Автор: Владимир Мейлицев

КОСМИЧЕСКИЕ ЧЕЛНОКИ: «CПИРАЛЬ» И СЫН ЕЕ, ЭПОС

В печати встречаются сведения, что еще до Микояна с Лозино-Лозинским комплекс, по­хо­жий на «Спираль», проектировал Андрей Николаевич Туполев в рамках темы «Звезда». Напомним, «Звез­да» — это трехзвенная воздушно-кос­ми­чес­кая система, мы писали о ней в июльском номере «Спецназа России». В состав системы входили сверхзвуковой тяжелый самолет-разгонщик, бал­ли­с­ти­чес­кая ракета воздушного базирования и ракетоплан в качестве головной части последней.

Ракетоплан в этой системе назывался Ту-136; ракета воздушного базирования — просто бал­ли­с­ти­чес­кая ракета, способная стартовать с са­мо­ле­та в воздухе. А вот про самолет-разгонщик сей­час стоит сказать немного больше. Точнее говоря, не про разгонную ступень из проекта «Звезда» — судя по имеющейся информации, работы над ней не проводились в сколько-нибудь значительном масштабе — а про бомбардировщик Ту-135, пред­по­ла­гав­ший­ся в качестве прообраза этой ступени.

Исследовательские работы по тяжелому сверх­зву­ко­во­му Ту-135 начались в 1958 году. Имелось в виду создать самолет, который смо­жет за­ме­нить новейший по тому времени сверх­зву­ко­вой бомбардировщик «ев­ро­с­т­ра­те­ги­чес­ко­го» класса Ту-22. Заменить, существенно пре­взой­дя по всем показателям. Машина должна была выполнять ударные и разведывательные задачи, причем для вооружения ударной мо­ди­фи­ка­ции про­смат­ри­ва­лось, в числе других ва­ри­ан­тов, и размещение на борту баллистической ракеты воздушного стар­та.

Работы велись до 1963 года. После продувок 14 компоновочных моделей была выбрана схема «утка» с треугольным крылом переменной по раз­ма­ху стреловидности и двумя мотогондолами, на два двигателя в каждой. Двигатели — 4 тур­бо­вен­ти­ля­тор­ных НК-6М, дававших, по сравнению с другими, прибавку в дальности от 10 до 40% — в зависимости от высотно-скоростного профиля полета.

Получилась машина взлетной массой 160 — 200 т, длиной 50,7 м, высотой 10,7 м и с раз­ма­хом крыла 34,8 м. Расчетная нормальная даль­ность на крейсерском сверхзвуковом режиме (ско­рость 2650 км/ч, или М = 2,5) — 8000 км, мак­си­маль­ная — 10 000 км. Предельную скорость, для того, чтобы сохранить возможность применения освоенных конструкционных материалов, при проектировании ограничили величиной 3000 км/ч (число М = 2,82).

Следует заметить, что в различных ис­точ­ни­ках можно найти разные значения тактико-тех­ни­чес­ких характеристик Ту-135. Например, по дру­го­му варианту все четыре двигателя были сбло­ки­ро­ва­ны в один пакет под крылом в задней части машины. Для геометрических размеров встре­ча­ют­ся цифры: длина 44,8 м, размах крыла 28,0 м, высота 10,0 м. Эти разночтения неудивительны, так как развитие проекта было остановлено рань­ше, чем сложились окончательные пред­став­ле­ния о том облике конструкции, который пред­сто­я­ло воплотить в «железо» первого опытного об­раз­ца.

Тогда же, на рубеже 1950-х — 1960-х годов, схожую по характеристикам машину — М-56 — разрабатывали в КБ В.М.Мясищева. Ис­сле­до­ва­ния вариантов были доведены до такой стадии, что сочли возможным построить — и построили — полноразмерный макет самолета. Аппарат, «пор­т­ре­том» которого являлся макет, имел мак­си­маль­ную взлетную массу 250 т, шесть двигателей с тягой каждого на форсаже 17 500 кг и должен был достигать скоростей, соответствующих чис­лу М = 2,5 — 3,25.

Интересно, что существует рисунок 1963 года, изображающий «составной самолет», в котором нижняя ступень, соответствующая одному из ва­ри­ан­тов М-56, несет установленный сверху не­боль­шой летательный аппарат с треугольным крылом. Последний имеет остекление кабины и бортовые иллюминаторы — значит, перед нами пилотируемый самолет. Это показывает, что Вла­ди­мир Михайлович Мясищев думал как минимум о гиперзвуковой транспортной системе с очень большой дальностью. А может быть, и о чем-то большем.

Как бы то ни было, и Ту-135, и М-56 раз­ра­ба­ты­ва­лись по техническим заданиям на ско­ро­с­т­ные бомбардировщики-ракетоносцы и не мог­ли непосредственно стать первой ступенью кос­ми­чес­кой системы горизонтального старта. Хотя бы потому, что для них были заданы от­но­си­тель­но небольшие значения полезной нагрузки: для Ту-135 не менее 4 т, для М-56 — в пределах 5 — 9 т. «Поместить» в эту массу возвращаемый кры­ла­тый маневрирующий модуль и любого вида дви­га­тель­ную установку для разгона от М = 3 до ор­би­таль­ной скорости не представлялось воз­мож­ным.

Работы по Ту-135 были прекращены в пер­вой половине 1960-х годов в связи с «всеобщей ракетизацией» стратегических ударных сил. Вско­ре концепция высотного скоростного бом­бар­ди­ров­щи­ка уступила место концепции двух­ре­жим­но­го стратегического самолета, и Андрей Ни­ко­ла­е­вич занялся тем, что впоследствии стало из­ве­с­т­но под наименованием Ту-160, а также «Блэк Джек».

