История программы «Спираль»

История программы "Спираль"

Начало 60-х годов. Прохладная война в разгаре. В США идут работы по программке Dyna Soar – гиперзвукового орбитального ракетоплана Х20. Как ответ на эту программку, работы по разработке собственных ракетопланов проводятся и в нашей стране многими институтами и КБ, как по заказу правительства, в виде НИОКР, так и в деятельном порядке. Но разработка аэрокосмической системы "Спираль" явилась первой официальной крупномасштабной темой, поддержанной управлением страны после ряда событий, ставших предысторией проекта.

В согласовании с пятилетним Направленным на определенную тематику планом ВВС по орбитальным и гиперзвуковым самолетам практические работы по авиационной астронавтике в нашей стране в 1965 г. были поручены ОКБ-155 А.И.Микояна, где их возглавил 55-летний Главный конструктор ОКБ Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский. Тема по созданию двухступенчатого воздушно-орбитального самолета (в современной терминологии — авиационно-космической системы — АКС) получила индекс "Спираль". Русский Альянс серьезно готовился к масштабной войне в космосе и из космоса.

В согласовании с требованиями заказчика конструкторы взялись за разработку многоразового двухступенчатого комплекса, состоящего из гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР) и военного орбитального самолета (ОС) с ракетным ускорителем. Старт системы предусматривался горизонтальный, с внедрением разгонной телеги, отрыв происходил на скорости 380-400 км/ч. После набора при помощи движков ГСР нужных скорости и высоты происходило отделение ОС и предстоящий разгон происходил при помощи ракетных движков двухступенчатого ускорителя, работающих на фтороводородном горючем.
 
История программы "Спираль"
Боевой пилотируемый одноместный ОС многоразового внедрения предугадывал внедрение в вариантах дневного фоторазведчика, радиолокационного лазутчика, перехватчика галлактических целей либо ударного самолета с ракетой класса "космос-Земля" и мог применяться для инспекции галлактических объектов. Вес самолета во всех вариантах составлял 8800 кг, включая 500 кг боевой нагрузки в вариантах лазутчика и перехватчика и 2000 кг у ударного самолета. Спектр опорных орбит составлял 130…150 км по высоте и 450…1350 по наклонению в северном и южном направлениях при стартах с местности СССР, при этом задачка полета должна была производиться в течение 2-3 витков (3-ий виток посадочный). Маневренные способности ОС с внедрением бортовой ракетной двигательной установки, работающей на высокоэнергетических компонентах горючего — фтор F2 + амидол (50% N2H4 + 50% BH3N2H4), должны были обеспечивать изменение наклонения орбиты для лазутчика и перехватчика на 170, для ударного самолета с ракетой на борту (и уменьшенном припасе горючего) — 70…80. Перехватчик также был способен выполнить комбинированный маневр — одновременное изменение наклона орбиты на 120 с подъемом на высоту до 1000 км.

История программы "Спираль"

После выполнения орбитального полета и включения тормозных движков ОС должен заходить в атмосферу с огромным углом атаки, управление на шаге спуска предусматривалось конфигурацией наклона при неизменном угле атаки. На линии движения планирующего спуска в атмосфере задавалась способность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000…6000 км с боковым отклонением плюс/минус 1100…1500 км.

В район посадки ОС был должен выводиться с выбором вектора скорости вдоль оси взлетно-посадочной полосы, что достигалось выбором программки конфигурации наклона. Маневренность самолета позволяла обеспечить посадку в ночных и сложных метеоусловиях на один из запасных аэродромов местности Русского Союза с хоть какого из 3-х витков. Посадка совершалась с внедрением турбореактивного мотора ("36-35" разработки ОКБ-36), на грунтовой аэродром II класса со скоростью менее 250 км/ч.

Согласно утвержденному Г.Е.Лозино-Лозинским 29 июня 1966 года аванпроекту "Спирали", АКС с расчетной массой 115 тонн представляла собой состыкованные воедино крылатые широкофюзеляжные многоразовые аппараты горизонтального взлета-посадки — 52-тонный гиперзвуковой самолет-разгонщик (получивший индекс "50-50"), и расположенный на нем пилотируемый ОС (индекс "50") с двухступенчатым ракетным ускорителем — блоком выведения.

