Орбитальный самолет (ОС).
Орбитальный самолет (ОС) представлял собой летательный длиной 8 м и шириной плоского фюзеляжа 4 м, выполненный по схеме "несущий корпус", имеющий сильно затупленную оперенную треугольную форму в плане.
Размерности ОС
Корпус
Длина, мм 8000
Размах по заднему торцу, мм 4000
Радиус носка корпуса, мм 1500
Площадь плановой проекции, м2 24
Мидель корпуса, м2 3,7
Площадь дна, м2 2,8
Стреловидность носовой части 74020'
Положение центра тяжести в % к длине 58
Крыло
Площадь поворотных консолей, м2 2х33
Удлинение 1,91
Сужение 3,11
Стреловидность по передней кромке 550
Площадь элевонов, м2 1,84
Киль
Площадь, м2 1,7
Удлинение 2,06
Сужение 2,38
Стреловидность по передней кромке 600
Площадь руля направления, м2 0,44
Щитки
Площадь, м2 1,785
Носовой кок выполнен в виде 600-го сегмента с радиусом образующей сферы 1,5 м. Будучи самым теплонапряженным элементом, носовой кок нагревается при спуске в атмосфере до 14000С.
Стреловидное крыло самолета имеет отклоняющиеся вверх консоли крыла (поперечный угол V=1150...300) для исключения их прямого обтекания тепловым потоком на участке спуска. Положение и форма консолей выбраны так, чтобы при спуске с орбиты самолет самобалансировался в диапазоне углов атаки 450-650 при гиперзвуковом качестве 0,8 для стекания потока с корпуса на крыло, а не его набегания на передние кромки.
Чтобы улучшить посадочные характеристики, на последнем, атмосферном участке спуска была предусмотрена пер****ансировка аппарата на малые углы атаки с полным раскладыванием консолей в фиксированное положение V=300, при этом размах крыла достигал 7,4 м и аэродинамическое качество возрастало до 4,5.
При решении проблемы теплозащиты ОС применен принцип "горячей конструкции".
Основой конструкции является сварная ферма, на которую снизу крепился силовой теплозащитный экран (ТЗЭ), выполненный из пластин плакированного ниобиевого сплава ВН5АП с покрытием дисилицидом молибдена, расположенных по принципу "рыбной чешуи". Экран подвешивался на керамических подшипниках, выполнявших роль тепловых барьеров, снимая температурные напряжения за счет подвижности ТЗЭ относительно корпуса с сохранением внешней формы аппарата.
Верхняя поверхность находилась в затененной зоне и нагревалась не более 5000С, поэтому сверху корпус закрывался панелями обшивки из кобальт-никелевого сплава ЭП-99 и сталей ВНС.
Штатная посадка осуществлялась на 4-х стоечное лыжное шасси, скомпонованное так, чтобы в убранном положении оно находилось в зоне низких температур под защитой экрана и не разрезало экран при выпуске перед посадкой.
Двигательная установка включала в себя:
- ЖРД орбитального маневрирования тягой 1,5 тс (удельный импульс 320 сек, расход топлива 4,7 кг/сек) для выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты; впоследствии предусматривалась установка более мощного ЖРД с тягой в пустоте 5 тс с плавной регулировкой тяги до 1,5 тс для выполнения точных коррекций орбиты;
- два аварийных тормозных ЖРД с тягой в пустоте по 16 кгс, работающие от топливной системы основного ЖРД с вытеснительной системой подачи компонентов на сжатом гелии;
- блок ЖРД ориентации, состоящий из 6 двигателей грубой ориентации с тягой по 16 кгс и 10 двигателей точной ориентации с тягой 1 кгс;
- ТРД со стендовой тягой 2 тс и удельным расходом топлива 1,38 кг/кг х час для полета на дозвуке и посадки, топливо - керосин. В основании киля расположен регулируемый воздухозаборник ковшового типа, открываемый только перед запуском ТРД.
В качестве промежуточного этапа на первых образцах боевых маневренных ОС предусматривалось применение для ЖРД топлива фтор+аммиак.
Для аварийного спасения пилота на любом участке полета в конструкции предусматривалась отделяемая кабина-капсула фарообразной формы, имеющая собственные пороховые двигатели для отстрела от самолета на всех этапах его движения от старта до посадки. Капсула снабжена управляющими двигателями для входа в плотные слои атмосферы, радиомаяком, аккумулятором и аварийным блоком навигации. Приземление осуществляется с помощью парашюта со скоростью 8 м/сек, поглощение энергии при этой скорости производится за счет остаточной деформации специальной сотовой конструкции угла капсулы.
Вес отделяемой снаряженной кабины с оборудованием, системой жизнеобеспечения, системой спасения кабины и пилотом 930 кг, вес кабины при приземлении 705 кг.
