Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

Рассматривалась возможность аварийного спасения пилота на любом участке полета с помощью отделяемой кабины-капсулы, имеющей механизм катапультирования из орбитального самолета, парашют и тормозные двигатели для входа в атмосферу (в случае невозможности возвращения на Землю всего самолета).

Штатная посадка осуществлялась на 4-стоечное лыжное шасси, убираемое в боковые ниши корпуса (передние опоры) и в донный срез фюзеляжа (задние опоры). Стойки шасси расставлены были довольно широко и должны были обеспечить посадку практически на любой грунт.

Боевой пилотируемый одноместный ОС многоразового применения предусматривал использование в вариантах разведчика, перехватчика или ударного самолета с ракетой класса «Орбита-Земля» и мог применяться для инспекции космических объектов.

Диапазон опорных орбит составлял 130-150 км высоты и 45-135 наклонения, задача полета должна была выполняться в течение 2-3 витков. Маневренные возможности ОС с использованием бортовой ракетной двигательной установки должны обеспечивать изменение наклонения орбиты на 17 (ударный самолет с ракетой на борту – 7) или изменение наклона орбиты на 12 с подъемом на высоту до 1000 км. После выполнения орбитального полета ОС должен входить в атмосферу с большим углом атаки (45-65), управление предусматривалось изменением крена при постоянном угле атаки. На траектории планирующего спуска в атмосфере задавалась способность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000-6000 км с боковым отклонением 1100-1500 км. В район посадки ОС выводится с выбором вектора скорости вдоль оси взлетно-посадочной полосы, что достигается выбором программы изменения крена, и совершает посадку с применением турбореактивного двигателя на грунтовой аэродром 2-го класса со скоростью посадки 250 км/час.

Масса выводимого на орбиту ИСЗ полезного груза составляла до 1300 кг (для Н=200 км, i =51). В грузовом отсеке в зависимости от задач полета могла устанавливаться шлюзовая камера, для летчика предполагалось установить катапультное кресло с необходимым обеспечением его жизнедеятельности на всех этапах полета. При проектировании конструкторы исходили из потребных 20-30 полетов системы в год.

Одним из самых сложных вопросов, возникших при разработке орбитального самолета, было создание теплозащитного экрана (ТЗЭ), защищающего конструкцию при входе аппарата в атмосферу. Предполагалось создать ее на основе жаропрочных металлов. Чтобы избежать разрушения от быстрого нагрева в процессе входа в земную атмосферу, теплозащитный экран должен обладать, прежде всего, высокой пластичностью, какую может обеспечить, к примеру, ниобиевый сплав. Но его тогда еще не выпускали, и конструкторы временно, до освоения производства из ниобия, пошли на замену материала. ТЗЭ пришлось выполнить из жаропрочных сталей, причем не сплошным, а из множества пластин по принципу рыбной чешуи. К тому же весь он был подвешен на керамических подшипниках, а при колебаниях температуры нагрева автоматически изменял свою форму, сохраняя стабильность положения относительно корпуса. Таким образом, на всех режимах обеспечивалось постоянство конфигурации орбитального самолета.

ОС имел и такую конструктивную особенность: в режиме спуска до входа в плотные слои атмосферы поворотные консоли крыла занимали вертикальное положение, становясь своего рода килями. В результате они оказывались в значительной степени защищенными от аэродинамического нагрева, а также существенно улучшали боковую и путевую устойчивость аппарата. При уменьшении балансировочного угла до 30 гиперзвуковое качество ОС улучшалось, возрастая до 1,5. Правда, нагрев ТЗЭ в таком случае заметно увеличивается, но не выше 1700С – рубежа, допустимого для имевшихся в разработке сплавов. Зато возможности бокового маневрирования в атмосфере расширялись: без включения двигателя, в чистом планировании можно было выбирать место посадки в радиусе 1500...1800 км. А с работающим ТРД, предусмотренным в компоновке ОС, расчетная дальность бокового маневра на дозвуковой крейсерской скорости далеко превосходила 2 тысячи километров.

Однако выносливость ОС обеспечивалась не только и не столько жаростойким облачением, сколько его уникальными аэродинамическими характеристиками и совершенными конструкциями. Ведь ОС был рассчитан на спуск с орбиты в режиме самобалансировки на очень больших углах атаки – до 53 при гиперзвуковом качестве 0,8 (чем оно больше, тем лучше возможность бокового маневрирования). При этом основная тепловая нагрузка воспринималась теплозащитным экраном оригинальной конструкции. В таких условиях, как показали тепло-прочностные испытания гиперзвукового аналога «105.13» на специальном стенде, максимальный его нагрев не превышал 1500С, а остальные элементы конструкции, находясь в аэродинамической тени от ТЗЭ, нагревались и того меньше.