Из-за неосвоенности в качестве окислителя водянистого фтора для ускорения работ по АКС в целом в качестве промежного шага предлагалась другая разработка двухступенчатого ракетного ускорителя на кислородно-водородном горючем и поэтапное освоение фторного горючего на ОС — поначалу внедрение высококипящего горючего на азотном тетраксиде и несимметричном диметилгидразине (АТ+НДМГ), потом фторо-аммиачное горючее (F2+NH3), и только после скопления опыта планировалось поменять аммиак на амидол.

Благодаря особенностям заложенных конструктивных решений и избранной схеме самолетного старта позволял воплотить принципно новые характеристики для средств выведения военных нагрузок в космос:

— вывод на орбиту полезного груза, составляющего по весу 9% и поболее от взлетного веса системы;

— уменьшение цены вывода на орбиту 1-го килограмма полезного груза в 3-3,5 раза по сопоставлению с ракетными комплексами на тех же компонентах горючего;

— вывод галлактических аппаратов в широком спектре направлений и возможность резвого перенацеливания старта со сменой нужного параллакса за счет самолетной дальности;

— самостоятельное перебазирование самолета-разгонщика;

— сведение к минимуму надобного количества аэродромов;
— резвый вывод боевого орбитального самолета в хоть какой пункт земного шара;

— действенное маневрирование орбитального самолета не только лишь в космосе, да и на шаге спуска и посадки;

— самолетная посадка ночкой и в сложных метеоусловиях на данный либо избранный экипажем аэродром с хоть какого из 3-х витков.
СОСТАВНЫЕ ЧАСТИ АКС СПИРАЛЬ.

Гиперзвуковой самолет-разгонщик (ГСР) "50-50".

ГСР представлял собой самолет-бесхвостку длиной 38 м с треугольным крылом большой переменной стреловидности по фронтальной кромке типа "двойная дельта" (стреловидность 800 в зоне носового наплыва и фронтальной части и 600 в концевой части крыла) размахом 16,5 м и площадью 240,0 м2 с вертикальными стабилизирующими поверхностями — килями (площадью по 18,5 м2) — на концах крыла.

Управление ГСР производилось при помощи рулей направления на килях, элевонов и посадочных щитков. Самолет-разгонщик был оборудован 2-местной герметичной кабиной экипажа с катапультируемыми креслами.

Взлетая с разгонной телеги, для посадки ГСР употребляет трехопорное шасси с носовой стойкой, оборудованной спаренными пневматиками размером 850×250, и выпускаемой в поток в направлении "против полета". Основная стойка вооружена двухколесной телегой с тандемным расположением колес размером 1300×350 для уменьшения требуемого объема в нише шасси в убранном положении. Колея главных стоек шасси 5,75 м.

В высшей части ГСР в особом ложе крепился фактически орбитальный самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых запирались обтекателями.

На ГСР в качестве горючего употреблялся сжиженный водород, двигательная установка — в виде блока 4 турбореактивных движков (ТРД) разработки А.М.Люлька тягой на взлете по 17,5 т каждый, имеющих общий воздухозаборник и работающих на единое сверхзвуковое сопло наружного расширения. При пустой массе 36 т ГСР мог принять на борт 16 т водянистого водорода (213 м3), для размещения которого отводилось 260 м3 внутреннего объема

Движок получил индекс АЛ-51 (в это время в ОКБ-165 разрабатывался ТРДФ третьего поколения АЛ-21Ф, и для нового мотора индекс избрали "с припасом", начав с круглого числа "50", тем паче что это число фигурировало в индексе темы). Техническое задание на его создание получило ОКБ-165 А.М.Люльки (сейчас — НТЦ имени А.М.Люльки в составе НПО "Сатурн").

Преодоление термического барьера для ГСР обеспечивалось подходящим подбором конструкционных и теплозащитных материалов.
Самолет-разгонщик.