Еще раньше, в 1960-м, был «закрыт» М-56: мясищевское ОКБ-23 вошло в состав организации В.Н.Челомея, а там были свои приоритеты и свои лидеры…

Идея же трехэлементной орбитальной си­с­те­мы с авиационным носителем получила про­дол­же­ние в работах другого конструкторского кол­лек­ти­ва.

«СПИРАЛЬ»: ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ И ОБЩИЙ ОБЛИК

Официальной датой начала темы «Спираль», или, по-другому, «50», можно считать 30 июля 1965 года, когда приказом министра авиа­ци­он­ной промышленности работы по ней были по­ру­че­ны конструкторскому бюро Артема Ивановича Микояна. В инициативном же порядке ис­сле­до­ва­ния по ВКСам велись в этом КБ, по некоторым данным, еще с 1962 года.

Система рассматривалась как ответ на аме­ри­кан­с­кую программу «Дайна Сор». Ее орбитальная ступень (ОС) — одноместный космоплан — дол­ж­на была выполнять функции разведки, ин­с­пек­ти­ро­ва­ния космических объектов противника и, в случае надобности, их уничтожения, а также на­не­се­ния ударов по наземной цели ракетой класса «космос — Земля». Вторым элементом системы был гиперзвуковой самолет-разгонщик (ГСР), и это кардинально отличает «Спираль» от аме­ри­кан­с­ких «космических истребителей» Х-20, М-2/F-3 и Х-24, которые должны стартовать с кос­мод­ро­ма на баллистических одноразовых носителях.

Тактические требования к «Спирали» были довольно высоки. Высота опорной орбиты рав­ня­лась 130 — 150 км при наклонениях 45 — 135о, при этом запас топлива для двигателей ор­би­таль­но­го маневрирования должен был позволять из­ме­нять наклонение орбиты на величину до 17о, или увеличение высоты орбиты до 1000 км с из­ме­не­ни­ем наклонения до 12о. Величина по­лез­но­го груза, доставляемого в космос, колебалась от 0,7 до 2 т в зависимости от задания на кон­к­рет­ный полет.

Под эту работу в 1967 году в Дубне был ос­но­ван «космический» филиал конструкторского бюро А.И.Микояна. Главным конструктором «Спи­ра­ли» был назначен Глеб Евгеньевич Лозино-Ло­зин­с­кий, обретший позже всемирную из­ве­с­т­ность в качестве Главного конструктора многоразового транспортного корабля «Буран». В июне 1966 года он уже подписал аванпроект системы.

Строго говоря, «Спираль» представляла со­бой тре­хэ­ле­мен­т­ную си­с­те­му, к тому же не пол­но­с­тью мно­го­ра­зо­вую. ОС («из­де­лие 50»/изд.105) не име­ла раз­гон­но­го двигателя, и с высоты от­де­ле­ния от ГСРа до орбиты ее должен был до­с­та­вить ракетный ус­ко­ри­тель. Спасение и повторное использование это­го ускорителя не пре­дус­мат­ри­ва­лось. Видимо, это было следствием разумного конструкторского компромисса, который дол­жен был привести к достижению поставленной цели без чрезмерного увеличения технической слож­но­с­ти проекта.

Космоплан и расположенный сзади него ус­ко­ри­тель устанавливались на верхней по­вер­х­но­с­ти разгонщика. Для обеспечения гиперзвуковой аэродинамики эта поверхность была спро­фи­ли­ро­ва­на таким образом, что связка ОС-ускоритель оказывалась частично утопленной в фюзеляж раз­гон­щи­ка. Кроме того, спереди и сзади ус­та­нав­ли­ва­лись аэродинамические обтекатели. Общий вес системы составлял 115 тонн.

ОРБИТАЛЬНАЯ СТУПЕНЬ — КОСМИЧЕСКИЙ ПЛАНЕР

Орбитальная ступень проектировалась как «несущий корпус» с небольшим низ­ко­рас­по­ло­жен­ным стреловидным (55°) крылом, длиной фюзеляжа 8 м, шириной по размаху 7,4 м, с од­ним килем и четырехопорным убирающимся лыж­ным шасси с широко расставленными «но­га­ми». При прохождении верхних слоев ат­мос­фе­ры консоли крыла складывались вверх к бортам фюзеляжа, что, с одной стороны, уменьшало теп­ло­вые нагрузки на них при прохождении участка плазмообразования, а с другой — обеспечивало защиту боковых поверхностей фюзеляжа.

Такое решение позволило ограничить спе­ци­аль­ную конструктивную термозащиту одним толь­ко донным экраном. В ходе теп­ло­проч­но­с­т­ных испытаний было установлено, что мак­си­маль­ная температура в зонах наивысшего ра­зог­ре­ва не должна была превысить 1500°С. По­это­му экран можно было делать конструктивно от­но­си­тель­но простым, хотя и из специального сплава, глав­ным качеством которого должна быть тер­мо­проч­ность при высокой пластичности. Та­кие сплавы еще только разрабатывались, так что пришлось временно ограничиться имевшейся в рас­по­ря­же­нии жаропрочной сталью. Это ус­лож­ни­ло кон­ст­рук­цию, так как сталь, выдерживая требуемую тем­пе­ра­ту­ру, нужной пластичности как раз не обес­пе­чи­ва­ла. В результате экран по­лу­чил­ся со­бран­ным из множества отдельных пластин, зак­реп­лен­ных внахлёст, наподобие рыбьей чешуи; внут­рен­няя его поверхность по­кры­ва­лась тер­мо­изо­ли­ру­ю­щим материалом. Эк­ран устанавливался на свободно ори­ен­ти­ру­ю­щих­ся керамических опо­рах, и всё это в со­во­куп­но­с­ти привело к тому, что ап­па­рат был способен сохранять исходную аэро­ди­на­ми­чес­кую форму, которая иначе критически искажалась бы мощ­ны­ми тепловыми де­фор­ма­ци­я­ми.

