«Спираль» – наш ответ «Dyna Soar».


"Спираль" – наш ответ "Dyna Soar".В ответ на появление американской программы по созданию космического самолёта в Советском Союзе развернулись работы по созданию космоплана-аналога многоцелевого назначения. Масштаб этих работ также был не менее грандиозным.

После рассмотрения представленных проектов государственная комиссия сделала свой выбор в пользу орбитального самолёта (ОС). Размеры советского космического аппарата были предельно обжатыми: длина составляла всего 8 метров, ширина фюзеляжа – 4 метра, максимальный размах крыла – 7,5 м.

Поскольку ОС предстояло действовать в том числе и в плотных слоях атмосферы, где на подъёме и снижении температура поднималась выше 1000 С, его конструкция была выполнена из жаростойких сплавов.

Фюзеляж ОС был выполнен по схеме “несущий корпус”, имевший сильно затупленную оперенную треугольную форму в плане. В основе конструкции была 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. Носовой кок, выполненный в виде 600-го сегмента с радиусом образующей сферы 1,5 м, мог выдерживать температуру до 1400 С.

Кабина пилота представляла собой капсулу фарообразной формы, имеющая собственные пороховые двигатели для отстрела от самолета на всех этапах его движения от старта до посадки. Капсула, также являвшаяся индивидуальным средством спасения пилота и спускаемым аппаратом, была 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. Полная масса капсулы составила 930 кг (вместе с оборудованием, системой жизнеобеспечения, системой спасения кабины и пилотом), непосредственно вес самой кабины не превышал 705 кг.

В закабинном грузовом отсеке объёмом 2 м3 могло располагаться целевое оборудование, но в ударном варианте, с размещением ракеты типа “космос-земля”, объём отсека увеличивался ещё на 2 м3. за счет снижения запасов топлива.
Крыло имело стреловидную форму с сильно отклоненными вверх консолями (поперечный угол V=115…30), что, исключало их прямое обтекание 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.

Для улучшения посадочных свойств на атмосферном участке спуска была предусмотрена перебалансировка 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. Посадка производилась “по-самолётному” на 4-х стоечное лыжное шасси. В убранном положении стойки находилось в зоне низких температур под защитой экрана и не разрезали экран при выпуске перед посадкой.

Силовая установка была многосекционной. Она состояла из следующих компонентов:

1. ЖРД орбитального маневрирования тягой 1,5 тс (удельный импульс 320 сек, расход топлива 4,7 кг/сек) – использовался для выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты. На первых образцах ОС предполагалось применение для ЖРД топлива фтор+аммиак на промежуточном этапе полёта. В одном из модифицированных вариантов предполагалась установка более мощного ЖРД с тягой в пустоте 5 тс с плавной регулировкой тяги до 1,5 тс для выполнения точных коррекций орбиты.

2. 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.

3. блок ЖРД ориентации, состоящий из 6 двигателей грубой ориентации с тягой по 16 кгс и 10 двигателей точной ориентации с тягой 1 кгс.

4. 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.

Астронавигация осуществлялась при помощи 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.

Было разработано 4 основных варианта космического самолёта, получивший официальное название “Спираль”.

Компоновка космического самолётаДневной фоторазведчик – проект был разработан в 1965 году. Данный тип ОС 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 +/- 5 км. Интересно, что места для полноценной РЛС на “Спирали” не нашлось.

Потому поиск целей и визуальное наблюдение пилот должен был вести через расположенный в кабине оптический визир с управляемым отражающим зеркалом для отслеживания цели с дистанции до 300 км и плавно изменяющейся кратностью увеличения от 3х до 50х. 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.

Радиооборудование состояло из КВ и УКВ станций для передачи информации на землю.
Предполагалось также, что разведчик должен будет не только фотографировать и наблюдать, но и вести маневренный космический бой с выполнением противоракетных маневров.

Радиолокационный разведчик – отличался от предыдущего варианта только 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 – наиболее мощная модификация, предназначавшаяся для поражения морских целей. В первую очередь, этот ОС планировали применять против американских и британских “плавучих аэродромов”, откуда и пошло неофициальное название “гроза авианосцев”. Орбитальный самолёт должен был оснащаться ракетой “космос-Земля” с ядерной боеголовкой будет производиться из-за горизонта при наличии целеуказания от другого ОС-разведчика или спутника. Уточнение координат цели проводилось при помощи РЛС, сбрасываемого 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 имела стартовую массу 1700 кг при точности целеуказания +/- 90 км и 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″ – это был последний вариант ОС типа “Спираль”, который имел две модификации.
Инспектор-перехватчик должен был выёти на орбиту цели и сблизиться на расстояние 3-5 км с последующим уравниванием скоростей. 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 оснащался 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.

К сожалению, ни один из проектируемых вариантов не был доведен даже до уровня опытного образца. Программа оказалась слишком сложной и дорогой, а само проектирование велось в условиях острой конкурентной борьбы между КБ, в которой победи сторонники “одноразовых” кораблей. В итоге дело ограничилось только макетами “Спирали”.

Кстати, американская программа Х-20 также потерпела неудачу, причем на её разработку было выделено намного больше средств, большая часть из которых была истрачена фактически впустую.