В процессе работ проект повсевременно дорабатывался. Можно сказать, что он находился в состоянии "перманентной разработки": повсевременно вылезали какие-то неувязки — и все приходилось "доувязывать". В расчеты вмешивались реалии — имеющиеся конструкционные материалы, технологии, способности заводов и т.д. В принципе, на любом шаге проектирования движок был работоспособен, но не давал тех черт, которые желали получить от него конструкторы. "Дотягивание" шло в течение еще пяти-шести лет, до начала 1970-х, когда работы по проекту "Спираль" были закрыты.


Двухступенчатый ракетный ускоритель.

Блок выведения представляет собой разовую двухступенчатую ракету-носитель, расположенную в "полуутопленном" положении в ложементе "на спине" ГСР. Для ускорения разработки аванпроектом предусматривалась разработка промежного (на горючем водород-кислород, H2+O2) и основного (на горючем водород-фтор, H2+F2) вариантов ракетного ускорителя.

При выборе топливных компонент проектировщики исходили из условия обеспечения вывода на орбиту может быть большего полезного груза. Водянистый водород (H2) рассматривался как единственный многообещающий вид горючего для гиперзвуковых воздушных аппаратов и как один из многообещающих горючих для ЖРД, невзирая на его значимый недочет — малый удельный вес (0,075 г/см3). Керосин в качестве горючего для ракетного ускорителя не рассматривался.

В качестве окислителей для водорода могут быть кислород и фтор. Исходя из убеждений технологичности и безопасности кислород более предпочтителен, но его применение в качестве окислителя для водородного горючего приводит к существенно огромным надобным объемам баков (101 м3 против 72,12 м3), другими словами к повышению миделя, а как следует, лобового сопротивления самолета-разгонщика, что уменьшает его наивысшую скорость расцепки до М=5,5 заместо М=6 при фторе.

Ускоритель.

Общая длина ракетного ускорителя (на фтороводородном горючем) 27,75 м, включая 18,0 м первой ступени с донным стекателем и 9,75 м 2-ой ступени с полезной нагрузкой — орбитальным самолетом. Вариант кислородно-водородного ракетного ускорителя вышел на 96 см длиннее и на 50 см толще.

Предполагалось, что фтороводородный ЖРД тягой 25 т для оснащения обеих ступеней ракетного ускорителя будет разрабатываться в ОКБ-456 В.П.Глушко на базе отработанного ЖРД тягой 10 т на фтороаммиачном (F2+NH3) горючем

Орбитальный самолет.

История программы "Спираль"

Орбитальный самолет (ОС) представлял собой летательный длиной 8 м и шириной плоского фюзеляжа 4 м, выполненный по схеме "несущий корпус", имеющий очень затупленную оперенную треугольную форму в плане.

Основой конструкции являлась сварная ферма, на которую снизу крепился силовой теплозащитный экран (ТЗЭ), выполненный из пластинок плакированного ниобиевого сплава ВН5АП с покрытием дисилицидом молибдена, расположенных по принципу "рыбной чешуи". Экран подвешивался на глиняних подшипниках, выполнявших роль термических барьеров, снимая температурные напряжения за счет подвижности ТЗЭ относительно корпуса с сохранением наружной формы аппарата.

Верхняя поверхность находилась в затененной зоне и грелась менее 500 С, потому сверху корпус запирался панелями обшивки из кобальт-никелевого сплава ЭП-99 и сталей ВНС.

Двигательная установка включала в себя:

— ЖРД орбитального маневрирования тягой 1,5 тс (удельный импульс 320 сек, расход горючего 4,7 кг/сек) для выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты; потом предусматривалась установка более массивного ЖРД с тягой в пустоте 5 тс с плавной регулировкой тяги до 1,5 тс для выполнения четких коррекций орбиты;

— два аварийных тормозных ЖРД с тягой в пустоте по 16 кгс, работающие от топливной системы основного ЖРД с вытеснительной системой подачи компонент на сжатом гелии;

— блок ЖРД ориентации, состоящий из 6 движков грубой ориентации с тягой по 16 кгс и 10 движков четкой ориентации с тягой 1 кгс;

— ТРД со стендовой тягой 2 тс и удельным расходом горючего 1,38 кг/кг в час для полета на дозвуке и посадки, горючее — керосин. В основании киля размещен регулируемый воздухозаборник ковшового типа, открываемый только перед пуском ТРД.

