционных материалов для аппарата, спроектированного по идеологии «горячей конструкции», оказались непростым делом и осуществлялись в лабораториях Всесоюзного научно-исследовательского института авиационных материалов (ВИАМ) по температурным условиям, заданным ОКБ-155. Но и это еще не все (что интересно!) – в разделе аванпроекта «Конструкция самолета и применяемые материалы» на 21 странице читаем: «…жаростойкие теплозащитные материалы типа пенокерамик в настоящее время разрабатываются». Обратите внимание на эту уникальную фразу! «Горячая» конструкция на ОС «Спираль» применена не потому, что она лучше, а потому что ничего другого в многоразовом исполнении на тот момент еще просто не существовало…
Но уже тогда конструкторы думали о сверхлегком керамическом теплозащитном покрытии! Напомним – документ датирован 29 июня 1966 г. ~ до первого полета американского шаттла «Колумбия» с плиточной керамической теплозащитой оставалось еще почти 15 лет, до первого испытания советских кварцевых плиток на «БОРе-4» – 16 лет, до полета «Бурана» – еще долгие 22 года!
Но пока расскажем о первом аппарате, который должен был стать нашим ответом американскому ракетоплану X- 15.
Для отработки посадки, бортовых систем, аэродинамики, газодинамического управления и всех систем управления самолетом, а также для тренировки летного состава предполагалась разработка аналога орбитального самолета, точно повторяющего его форму. Такой аналог, сбрасываемый с самолета-носителя Ту-95КМ, с помощью собственных двигателей должен был продолжить полет и позволить отработать условия посадки и полетов до М=6-8 и Н-50-120 км.
Так как скорость полета в верхних слоях атмосферы у аналога была в несколько раз меньше орбитальной, то, учитывая щадящие температурные условия, его планировалось построить из обычных конструкционных материалов (стальные, титановые и алюминиевые сплавы). По проекту аналог оснащался силовой установкой, состоящей из двух серийных ЖРД разработки ОКБ-117 с тягой по 11,75 тс каждый (по другим данным, тяга каждого двигателя 13 тс) и одним ТРД 36-35 ОКБ-36 со стендовой тягой 2500 кг и уже существующим оборудованием (на первых экземплярах). ЖРД располагались с углом полуразвала 11 градусов 40 минут в горизонтальной плоскости таким образом, чтобы вектора их тяг проходили через центр масс аппарата.
Использование освоенных в производстве агрегатов должно было значительно снизить стоимость и сроки отработки экспериментального орбитального самолета. В дальнейшем планировалось установить на аналог разработанные в ОКБ-2 МАП ускорители, позволяющие довести его скорость до М=12-13, и ряд штатных систем ЭПОСа.
Подвеска аналога 50-11 под самолет-носитель Ту-95
Схемо подвески аналога под самолетом-носителем соответствовала подвеске принятой на вооружение крылатой ракеты Х-20, поэтому доработка Ту-95КМ также не требовалась.
Планировавшийся профиль полета выглядел следующим образом. После совместного взлета самолет- носитель Ту-95 в течение часа поднимает аналог на высоту 11-12 км, где на скорости 830 км/час происходит его сброс. Угол установки подвижных консолей крыла в начале полета составляет 20-35 градусов (соответственно 70-55 градусов от горизонтальной плоскости). Включив собственные маршевые ЖРД (под запас топлива 7,15 т использованы все свободные внутренние объемы планера), самолет-аналог через 81 секунду разгоняется до скорости 8000 км/час. Активный участок раз гона заканчивается на высоте 48-50 км. К этому моменту два ЖРД успевают сжечь 6625 кг топлива. В ходе дальнейшего полета, проходящего по инерции, аналог достигает максимальной высоты 120 км, имея в этот момент скорость 6800 км/час (М=7,5). В восходящей точке своей траектории аппарат может выполнять маневры с помощью двух ЖРД суммарной тягой 1,5 т и двигателей ориентации (системы газодинамического управления). Вход в атмосферу происходит на скорости 7250 км/час, максимальная перегрузка на этапе спуска достигает 5,3 д. Максимальное качество аппарата на гиперзвуковых скоростях 1,4, баланс