и поворот плоскости орбиты только на 8 градусов. Тем не менее успех этой операции на ЭПОСе давал бы уверенность в повороте плоскости орбиты на боевых ОС на большие (требуемые) углы.
Первый испытательный орбитальный полет должен был выглядеть следующим образом. Сначала, после проверки бортовых систем ЭПОСА в Монтажно-испытательном корпусе на площадке №2 Байконура, производится заправка ЭПОСА высококипящими компонентами топлива, затем осуществляется стыковка с РН «Союз».
Консоли крыла складываются в стартовое положение («шалашиком на спине»), и после накатки головного обтекателя ракета с космическим аппаратом общей высотой около 37 м (из которых 10 м приходится на находящиеся под обтекателем ЭПОС и силовую ферму крепления к РН) вывозится на старт, где проводятся заключительные операции (комплексные проверки, заправка РН, посадка пилота-космонавта в аппарат, предстартовая готовность и т.д.), знакомые нам по пускам других «Союзов».
Запуск происходит ранним утром (с 6.00 до 9.00 ДМВ) (ДМВ – декретное московское время) в течение двух-трех часового стартового окна для обеспечения посадки на выбранные аэродромы на территории СССР в светлое время суток.
После старта на активном участке полета РН на обтекатель воздействует максимальный скоростной напор 3600 кг/м2 , летчик-космонавт испытывает максимальную перегрузку 4,4 д. Ракета выводит ЭПОС весом 7 т на низкую рабочую орбиту высотой 130 км, наклонением 51 градус и периодом обращения около полутора часов. Затем аппарат сбрасывает 200-килограммовую соединительную ферму и начинает получасовые проверки бортовых систем, во время которых наземный ЦУП анализирует поступающую с борта телеметрическую информацию, после чего начинается подготовка маневра по повороту плоскости орбиты – проверяются двигатели ориентации (ГДУ), ЭПОС стабилизируется для выдачи импульса. В начале второго вит
ка, в зоне слежения наземных командных пунктов включается маршевый ЖРД, и через 7 минут, «облегчившись» почти на 2 т, аппарат выходит на новую орбиту наклонением 58 градусов 45 минут. На втором витке продолжаются испытания бортовых систем, т.е. идет выполнение программы полета по «мирному освоению космоса», затем начинается подготовка к посадке.
Консоли крыла занимают положение для входа в атмосферу (угол поперечного V – 60 градусов), ЭПОС ориентируется двигателями вперед, и над Индийским океаном (примерно на расстоянии около 14000 км до аэродрома посадки) включением аварийных ЖРД (с целью их проверки) выдается тормозной импульс для схода с орбиты. Пилот-космонавт производит слив остатков топлива за борт и ориентирует аппарат под требуемым углом атаки для входа в атмосферу со скоростью М=25.
Гиперзвуковое маневрирование в атмосфере при используемом среднем качестве 0,9 (при угле атаки 45 градусов) может обеспечить зону посадок ±1 100 км в любую сторону от плоскости орбиты за счет совершения бокового маневра и до 4000 км в плоскости орбиты. (Максимальное аэродинамическое качество, которым обладает ЭПОС на гиперзвуке, равно К=1,5 при скорости М=6. В последующих полетах конструкторы надеялись повысить среднее качество ближе к максимальному значению за счет некоторого снижения угла атаки на гиперзвуковом участке (и соответственно, увеличения температуры нагрева ТЗЭ) для увеличения располагаемой величины бокового маневра до ±1480 км и до 6000 км по дальности в плоскости орбиты).
Прохождение участка максимальных тепловых потоков осуществляется с использованием изменения угла крена в пределах от 0 градусов до 60 градусов, что обеспечивает необходимую продольную и боковую дальность и вывод в заданный район посадки. Маневрирование по крену существенно упрощает схему управления и снижает до минимума затраты топлива на газодинамическое управление при спуске. Максимальные перегрузки, испытываемые летчиком на участке спуска, не превышают -1,4 g по оси X (в направлении «грудь-спина») и +1,4 g по оси Y («голова-ноги»). После снижения скорости до М=10 происходит программное раскладывание консолей до 45 градусов.
Следующая окончательная раскладка консолей в максимальное положение (угол поперечного V – 30 градусов) происходит на скорости М=2,5. На расстоянии 60 км до аэродрома запускается ТРД, развивающий тягу 1000 кгс на скорости М=0,35, и с высоты 2000 м начинается участок планирования, на котором самолет осуществляет предпосадочное маневрирование со скоростью около 400 км/час, снижаясь с вертикальной скоростью 18 м/сек по траектории с углом наклона 12 градусов.