Управление обеспечивалось элевонами на кры­ле, рулем направления на киле и ба­лан­си­ро­воч­ны­ми щитками на верхней поверхности хво­с­то­вой части. Единственный член экипажа управлял этими поверхностями по-самолетному — при помощи ручки и педалей.

Кабина летчика и отсек оборудования, в ин­те­ре­сах спасения при авариях на больших высотах и скоростях, выполнялись в виде единой фа­ро­об­раз­ной сбрасываемой капсулы. Эта капсула име­ла свои тормозные двигатели, что должно было обеспечить возможность покидания не­ис­п­рав­но­го аппарата даже на орбите. В менее эк­ст­ре­маль­ных условиях, ближе к земле, летчик мог по-обыч­но­му катапультироваться из кабины.

Двигательная установка ракетоплана по­лу­чи­лась сложной. Для орбитального ма­нев­ри­ро­ва­ния и схода с орбиты предназначался основной ЖРД тягой 1500 кг и два аварийных — тягой по 40 кг. Управление угловым положением в кос­мо­се обеспечивалось двигателями малой тяги: 6 по 16 кг и 10 (по другим данным, 5) по 1 кг. Все ЖРД работали на обычном топливе отечественных бо­е­вых ракет того времени: несимметричный ди­ме­тил­гид­ра­зин плюс азотный тетраксид.

В отличие от большинства американских про­ек­тов малых ракетопланов, на орбитальной сту­пе­ни «Спирали» предусматривался тур­бо­ре­ак­тив­ный двигатель для дозвукового крейсерского по­ле­та в атмосфере. Это был освоенный про­мыш­лен­но­с­тью РД-36-35К тягой 2350 кг и весом всего 176 кг. Такое необычно высокое для ТРД со­от­но­ше­ние тяги к собственному весу объясняется спе­ци­фи­чес­ким назначением РД-36-35К — он со­зда­вал­ся как подъемный двигатель для палубного истребителя вертикального взлета Як-38. К нему, поэтому, предъявлялись значительно меньшие требования по ресурсу, чем к «обычному» дви­га­те­лю для многочасового маршевого полета. Это и позволило в значительной мере облегчить кон­ст­рук­цию.

Ракетоплану системы «Спираль» тоже не ну­жен был двигатель с гарантированной на­ра­бот­кой в тысячи часов, а вот малый вес был очень кстати. Обтекатель ТРД выполнялся в виде объем­но­го наплыва под килем, воздухозаборник рас­по­ла­гал­ся в передней верхней части наплыва и в нерабочем состоянии закрывался створкой.

Суммарный вес груза, доставляемого на ор­би­ту и включавшего целевую нагрузку и топливо для силовой установки, составлял до 4900 кг; стар­то­вый вес орбитальной ступени — 10 300 кг. При планирующем спуске аэродинамические свойства ракетоплана обеспечивали дальность бокового маневра ± 600 — 800 км. При другом варианте траектории снижения (мы еще вернемся к этому ниже) можно было получить еще более впе­чат­ля­ю­щие значения этого параметра. По расчетам, аппарат имел возможность садиться даже на грун­то­вые аэродромы II класса при посадочной ско­ро­с­ти 250 км/ч.

ГИПЕРЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ-РАЗГОНЩИК

Одноразовый ускоритель представлял собой двухступенчатую ракету. Стартовая масса первой ступени составляла 36 525 кг, время ее работы — 140,8 с; для второй ступени — 15 975 кг и 246,4 с соответственно. Разделение ступеней ус­ко­ри­те­ля должно было происходить при скорости 4500 м/с. Каждая из ступеней должна была иметь по одному ЖРД с тягой по 100 т. Иногда встречается утверждение, что ЖРД должны были работать на кислороде и керосине, иногда — на кислороде и водороде. Некоторые источники включают оба эти варианта в качестве этапов эволюционного раз­ви­тия системы; такие этапы, как мы увидим, пре­дус­мат­ри­ва­лись и для гиперзвукового самолета-раз­гон­щи­ка.

Вообще, публикуемые данные по ускорителю относительно скудны — может быть, потому, что он представлял собой наименее инновационный элемент «Спирали», а может быть, потому, что работы по нему не продвинулись в реальности сколько-нибудь далеко. Автору даже не удалось найти информацию о том, как мыслилось им уп­рав­лять — из кабины орбитальной ступени или при помощи отдельной автоматической про­грамм­ной системы в составе самой ракеты. Наи­бо­лее вероятным, однако, представляется второй вариант.

А вот работы по созданию гиперзвукового разгонщика («изделие 50-50»/изд.205) описаны в доступных источниках довольно подробно, и они представляют несомненный интерес — в том числе и потому, что в некоторых своих на­прав­ле­ни­ях они продолжаются до сих пор. Важно также и то, что это была, по-видимому, первая се­рь­ез­ная попытка создания специального аппарата для использования в качестве атмосферной ступени космической системы, а не планы адаптации ка­кой-либо машины, исходно проектируемой для других целей.