В качестве промежного шага на первых образчиках боевых маневренных ОС предусматривалось применение для ЖРД горючего фтор+аммиак.

Для аварийного спасения пилота на любом участке полета в конструкции предусматривалась отделяемая кабина-капсула фарообразной формы, имеющая собственные пороховые движки для отстрела от самолета на всех шагах его движения от старта до посадки. Капсула была снабжена управляющими движками для входа в плотные слои атмосферы, радиомаяком, аккумом и аварийным блоком навигации. Приземление производилось при помощи парашюта со скоростью 8 м/сек, поглощение энергии при этой скорости делается за счет остаточной деформации специальной сотовой конструкции угла капсулы.

Вес отделяемой оснащенной 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 кроме основной автоматической системы управления предусматривается запасная облегченная система ручного управления по директорным сигналам.

Дневной фоторазведчик.

Дневной фоторазведчик предназначался для детализированной оперативной разведки компактных наземных и подвижных морских за ранее данных целей. Размещенная на борту фотоаппаратура обеспечивала разрешение на местности 1,2 м при съемке с орбиты высотой 130 плюс/минус 5 км.

Предполагалось, что поиск цели и зрительные наблюдения за земной поверхностью летчик будет вести через расположенный в кабине оптический визир с плавненько изменяющейся кратностью роста от 3х до 50х. Визир был обустроен управляемым отражающим зеркалом для отслеживания цели с дистанции до 300 км. Съемка должна была делается автоматом 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 обустроен станциями КВ и УКВ диапазонов для передачи инфы на землю. По мере надобности повторного прохода над целью по команде летчика автоматом производится маневр поворота плоскости орбиты.

Радиолокационный лазутчик.

Отличительной чертой радиолокационного лазутчика являлось наличие наружной разворачиваемой разовой антенны размером 12х1,5 м. Предполагаемая разрешающая способность при всем этом должна была быть в границах 20-30 м, что довольно при разведке авианосных морских соединений и больших наземных объектов, при ширине полосы обзора по наземным объектам — 25 км и до 200 км при разведке над морем.

Ударный орбитальный самолет.

Для поражения подвижных морских целей предназначался ударный орбитальный самолет. Предполагалось, что запуск ракеты "космос-Земля" с ядерной БЧ будет выполняться из-за горизонта при наличии целеуказания от другого ОС-разведчика либо спутника. Уточненные координаты цели определяются локатором, сбрасываемым перед сходом с орбиты, и средствами навигации самолета. Наведение ракеты по радиоканалу на исходных участках полета позволяло проводить корректировку с увеличением точности наведения ракеты на цель.

Ракета со стартовой массой 1700 кг при точности целеуказания плюс/минус 90 км обеспечивала поражение морской цели (типа авианосец), передвигающейся со скоростью до 32 узлов, с вероятностью 0,9 (радиальное возможное отклонение боеголовки 250 м).

Перехватчик галлактических целей "50-22".

Последним проработанным вариантом боевого ОС был перехватчик галлактических целей, разрабатывавшийся в 2-ух модификациях:

— инспектор-перехватчик с выходом на орбиту цели, сближением с ней на расстояние 3-5 км и уравниванием скорости меж перехватчиком и целью. После чего летчик мог провести инспекцию цели при помощи 50х-кратного оптического визира (разрешение на цели 1,5-2,5 см) с следующим фотографированием.
В случае решения пилота убить цель в его распоряжении имелось 6 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. Припаса горючего перехватчика хватает на перехват 2-ух целей, расположенных на высотах до 1000 км при углах некомпланарности орбит целей до 100;

— далекий перехватчик, снаряженный самонаводящимися ракетами разработки СКБ МОП с оптическим координатором для перехвата галлактических целей на пересекающихся курсах при промахе перехватчика до 40 км, компенсируемым ракетой. Наибольшая дальность запуска ракеты составляет 350 км. Вес ракеты с контейнером 170 кг. Поиск и обнаружение заблаговременно данной цели, также наведение ракеты на цель делается летчиком вручную при помощи оптического визира. Энергетика этого варианта перехватчика также обеспечивает перехват 2-х целей, находящихся на высотах до 1000 км.

