Авиационно-космическая система "Спираль"

Просмотреть картинки списком

Авторы: Татьяна Будник, Дмитрий Вишняков, 10 класс (г. Ульяновск, Муниципальное образовательное учреждение дополнительного образования детей «Детско-Юношеский Аэрокосмический Центр «Буран» (МОУ ДОД ДЮАКЦ «Буран»).

Научный руководитель: Юрий Иванович Донин (летчик-инженер, директор МОУ ДОД ДЮАКЦ «Буран»).

В 1965 году ОКБ-155 Артема Микояна поручают возглавить работы по орбитальным и гиперзвуковым самолетам, точнее - по созданию двухступенчатой авиационно-космической системы "Спираль". Руководил темой Глеб Лозино-Лозинский. 115-тонная "Спираль" состояла из 52-тонного гиперзвукового самолета разгонщика, получившего индекс "50-50", и расположенного на нем 8,8-тонного пилотируемого орбитального самолета (индекс" 50") с 54-тонным двухступенчатым ракетным ускорителем. Разгонщик достигал гиперзвуковой скорости 1800 м/с (М=6), а затем, после разделения ступеней на высоте 28-30 км, возвращался на аэродром. Орбитальный самолет с по мощью ракетного ускорителя, работающего на фтороводородном (F2+H2) топливе, выходил на рабочую орбиту.

САМОЛЕТ – РАЗГОНЩИК

Экипаж разгонщика размещался в двухместной герметичной кабине с катапультными креслами. Орбитальный самолет вместе с ракетным ускорителем крепился сверху в специальном ложе, причем носовая и хвостовая части закрывались обтекателями. В качестве топлива разгонщик использовал сжиженный водород, который подавался в блок из четырех турбореактивных двигателей АЛ-51 разработки Архипа Люльки, имеющих общий воздухозаборник и работающих на единое сверхзвуковое сопло внешнего расширения. Особенностью двигателей было использование паров водорода для привода турбины. Второе принципиальное новшество ­интегрированный регулируемый гиперзвуковой воздухозаборник, который использовал для сжатия поступающего в турбины воздуха практически всю переднюю часть нижней поверхности крыла. Расчетная дальность полета разгонщика с нагрузкой составляла 750 км, а при полете в качестве разведчика - более 7000 км.

ОРБИТАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ

Боевой многоразовый пилотируемый одноместный орбитальный самолет длиной 8 м и с размахом крыла 7,4 м выполнялся по схеме "несущий корпус". Благодаря выбранной аэродинамической компоновке из общего размаха на стреловидные консоли крыла приходилось лишь 3,4 м, а остальная часть несущей поверхности соотносилась с шириной фюзеляжа. Консоли крыла при прохождении участка плазмообразования (выведение на орбиту и начальная фаза спуска) отклонялись вверх для исключения прямого обтекания их тепловым потоком. На атмосферном участке спуска орбитальный самолет раскладывал крылья и переходил в горизонтальный полет. Двигатели орбитального маневрирования и два аварийных ЖРД работали на высококипящем топливе АТ-НДМГ (азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин), аналогичном при меняемому на боевых баллистических ракетах, которое в дальнейшем планировалось заменить на более экологичное топливо на основе фтора. 3апасов топлива хватало на полет продолжительностью до двух суток, но основная задача орбиталь ного самолета должна была выполняться в течение первых 2-3 витков. Боевая нагрузка составляла 500 кг для варианта разведчика и перехватчика и 2 т - для космического бомбардировщика. Фотоаппаратура или ракеты располагались в отсеке за отделяемой кабиной-капсулой пилота, обеспечивающей спасение пилота на любых стадиях полета. Посадка совершалась с использованием турбореактивного двигателя на грунтовой аэродром со скоростью 250 км/ч на выпускаемое четырехстоечное лыжное шасси. Для защиты аппарата от нагрева при торможении в атмосфере предусматривался теплозащитный металлический экран из пластин жаропрочной стали ВНС и ниобиевых сплавов, расположенных по принципу "рыбьей чешуи". Экран подвешивался на керамических подшипниках, выполнявших роль тепловых барьеров, и при колебаниях температуры нагрева автоматически изменял свою форму, сохраняя стабильность положения относительно корпуса. Таким образом на всех режимах конструкторы надеялись обеспечить постоянство аэродинамической конфигурации. К орбитальному самолету пристыковывался одноразовый двухступенчатый блок выведения, на первой ступени которого стояли четыре ЖРД тягой 25 тс, а на второй - один. В качестве топлива на первое время планировалось использовать жидкие кислород и водород, а впоследствии перейти на фтор и водород. Ступени ускорителя по мере вывода самолета на орбиту последовательно отделялись и падали в океан.