Довольно быстро определились два варианта ГСРа — консервативный и перспективный. Пер­вый подразумевал установку четырех привычных «керосиновых» турбореактивных двигателей, до­с­ти­же­ние скорости М = 4 и разделение со связкой ОС-ускоритель на высоте 22–24 км. Для пер­с­пек­тив­но­го варианта надо было разработать аван­гар­д­ные (не только в то время, но и сейчас) ТРД на жидком водороде; тогда скорость разделения должна была достичь числа М = 6, а высота — 28–30 км.

Планер разгонщика в обоих вариантах был одинаковым: низкоплан-бесхвостка длиной 38 м, с треугольным крылом двойной стреловидности (похоже на крыло Ту-144) размахом 16,5 м. Вер­ти­каль­ные кили устанавливались на законцовках крыла, управление полетом было только аэро­ди­на­ми­чес­ким, для чего имелись элевоны, рули на­прав­ле­ния на килях и посадочные щитки. Двух­ме­с­т­ная кабина с катапультными креслами на­хо­ди­лась в передней части фюзеляжа.

Двигатели самолета компоновались в едином пакете под нижней хвостовой частью планера. В общей конструкции силовой установки как це­ло­го были заложены две принципиально но­вых идеи. Во-первых, почти вся лежащая перед ней часть нижней поверхности кры­ла, на ко­то­рой про­ис­хо­ди­ло торможение и сжатие набегающего по­то­ка, являлась, та­ким об­ра­зом, элементом ин­тег­ри­ро­ван­но­го гип­рез­ву­ко­во­го воздухозаборника. Во-вто­рых, все четыре двигателя работали на одно общее сопло внешнего рас­ши­ре­ния. Если первое решение вскоре было воп­ло­ще­но в металле, в частности, в кон­ст­рук­ци­ях сверх­зву­ко­вых лай­не­ров Ту-144 и «Кон­корд», то время практической ре­а­ли­за­ции второго настало совсем недавно. Аме­ри­кан­цы, на­при­мер, только в 1990-х годах стали стро­ить опытные образцы пря­мо­точ­ных дви­га­те­лей с таким соплом, по­лу­чив­шие звучное на­зва­ние «линейный аэро­спайк». Именно этот тип по­зво­ля­ет се­год­ня выходить на недостижимые ра­нее зна­че­ния числа Маха их экспериментальным ги­пер­з­ву­ко­вым ат­мос­фер­ным аппаратам — тем, ко­то­рые продолжают испытываться в качестве на­сле­дия закрытой ныне про­грам­мы создания од­но­сту­пен­ча­то­го кос­ми­чес­ко­го корабля Х-30.

ПРОБЛЕМА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ

Двигатели консервативного варианта по­ру­че­но было разработать Опытному кон­ст­рук­тор­с­ко­му бюро Сергея Константиновича Туманского (ОКБ-300, ныне АМНТК «Союз»; там был раз­ра­бо­тан выдающийся двигатель Р15Б-300 для «трех­ма­хо­во­го» перехватчика МиГ-25). Дви­га­тель — тур­бо­ре­ак­тив­ный, од­но­кон­тур­ный, с форсажной ка­ме­рой — получил наименование Р-39-300. В 1966 году за­каз­чик получил от разработчика Тех­ни­чес­кое предложение, но с закрытием темы «Спи­раль» работы по этому двигателю были пре­кра­ще­ны.

Работы по водородному двигателю ве­лись в КБ Архипа Михайловича Люльки (он получил ин­декс АЛ-51) в кооперации с Цен­т­раль­ным ин­сти­ту­том авиационного мо­то­ро­с­т­ро­е­ния — ЦИАМ.

Применение жидкого водорода в воз­душ­но-реактивном двигателе пер­с­пек­тив­но по двум ос­нов­ным причинам. Первая из них — высокая теп­ло­твор­ная способность водорода, выше, чем у любого из уг­ле­во­до­род­ных горючих. Эта причина действует для всех типов двигателей, это она де­ла­ет кис­ло­род­но-водородные ракетные дви­га­те­ли самыми эф­фек­тив­ны­ми из всех работающих сегодня ЖРД на химических топливах.

Второй причиной является хладоресурс сжи­жен­но­го водорода, дающий возможность ох­лаж­дать те элементы конструкции, которым это тре­бу­ет­ся. Для того чтобы пояснить значение этого фактора, придется вкратце рассказать о том, как функционирует турбокомпрессорный ре­ак­тив­ный двигатель. Автор просит прощения у тех чи­та­те­лей, которые знают это и без него.

Отличительной особенностью, клас­си­фи­ка­ци­он­ным признаком турбокомпрессорного дви­га­те­ля является наличие в его составе вращающегося агрегата — ротора, схематически пред­став­ля­ю­ще­го собой компрессор и турбину, сидящие на одном валу. Компрессор смонтирован на пе­ре­днем, входном конце ротора, он представляет собой ряд дисков с лопатками по окружности и предназначен для засасывания воздуха в тракт ТРД и получения необходимой степени сжатия. За ком­п­рес­со­ром располагается камера сгорания, не­под­виж­ная, не связанная с ротором. На заднем конце ротора находится турбина, ее в классических ТРД вращает поток горячего газа, полученный в ка­ме­ре сгорания при сжигании горючего в том самом воздухе, который засосан и сжат компрессором. Энергия горячего газа велика, на вращение тур­би­ны тратятся немногие ее проценты. Остальное уходит в сопло, где ускоряется и вылетает наружу в виде реактивной газовой струи, которая и раз­го­ня­ет самолет.