Астронавты "Спирали".

В 1966 году в Центре подготовки астронавтов (ЦПК) была сформирована группа для подготовки к полету на "изделии-50" — так в ЦПК зашифровывался орбитальный самолет по программке "Спираль". В состав группы вошли 5 астронавтов, имеющих неплохую летную подготовку, в том числе астронавт N2 Герман Степанович Титов (1966-70 гг), и еще не летавшие в космос Анатолий Петрович Куклин (1966-67 гг), Василий Григорьевич Лазарев (1966-67 гг) и Анатолий Васильевич Филипченко (1966-67 гг).

Кадровый состав 4 отдела с течением времени изменялся — подготовку к полету на "Спирали" в различное время прошли Леонид Денисович Кизим (1969-73 гг), Анатолий Николаевич Березовой (1972-74 гг), Анатолий Иванович Дедков (1972-74 гг), Владимир Александрович Джанибеков (июль-декабрь 1972 г), Владимир Сергеевич Козельский (август 1969 — октябрь 1971 г), Владимир Афанасьевич Ляхов (1969-73 гг), Юрий Васильевич Малышев (1969-73 гг), Александр Яковлевич Петрушенко (1970-73 гг) и Юрий Викторович Романенко (1972 г).

Наметившаяся тенденция к закрытию программки "Спираль" привела в 1972 году к численному сокращению 4 отдела до 3-х человек и к понижению интенсивности занятий. В 1973 году группа астронавтов темы "Спираль" стала так и называться ВОС — Воздушно-орбитальный самолет (время от времени встречается и другое наименование — Военный орбитальный самолет).

11 апреля 1973 года заместителем начальника 4 отдела 1 управления был назначен инструктор-космонавт-испытатель Лев Васильевич Воробьев. 1973 год стал последним годом 4 отдела 1 управления ЦПК — предстоящая история отряда астронавтов ВОС сошла на нет..

Закрытие проекта.

В техническом плане работы шли удачно. По календарному плану разработки проекта "Спираль" предусматривалось создание дозвукового ОС начать в 1967 г, гиперзвукового аналога в 1968 г. Экспериментальный аппарат был должен в первый раз выводиться на орбиту в беспилотном варианте в 1970 г. 1-ый пилотируемый полет его намечался на 1977 г. Работы по ГСР должны были начаться в 1970 г, если его 4 многорежимных ТРД будут работать на керосине. В случае принятия многообещающего варианта, т.е. топливом для движков является — водород, то постройку его предполагалось развернуть в 1972 г. Во 2-й половине 70-х гг. могли начаться полеты вполне укомплектованной АКС "Спираль".

Но, невзирая на серьезное технико-экономическое обоснование проекта, управление страны энтузиазм к теме "Спираль" потеряло. Вмешательство Д.Ф.Устинова, бывшего в ту пору секретарем ЦК КПСС, курировавшим оборонную индустрия и ратовавшего за ракеты, негативно сказывалось на ходе программки. А когда ставший министром обороны А.А.Гречко, ознакомился сначала 70-х гг. со "Спиралью", он выразился ясно и совершенно точно: "Фантазиями мы заниматься не будем". Предстоящее выполнение программки закончили. 

Но благодаря произведенному большенному научно-техническому заделу, значимости затронутых тем, выполнение проекта "Спираль" трансформировалось в разные научно-исследовательские работы и связанные с ними конструкторские разработки. Равномерно программка была переориентирована на летные тесты аппаратов-аналогов без перспектив сотворения на их базе реальной системы (программка БОР (Беспилотный Орбитальный Ракетоплан)).

Такая история проекта, который даже не будучи осуществленным, сыграл значительную роль в галлактической программке страны.

Понравилась статья? Поделиться с друзьями:
Добавить комментарий
SQL - 46 | 0,156 сек. | 11.99 МБ