С высоты 500 м производится заход на посадку. Выпускаемое шасси уменьшает аэродинамическое качество с 4,5 до 4. При посадочном весе 4,5 т самолет выдерживает посадочный угол 14 градусов, касаясь посадочной полосы на скорости 225-250 км/час. Длина пробега еще раскаленного аппарата по грунтовой полосе составляет 1000-1700 м. В конце полосы самолет уже ждут на почтительном расстоянии (все-таки остатки токсичного топлива!) встречающие, да и самолет только что вернулся из плазменной печи, нужно дать ему время остыть… А может быть, посадочная команда, одетая в костюмы химической защиты, быстро разворачивает наземные средства охлаждения корпуса и вентиляции внутренних отсеков? В любом случае это заканчивается выходом устало улыбающегося летчика-космонавта (а ведь никто из отряда наших космонавтов так и не стал по-настоящему летчиком-космонавтом, реализовав оба этих термина в одном полете…
Немногочисленные счастливцы, слетавшие в космос на американском шаттле, были там только пассажирами…), поздравлениями и объятиями на N-ском аэродроме в западной части СССР…
Этого не было. Но это могло бы быть! Такой полет мог реально состояться в начале 1970-х годов!
Много позднее, уже в наши дни, когда отшумели все эмоции по поводу закрытия программы ВОС «Спираль», один из конструкторов в беседе с автором сказал: «С ГСР это был еще, конечно, вопрос, а вот с орбитальным кораблем – ЭПОСом – вопросов нет, его реально можно было построить, и он бы сейчас летал…» Добавим от себя – только, наверное, все-таки с иной теплозащитой.
На базе экспериментального орбитального самолета планировалось создать следующие варианты боевого пилотируемого орбитального самолета:
– разведчика для дневной фото- и постоянной всепогодной радиолокационной разведки;
– ударного самолета с ракетой «Космос-Земля» для уничтожения авианосных соединений противника и малоподвижных площадных целей;
– инспектора-перехватчика космических целей.
Из всех вариантов конструкторы наибольшее внимание уделяли варианту дневного фоторазведчика. Это связано с первоочередными потребностями военного заказчика системы, с одной стороны, и с более легкой модификацией детально проработанного ЭПОСа в фоторазведчик, с другой.
Остальные варианты требовали доработки конструкторской документации по мере уточнения методов боевого применения и дальнейшего продвижения смежных работ по оборудованию и бортовым системам. В результате проектирования было определено, что боевой орбитальный самолет при одинаковой с экспериментальным самолетом геометрии может иметь закабин- ный отсек для размещения спецоборудования объемом 2 м3 , что полностью удовлетворяет варианты разведчика и перехватчика.
В ударном варианте для размещения ракеты «Космос-Земля» объема закабинного отсека явно не хватало, и дополнительный объем 2 м3 решили получить за счет уменьшения запаса топлива. Ударный самолет и радиолокационный разведчик имеют разворачиваемые на орбите внешние антенны, которые сбрасываются перед сходом с орбиты. Отличительной чертой боевых вариантов является возможность выполнения маневра по изменению плоскости орбиты для повторного прохода над одной и той же точкой земной поверхности при выполнении боевого задания.
ДНЕВНОЙ ФОТОРАЗВЕДЧИК предназначался для детальной оперативной разведки малогабаритных наземных и подвижных морских предварительно заданных целей. Качественное преимущество орбитального самолета-разведчика как средства дальней разведки и целеуказания морских объектов заключалось в его способности эффективно действовать за пределами досягаемости авиационных разведывательных комплексов, подвергаясь существенно меньшему воздействию со стороны противника. Космический фоторазведчик выгодно отличается от обычных самолетов-разведчиков, имеющих ограниченные радиусы действия и применяемых в условиях наличия эффективной вражеской системы ПВО. Способность орбитального фоторазведчика изменять маневром плоскость орбиты на 1 7 градусов создает возможность двукратного прохождения над любой целью, расположенной севернее 10 градусов широты в восточном полушарии и севернее 20 градусов широты в западном полушарии, что повышает вероятность получения информации о цели и ее достоверность.
Логика работы фотоаппаратуры предполагалась следующая. Поиск цели и визуальные наблюдения за земной поверхностью ведутся летчиком через оптический визир, расположенный в кабине, при этом кратность увеличения визира может плавно изменяться от 3 до 50. Визир оснащен управляемым отражающим зеркалом для отслеживания цели с дистанции до 300 км. Совмещение плоскости оптической оси фотоаппарата и визира с целью ведет летчик вручную. Съемка производится автоматически при совпадении оси визира с целью. Один снимок охватывает размер площади на местности 20x20 км. Дистанция фотографирования вдоль трассы – до 100 км. За один виток летчик должен успеть сфотографировать 3-4 цели.
Вариант фоторазведчика оснащен станциями КВ и УКВ диапазонов для передачи информации на землю. При необходимости повторного прохода над целью по команде летчика СНАУ обеспечивает автоматическое выполнение маневра. Уже на самых начальных стадиях проектирования разработчиками проводились работы по дальнейшему совершенствованию целевых бортовых систем фоторазведчика: для повышения надежности предусматривалась разработка дублированной системы ручного выполнения маневра летчиком по директорным приборам; предусматривалась возможность замены фот