В других типах газотурбинных двигателей — турбовентиляторных, турбовинтовых, тур­бо­валь­ных — имеет место другая картина рас­пре­де­ле­ния энергии, но нас сейчас интересует именно тур­бо­ре­ак­тив­ный двигатель. Добавим, что для пер­во­на­чаль­ной раскрутки ротора необходим не­боль­шой внешний двигатель, который является обя­за­тель­ной частью оборудования всех со­вре­мен­ных летательных аппаратов с тур­бо­ком­п­рес­сор­ны­ми двигателями.

Известно, что КПД тепловых процессов в дви­га­те­ле существенно зависит от начальной тем­пе­ра­ту­ры рабочего тела — перед тем, как оно на­ча­ло расширяться и охлаждаться, трансформируя тепловую энергию в механическую. Однако по­нят­но, что до бесконечности повышать эту тем­пе­ра­ту­ру нельзя — не выдержат элементы кон­ст­рук­ции двигателя. Для ТРД это, прежде всего, ло­пат­ки турбины. В случае скоростного летательного аппарата вступает в действие еще один фактор: встречный поток воздуха, тормозясь и сжимаясь в воздухоприемном тракте, становится очень го­ря­чим уже на входе в компрессор; со­от­вет­ствен­но, на очень большой скорости его почти некуда подогревать — сожжешь лопатки турбины. А КПД и самая возможность работы ТРД прямо зависят от разности между температурой воздуха на вхо­де в компрессор и температурой газа перед тур­би­ной.

Таким образом формируется предел ско­ро­с­ти, при которой может работать ТРД клас­си­чес­кой схемы. Для технологии 1960-х годов этот пре­дел как раз и находился где-то возле значения М = 4. Именно это значение максимальной скорости было установлено для консервативного варианта ГСРа системы «Спираль».

И надо сказать, что новые материалы и воз­мож­но­с­ти усложнения конструкции, доступные в начале XXI века — сплавы, керамика, композиты, охлаждаемые лопатки — всё это ненамного ото­дви­га­ет скоростной предел «керосинового» ТРД. По некоторым оценкам, сегодня он составляет величину порядка М = 5.

Тогда тоже знали, что числа М = 4 — 7 яв­ля­ют­ся подходящим диапазоном для работы пря­мо­точ­но­го (бескомпрессорного) воздушно-ре­ак­тив­но­го двигателя (ПВРД). Однако такой дви­га­тель нельзя запустить, стоя на земле. Его нужно сначала разогнать вместе с самолетом, и весьма прилично, так как поток воздуха в нем обес­пе­чи­ва­ет­ся исключительно за счет скоростного на­по­ра. Комбинированная силовая установка — ТРД на начальном участке и ПВРД потом? Тяжело, два двигателя, которые по очереди становятся мер­т­вым грузом… Комбинированный двигатель — на малых скоростях работает компрессор, а затем тракт к компрессору перекрывается, и начинается работа в режиме ПВРД? Сложно и опять тяжело.

Поэтому для первого, консервативного ва­ри­ан­та решили, что в КБ Туманского просто по­ста­ра­ют­ся довести до максимальных характеристик двигатель классической схемы. Построение «Спи­ра­ли» это допускало — всё равно от «спины» разгонщика до орбиты работает ракета, ну, так она и «доберет» то, что «недодаст» ГСР. Эф­фек­тив­ность всей системы несколько снижается, но принципиальная работоспособность со­хра­ня­ет­ся.

Однако «делать надо хорошо, плохо само по­лу­чит­ся». Водородный двигатель недаром на­зва­ли перспективным вариантом. Низкая тем­пе­ра­ту­ра жидкого водорода открывает новые воз­мож­но­с­ти для решения проблемы отвода тепла от турбины — одно дело охлаждать лопатки ке­ро­си­ном обыч­ной температуры, и совсем другое — криогенным водородом. Можно также ох­лаж­дать горячий воз­дух перед компрессором. Но, повторимся, каналы в лопатках для их ох­лаж­де­ния, тем более жид­ко­стью со сверхнизкой тем­пе­ра­ту­рой, были в 1960-х технологией завтрашнего дня.

Поэтому в КБ Люльки в содружестве в ЦИ­А­Мом стали исследовать нестандартную схему — ракетно-турбинный пароводородный двигатель (РТДп). Здесь турбина вообще выводится из «го­ря­че­го» тракта двигателя, не вступая в контакт с раскаленными газами, вылетающими из камеры сгорания. Двигатель перестает быть тур­бо­ком­п­рес­сор­ным, так как это название применяется кон­к­рет­но к конструкциям, в котором компрессор и вращающая его турбина «сидят» на одном валу.

Надо сказать, что такая схема — отдельный привод для компрессора воздушно-реактивного двигателя — не нова. Еще в августе 1940 года в Италии взлетел экспериментальный самолет «Кам­пи­ни-Капрони N.1», у которого 900-сильный пор­ш­не­вой мотор «Изотта-Фраскини» вращал трех­сту­пен­ча­тый компрессор. Компрессор подавал воздух в камеру сгорания, впрыскивалось топ­ли­во, и получалась реактивная тяга. Правда, летные данные этого «Кампини-Капрони» никак нельзя было назвать вдохновляющими.

Такая силовая установка называется мо­то­ком­п­рес­сор­ной, и автору неизвестны случаи ее при­ме­не­ния на серийных самолетах в качестве ос­нов­ной силовой установки. А вот в качестве вспо­мо­га­тель­ной она использовалась.