Система навигации и автоматического управления состояла из автономной астроинерциальной системы навигации, бортовой цифровой вычислительной машины, ЖРД ориентации, астрокорректора, оптического визира и радиовертикали-высотомера.
Для управления траекторией самолета при спуске помимо основной автоматической системы управления предусматривается резервная упрощенная система ручного управления по директорным сигналам.
Боевые орбитальные самолеты.
Для целевого размещения спецоборудования на боевых пилотируемых орбитальных самолетах в вариантах разведчика и перехватчика предусматривался закабинный отсек объемом 2 м3. В ударном варианте для размещения ракеты "космос-Земля" пришлось использовать дополнительный объем 2 м3 за счет снижения запасов топлива.
Дневной фоторазведчик
Радиолокационный разведчик
Ударный орбитальный самолет
Космический истребитель-перехватчик
Дневной фоторазведчик.
Дневной фоторазведчик предназначался для детальной оперативной разведки малогабаритных наземных и подвижных морских предварительно заданных целей. Размещенная на борту фотоаппаратура обеспечивает разрешение на местности 1,2 м при съемке с орбиты высотой 130 плюс/минус 5 км.
Предполагалось, что поиск цели и визуальные наблюдения за земной поверхностью летчик будет вести через расположенный в кабине оптический визир с плавно изменяющейся кратностью увеличения от 3х до 50х. Визир оснащен управляемым отражающим зеркалом для отслеживания цели с дистанции до 300 км. Съемка производится автоматически после ручного совмещения летчиком плоскости оптической оси фотоаппарата и визира с целью; размер снимка на местности 20х20 км при дистанции фотографирования вдоль трассы до 100 км. За один виток летчик должен успеть сфотографировать 3-4 цели.
Фоторазведчик оснащен станциями КВ и УКВ диапазонов для передачи информации на землю. При необходимости повторного прохода над целью по команде летчика автоматически выполняется маневр поворота плоскости орбиты.
Внешний вид и внутренняя компоновка модификации дневного фоторазведчика должны были выглядеть так (последовательно отдельными слоями показана сварная силовая ферма, внутренние силовые конструкции, силовой набор консолей крыла, ЖРД, топливные баки и блоки оборудования, фотоаппарат, ТРД с воздушным каналом, шасси с системой выпуска, кабина, блоки реактивной системы управления, поворотный консоли крыла, киль, наружняя обшивка, подвижные предкабинные створки, зашивки ниш передних стоек шасси, подвижный воздухозаборник, руль направления, панели воздушного тормоза, съемная панель приборно-агрегатного отсека, зашитные крышки фотоаппарата и приборов астронавигации):
Из приведенной ниже циклограммы типового полета фоторазведчика, датированной декабрем 1965 года, видно, что орбитальный самолет предназначался не просто для фотографирования, а рассчитывался на маневренный космический (!) бой (по аналогии с маневренным воздушным боем, в сленговой терминологии потенциального противника именуемый "dog fight"), предполагавший выполнение противоракетных маневров:
Радиолокационный разведчик.
Отличительной чертой радиолокационного разведчика являлось наличие внешней разворачиваемой одноразовой антенны размером 12х1,5 м. Предполагаемая разрешающая способность при этом должна была быть в пределах 20-30 м, что достаточно при разведке авианосных морских соединений и крупных наземных объектов, при ширине полосы обзора по наземным объектам - 25 км и до 200 км при разведке над морем.
Ударный орбитальный самолет - "гроза авианосцев".
Для поражения подвижных морских целей предназначался ударный орбитальный самолет. Предполагалось, что пуск ракеты "космос-Земля" с ядерной БЧ будет производиться из-за горизонта при наличии целеуказания от другого ОС-разведчика или спутника. Уточненные координаты цели определяются локатором, сбрасываемым перед сходом с орбиты, и средствами навигации самолета. Наведение ракеты по радиоканалу на начальных участках полета позволяло проводить коррекцию с повышением точности наведения ракеты на цель.
Ракета со стартовой массой 1700 кг при точности целеуказания плюс/минус 90 км обеспечивала поражение морской цели (типа авианосец), движущейся со скоростью до 32 морских узлов, с вероятностью 0,9 (круговое вероятное отклонение боеголовки 250 м).
Перехватчик космических целей "50-22".
Последним проработанным вариантом боевого ОС был перехватчик космических целей, разрабатывавшийся в двух модификациях:
- инспектор-перехватчик с выходом на орбиту цели, сближением с ней на расстояние 3-5 км и уравниванием скорости между перехватчиком и целью. После этого летчик мог провести инспекцию цели с помощью 50х-кратного оптического визира (разрешение на цели 1,5-2,5 см) с последующим фотографированием.