Так, 3 марта 1945 года совершил первый по­лет опытный истребитель И-250 конструкции Ар­те­ма Ивановича Микояна. Машина имела пор­ш­не­вой двигатель ВК-107 и трехлопастный воз­душ­ный винт. Но, как известно, КПД пропеллера бы­с­т­ро падает с выходом скорости полета за зна­че­ния 650 — 700 км/ч. На И-250 эту проблему решали тем, что отбирали часть мощности ВК-107 для при­во­да компрессора мо­то­ком­п­рес­сор­ной вспо­мо­га­тель­ной силовой установки. В ре­зуль­та­те мак­си­маль­ная скорость на высоте 7800 м составила 825 км/ч, тогда как при работе од­но­го только воз­душ­но­го винта она не превышала 600 км/ч.

Истребитель имел и «боевое» обозначение МиГ-7; некоторое время небольшое количество таких самолетов эксплуатировалось в одной из истребительных авиачастей ВМС СССР.

Идея ракетно-турбинного пароводородного двигателя состоит в том, что турбину вращает водород, переведенный из жидкой фазы в га­зо­об­раз­ную в теплообменнике (как бы «вски­пя­чен­ный» жидкий водород). Теперь за камерой сго­ра­ния нет сложных и уязвимых агрегатов, и можно поступать «по-ракетному», то есть серьезно под­нять давление в сопле, что приводит к уве­ли­че­нию удельного импульса двигателя. А удельный импульс — один из фундаментальных по­ка­за­те­лей, характеризующих степень совершенства ре­ак­тив­но­го двигателя.

Как мы уже знаем, в двигателе скоростного самолета есть две самых горячих зоны: первые каскады турбины и участок воздухозаборного трак­та перед компрессором, там и следует рас­по­ла­гать теплообменник. Именно создание эф­фек­тив­но­го теплообменника и стало центральной за­да­чей проектирования РДТп.

Решение этой задачи растянулось на многие годы. Давно уже стала историей тема «Спираль», а в ЦИАМе продолжаются исследования, дол­жен­ству­ю­щие привести к созданию теплообменника с достаточно высокими ха­рак­те­ри­с­ти­ка­ми. В ос­нов­ном это и дает основания говорить, что не все направления работ по «Спирали» «умерли» окон­ча­тель­но. Сам же проект АЛ-51, давая по мере своего развития работоспособные версии кон­ст­рук­ции двигателя, всё же не привел к варианту, хорошему настолько, чтобы можно было на­чи­нать строить опытный образец. И был закрыт вместе с темой, его породившей.

ЭПОС: В ЦЕХУ И НА АЭРОДРОМЕ

«Спираль» стала темой, в рамках которой со­вет­с­кие работы вышли практически на ту же ста­дию, до которой смогли добраться американцы с их М-2, HL-10 и Х-24 — на стадию летных ис­пы­та­ний аналогов.

Как мы видели, создание прототипа раз­гон­щи­ка сразу столкнулось с фундаментальной про­бле­мой — для него не было двигателя, причем не только готового образца, но даже проекта с до­с­та­точ­но понятной перспективой. А строить ис­клю­чи­тель­но дорогой «четырехмаховый» пла­нер, не имея уверенности в том, что его будет чем раз­го­нять до этой скорости, дей­стви­тель­но, не­сколь­ко авантюрно. Поэтому неудивительно, что все усилия коллектива Лозино-Лозинского очень ско­ро сосредоточились на орбитальной ступени. Помимо всего прочего, было ясно, что, в случае успеха разработки, космический самолет можно будет запускать и традиционными средствами выведения.

Орбитальная ступень «Спирали» получила название ЭПОС — экспериментальный пи­ло­ти­ру­е­мый орбитальный самолет. К его штатному об­раз­цу планировалось продвигаться поэтапно. В программу входили исследования летающих мо­де­лей в масштабе 1/3 и 1/2, получивших название БОР — беспилотный орбитальный ракетоплан. В натуральных размерах пре­дус­мат­ри­ва­лось по­ст­ро­ить три поколения аналогов ЭПОСа — изделие 105.11 для дозвуковых режимов при заходе на посадку, 105.12 — для сверхзвуковых и 105.13 — для гиперзвуковых полетов.

Деревянный БОР-1 слетал на высоту 100 км 15 июля 1969 года и, перед тем как сгореть от кинетического нагрева, выдал по те­ле­мет­ри­чес­ким каналам информацию, подтвердившую, что выбранная аэродинамика обеспечивает ус­той­чи­вость и управляемость движения в атмосфере. БОР-2 и БОР-3 были металлическими и имели программное управление. Аппараты БОР-4, по­ст­ро­ен­ные в точном соответствии с формой ор­би­таль­ной ступени и имевшие даже тормозную дви­га­тель­ную установку, запускались уже в ин­те­ре­сах программы корабля «Буран».

На образце 105.11 отсутствовали ракетные двигатели, необходимые для ориентации и ма­нев­ри­ро­ва­ния в космосе, но был установлен ТРД, что давало возможность совершать длительные полеты и производить эволюции, нужные для пол­но­цен­но­го изучения летно-тактических ха­рак­те­ри­с­тик аппарата. Пробежки и подлеты (на 10 — 15 сек) 105.11 про­во­ди­лись в середине 1976 года, их выполняли летчики-испытатели Игорь Волк, Валерий Меницкий и шеф-пилот ми­ко­я­нов­с­кой фирмы Александр Федотов. Первый пол­но­цен­ный полет — высота 560м, дальность 19 км — осу­ще­ствил Авиард Фастовец 11 октября 1976 года.

Следующую фазу испытаний — старты с бор­та носителя Ту-95К, с высоты порядка 5000 м, — открыл 27 октября 1977 года тоже Фастовец; во­об­ще, основную работу по летным испытаниям ЭПОСа выполнил он. Испытания со сбросом с носителя проводились в 1977–78 годах, про­грам­ма, включавшая 8 таких полетов (по другим дан­ным — 6 или 10), была успешно завершена. Ус­пеш­но, несмотря на то, что при посадке по окон­ча­нии последнего полета программы произошла случайная поломка ап­па­ра­та. Повреждения были невелики, и инцидент произошел из-за досадной ошибки руководителя полетов, вызванной сте­че­ни­ем неблагоприятных обстоятельств, — и тем не менее ЭПОС никогда больше в воздух не под­ни­мал­ся. Ни дозвуковой 105.11, ни его более «про­дви­ну­тые» собратья 105.12 и 105.13.

О собратьях. Сверхзвуковой 105.12 был из­го­тов­лен полностью, а для гиперзвукового 105.13 был изготовлен фюзеляж, который проходил испытания на термостойкость. С самого начала замысел всей этой линейки аналогов состоял в том, что основные конструктивные решения бу­ду­ще­го орбитального самолета были воплощены уже в первом, дозвуковом образце, а переход от одного диапазона скоростей к другому требовал лишь минимальных изменений в комплектации аппарата предыдущего этапа. Развитие кон­ст­рук­ции сводилось пре­иму­ще­ствен­но к установке до­пол­ни­тель­но­го оборудования, не­об­хо­ди­мо­го для следующего этапа испытаний, либо к замене от­дель­ных агрегатов и узлов на более со­вер­шен­ные, «по­до­спев­шие» разработкой к этому мо­мен­ту. Это позволяло обеспечить минимальную зат­ра­ту сил и средств на выполнение всей про­грам­мы, а впоследствии и на строительство штатных образцов ракетоплана.

Но… шел уже 1978 год. Уже было орга­ни­зо­ва­но НПО «Молния», и полным ходом шла раз­ра­бот­ка нового, большого воздушно-космического самолета, программа которого стала наивысшим приоритетом советской космической отрасли. К 1979 году все работы по «Спирали» были окон­ча­тель­но прекращены. Несмотря на предложения Лозино-Лозинского ис­поль­зо­вать наработанный по этой теме задел в работах по «Бурану», выс­шее руководство приняло решение ори­ен­ти­ро­вать­ся на схему американского комплекса «Спейс Шаттл».

А единственный «живой» след проекта «Спи­раль», давшего множество ценнейших данных и прорывных технических решений, маленький са­мо­ле­тик ЭПОС 105.11, можно сегодня видеть в Музее ВВС в городе Монино, среди других, порой не менее уникальных летательных аппаратов про­шлых лет.

ВЫВОДЫ

Заканчивая рассказ о программах мно­го­ра­зо­вых космических аппаратов «дошаттловой» эпо­хи, хочется сравнить, хотя бы в самом общем виде, ход этих программ у двух мировых космических лидеров и некоторые их результаты.

Все эти программы остались не­за­вер­шен­ны­ми. И характерно то, что ни одна из них, ни у нас, ни в США, не развивалась теми темпами, которые изначально для нее планировались.

Эскизный проект «Спирали» предполагал сле­ду­ю­щий порядок движения к поставленной цели.

Создание гиперзвукового самолета в чисто исследовательских целях, к которому не предъяв­ля­лось требование какого-либо сходства с ор­би­таль­ной ступенью «Спирали». Фактически это было бы повторением американских работ по ра­ке­топ­ла­ну Х-15. Первый полет должен был прой­ти в 1967 году, а всю программу сверх- и ги­пер­з­ву­ко­вых полетов надлежало выполнить в сле­ду­ю­щем году. От этого этапа, проектной сто­имо­с­тью 18 миллионов рублей, довольно скоро от­ка­за­лись.

Создание ЭПОСа, финальной стадией ко­то­ро­го должны были быть пуски ракетой «Союз» с выполнением 2–3 витков на орбите высотой 150–160 км и штатной горизонтальной посадкой. Бес­пи­лот­ные старты намечались на 1969 год, пи­ло­ти­ру­е­мые — на 1970-й. На реализацию этой под­прог­рам­мы, с постройкой четырех ракетопланов, затребовалось 65 миллионов рублей.

Гиперзвуковой самолет-разгонщик. Пре­дус­мат­ри­ва­лась последовательная реализация кон­сер­ва­тив­но­го и про­грес­сив­но­го вариантов. Пер­вый, для которого следовало построить 4 эк­зем­п­ля­ра ГСРа с «керосиновыми» ТРД, должен был выйти на летные испытания в 1970 году, сто­имость работ 140 миллионов рублей. Испытания второго, «водородного» варианта, намечались на 1972 год и подразумевали постройку также че­ты­рех экземпляров и ассигнования в 230 миллионов рублей.

Полностью укомплектованная тре­хэ­ле­мен­т­ная система, с двухступенчатым ракетным ус­ко­ри­те­лем на традиционных компонентах топлива, кон­сер­ва­тив­ным разгонщиком и беспилотной ор­би­таль­ной ступенью, должна была стартовать в 1972 году. Наконец, штатная система со всеми дви­га­те­ля­ми на водороде выходила на летные ис­пы­та­ния в 1973 году.