В случае решения пилота уничтожить цель в его распоряжении имелось шесть самонаводящихся ракет разработки СКБ МОП весом по 25 кг, обеспечивающих поражение целей на дальности до 30 км при относительных скоростях до 0,5 км/сек и промахе до 3-5 км, выбираемом системой наведения ракеты. Запаса топлива перехватчика хватает на перехват двух целей, расположенных на высотах до 1000 км при углах некомпланарности орбит целей до 100;
- дальний перехватчик, оснащенный самонаводящимися ракетами разработки СКБ МОП с оптическим координатом для перехвата космических целей на пересекающихся курсах при промахе перехватчика до 40 км, компенсируемым ракетой. Максимальная дальность пуска ракеты составляет 350 км. Вес ракеты с контейнером 170 кг. Поиск и обнаружение заранее заданной цели, а также наведение ракеты на цель производится летчиком вручную с помощью оптического визира. Энергетика этого варианта перехватчика также обеспечивает перехват 2-х целей, находящихся на высотах до 1000 км.
Если вы хотите узнать гораздо больше как про уникальный проект "Спираль", ЭПОС и БОРы, так и про другие авиационно-космические системы, вам необходимо прочитать нашу книгу (см. обложку слева): В.Лукашевич, И.Афанасьев, "Космические крылья", М.:ООО "ЛенТа странствий", 2009. - 496с.:ил. На сегодняшний день - это не только самое полное повествование о "Спирали", но и энциклопедический рассказ о десятках зарубежных проектах. Вот как об этом сказано в аннотации книги:
"Книга посвящена этапу возникновения и развития крылатых ракетно-космических систем, которые рождались на "стыке трех стихий" - авиации, ракетной техники и космонавтики, и вобрали в себя не только конструктивные особенности данных видов техники, но и весь ворох сопровождающих их технических и военно-политических проблем.
Подробно излагается история создания воздушно космических аппаратов мира - от первых самолетов с ракетными двигателями времен II Мировой войны до начала реализации программ Space Shuttle (США) и "Энергия-Буран" (СССР).
Книга, рассчитанная на широкий круг читателей, интересующихся историей авиации и космонавтики, особенностями конструкции и неожиданными поворотами судьбы первых проектов авиационно-космических систем, содержит на 496 страницах около 700 иллюстраций, значительная часть которых публикуется впервые."
Содействие в подготовке публикации оказали такие предприятия авиационно-космического комплекса России, как НПО "Молния", НПО машиностроения, ФГУП РСК "МиГ", ЛИИ имени М.М.Громова, ЦАГИ, а также музей Морского космического флота. Вступительная статья написана генералом В.Е.Гудилиным, легендарной личностью нашей космонавтики.
Получить более полное представление о книге, ее цене и возможностях приобретения можно на странице нашего интернет-магазина. Там же можно познакомиться с ее содержанием, вступительной статьей Владимира Гудилина, предисловием авторов и ее выходными данными.
На сайте вам доступны следующие материалы и статьи (заметим, что все нижеуказанные материалы сайта по своему объему составляют менее 2% соотвтествующих разделов книги "Космические крылья"):
- В.Лукашевич "Проект "Спираль" в журнале "Новости космонавтики", N4, 2000;
- В.Лукашевич "Prodecessor of Shutte and Buran. Spiral orbital aircraft programme" в журнале "Air Fleet", N4.2004 (46).
- В.Лукашевич, В.Труфакин, С.Микоян "Воздушно-орбитальная система "Спираль" в журнале "Аэрокосмическое обозрение", NN3-6/ 2005, N1/ 2006
- В.Лукашевич, В.Труфакин, С.Микоян "Спираль" в отечественной космонавтике" в журнале "Аэрокосмическое обозрение", N2/ 2006
- В.Лукашевич, В.Труфакин, С.Микоян "Воздушно-орбитальная система "Спираль" в журнале "Авиация и космонавтика", NN10-12/2006, NN1-2/ 2007
Смотри также:
Программа "Спираль": подробности (полеты ЭПОСа);
Статья "Проект Спираль" В.Лебедева "История "Бурана";
Ответы Г.Е.Лозино-Лозинского в нашем "Архиве дискуссионного клуба";
подробная творческая биография Г.Е.Лозино-Лозинского
Советский проект авиационно-космической системы "Спираль" был ответом на заокеанский вызов - программу создания космического перехватчика-разведчика-бомбардировщика X-20 "Dyna Soar", США. Этой программе в нашей книге посвящена отдельная глава, но немного материала есть и на нашем сайте
При оформлении страницы использованы иллюстрации, сгенерированные на основе 3D-модели авиационно-космической системы "Спираль", созданной Владимиром Некрасовым (ООО "Рестарт+"), и на основе 3D-модели орбитального самолета, созданной Анатолием Заком (
www.russianspaceweb.com), а также рисунки Андрея Юргенсона.
Допис від Irina P-R
Ваші права у розділі
Bookmarks