Честно говоря, в наше время, тем для более человека, знакомого с космической техникой по роду профессиональных занятий, такие сроки, мягко говоря, удивительны (впрочем, и суммы тоже). И мы теперь знаем, что, извините за ка­лам­бур, в реальности всё получилось значительно более реально. В 1976 году только оторвался от земли дозвуковой аналог; работы по разгонщику так и не продвинулись далее предварительной проработки эскизных вариантов двигательной установки; о ракетном ускорителе, о каком-либо строительстве необходимой наземной ин­ф­ра­струк­ту­ры вообще в доступных источниках дан­ных нет. И всё же то, что было сделано по теме, обошлось в 75 миллионов рублей — больше, чем предполагалось истратить на один только этап создания орбитальной ступени, включая кос­ми­чес­кие пуски.

Но не надо думать, что всё это — следствие «волюнтаристического оптимизма», родной не­ор­га­ни­зо­ван­но­с­ти и слабости технического по­тен­ци­а­ла. Вспомним, как выглядели ана­ло­гич­ные американские программы тех лет.

Первоначальные планы по «Дайна Сор»: пер­вый сброс в атмосфере — 1963 год; бес­пи­лот­ный орбитальный полет — 1964-й; пи­ло­ти­ру­е­мый — 1965 год. Результат — ни одного полета, никакого, и 410 миллионов истраченных дол­ла­ров.

Ракетопланы фирмы «Нортроп»: HL-10 и се­рия M-2. Первый планирующий полет М-2/F-2 со сбросом с В-52 состоялся в июле 1966 года, ис­пы­та­ния прекращены еще до попытки включить ЖРД в связи с переносом внимания на сле­ду­ю­щий образец — M-2/F-3. Заявленные воз­мож­но­с­ти (скорость порядка М = 2) не проверены.

«Несущие корпуса» HL-10 и M-2/F-3 в 1966-72 годах совершили десятки полетов, при­дви­ну­лись к скоростной границе М = 2, но эта про­грам­ма, подразумевавшая вначале выход на создание «космического такси» или чего-то подобного, по ходу дела была ограничена чисто ис­сле­до­ва­тель­с­ки­ми целями.

Результаты всех предшествующих работ аме­ри­кан­цы использовали в программе Х-24, ко­то­рая предполагала создание гиперзвуковых и кос­ми­чес­ких аппаратов для практического при­ме­не­ния. Прототип Х-24В в конце концов должен был летать с М = 4–5, но тот образец, который был реально изготовлен и испытывался, из-за кон­ст­рук­тив­ных ограничений не смог бы выйти за М = 2. Финал: М = 1,76 и последний полет в ноябре 1975 года. О стоимости можно судить по такой цифре: на работы про Х-24В в 1974/75 фи­нан­со­вом году было выделено 797,5 миллионов дол­ла­ров.

Нам бы такие деньги…

Однако и за те деньги, которые страна могла вложить в тему «Спираль», было сделано очень немало; и кое в чем мы достигли результатов, ка­че­ствен­но лучших, чем наши заокеанские кон­ку­рен­ты.

Так, при расчетах по «Дайна Сор» было оп­ре­де­ле­но, что в наиболее теплонапряженных ме­с­тах температура при спуске с орбиты может до­с­ти­гать величины 2370°С. Для того, чтобы вы­дер­жать такие температуры, предполагалось ис­поль­зо­вать сложнейшие (и дорогие!) конструкции трех­слой­ных стенок с испарительным охлаждением и/или редкие (и тоже дорогие) материалы, вплоть до таких, какие надо было еще создать.

Наши же специалисты решали задачу по-дру­го­му. В конструктивной схеме ЭПОСа, как мы по­мним, был отдельный, установленный с зазором от корпуса, теплозащитный экран, а крылья ап­па­ра­та на начальном участке спуска, в зоне боль­ших скоростных напоров, «складывались» вверх к фюзеляжу, затеняя его и сами уходя от пер­пен­ди­ку­ляр­но­го по отношению к потоку положения. Плюс к этому — тщательно просчитанная тра­ек­то­рия снижения с очень большим углом атаки, и в результате при тепловых испытаниях на спе­ци­аль­ном стенде фюзеляжа гиперзвукового аналога 105.13 были получены максимальные значения нагрева экрана в пределах +1500°C. Другие эле­мен­ты конструкции, находясь в аэро­ди­на­ми­чес­кой тени от экрана, грелись еще меньше, что по­зво­ля­ло применять для их из­го­тов­ле­ния из­ве­с­т­ные ти­та­но­вые, а кое-где даже алюминиевые спла­вы.

Более того, конструктивная схема была настолько хороша, что можно было рассматривать вариант торможения со значительно меньшим углом атаки. Что это дает? На меньшем угле атаки аппарат приобретает более высокое значение аэродинамического качества, что позволяет ему даже в планирующем режиме иметь величину бокового маневра в 1500 — 1800 км. А при включенном ТРД радиус выбора точки посадки выходит далеко за 2 тысячи км. Огромное тактическое преимущество! Ведь это фактически обеспечивает возможность приземлиться на территории СССР, начав спуск на любом витке — не ожидая, пока Земля под орбитой «довернется» в нужное положение. Температура же в этом случае повышалась, но лишь до 1700°С, что было приемлемо при использовании сплавов, которые уже находились в разработке.

В целом и советская «Спираль», и американские программы, конечно, не были пустой тратой времени и средств. Многие найденные в них технические решения, созданные для них материалы и методики, полученные в их ходе данные уже нашли свое применение в последующих космических разработках и еще пригодятся в будущих проектах.