Длина, мм 8000

Размах по заднему торцу, мм 4000

Радиус носка корпуса, мм 1500

Площадь плановой проекции, м2 24,00

Мидель корпуса, м2 3,70

Площадь дна, м2 2,80

Стреловидность носовой части, град 74,33

Положение центра тяжести в % к длине 58

Крыло

Площадь поворотных консолей, м2 2,33

Удлинение 1,91

Сужение 3,11

Стреловидность по передней кромке, град 55

Площадь элевонов, м2 1,84

Киль

Площадь, м2 1,70

Удлинение 2,06

Сужение 2,38

Стреловидность по передней кромке, град 60

Площадь руля направления, м2 0,44

Щитки

Площадь, м2 1,785 Размерности ЭПОСа

Корпус

Длина, мм 8000

Размах по заднему торцу, мм 4000

Радиус носка корпуса, мм 1500

Площадь плановой проекции, м2 24,00

Мидель корпуса, м2 3,70

Площадь дна, м2 2,80

Стреловидность носовой части, град 74,33

Положение центра тяжести в % к длине 58

Крыло

Площадь поворотных консолей, м2 2,33

Удлинение 1,91

Сужение 3,11

Стреловидность по передней кромке, град 55

Площадь элевонов, м2 1,84

Киль

Площадь, м2 1,70

Удлинение 2,06

Сужение 2,38

Стреловидность по передней кромке, град 60

Площадь руля направления, м2 0,44

Щитки

Площадь, м2 1,785

ПРОДОЛЖЕНИЕ

  Стыковка ЭПОСА с ракетой-носителем прорабатывалась совместно с ОКБ–1 МОМ и его Куйбышевским филиалом. Был произведен расчет динамики вывода самолета на орбиту и определены выводимый вес самолета (6800 кг) и возможная высота орбиты (до 150 км). При этом для уменьшения возмущающих аэродинамических моментов, действующих на ракету, самолет при выводе на орбиту должен быть оснащен коническим обтекателем, сбрасываемым после отделения первой ступени ракеты. В этом случае никаких существенных доработок по прочности и системе управления ракетой не требуется. Доработке подлежат только стартовые и подъемные устройства с созданием наземных контрольно-проверочных и обслуживающих орбитальный самолет устройств.В первых полетах ЭПОС должен был проверить принципиальную осуществимость газодинамического маневра по изменению плоскости орбиты. Этот маневр должен был стать штатным элементом программы полета боевых орбитальных самолетов в ударном и разведывательном вариантах для обеспечения возможности повторного прохода над целью. Располагаемое количество топлива для выполнения маневра составлял 2000 кг из-за ограничения веса самолета, выводимого на орбиту. Его хватало на 7 минут работы маршевого ЖРД и поворот плоскости орбиты только на 8 градусов. Тем не менее,успех этой операции на ЭПОСе давал бы уверенность в повороте плоскости орбиты на боевых ОС на большие (требуемые) углы.Первый испытательный орбитальный полет должен был выглядеть следующим образом. Сначала, после проверки бортовых систем ЭПОСА в Монтажно-испытательном корпусе на площадке №2 Байконура производится заправка ЭПОСА высококипящими компонентами топлива, затем осуществляется стыковка с РН«Союз».Консоли крыла складываются в стартовое положение («шалашиком на спине»), и после накатки головного обтекателя ракета с космическим аппаратом общей высотой около 37м (из которых 10 м приходится на находящиеся под обтекателем ЭПОС и силовую ферму крепления к РН) вывозится на старт, где проводятся заключительные операции (комплексные проверки, заправка РН, посадка пилота-космонавта в аппарат, предстартовая готовность и т.д.), знакомые нам по пускам других «Союзов».Запуск происходит ранним утром (с 6.00 до 9.00 ДМВ) (ДМВ – декретное московское время) в течении двухтрех часового стартового окна для обеспечения посадки на выбранные аэродромы на территории СССР в светлое время суток.После старта на активном участке полета РН на обтекатель воздействует максимальный скоростной напор 3600 кг/м2, летчик-космонавт испытывает максимальную перегрузку 4,4g. Ракета выводит ЭПОС весом 7 т на низкую рабочую орбиту высотой 130 км, наклонением 51 градус и периодом обращения около полутора часов. Затем аппарат сбрасывает 200-килограмовую соединительную ферму и начинает получасовые проверки бортовых систем, во время которых наземный ЦУП анализирует поступающую с борта телеметрическую информацию, после чего начинается подготовка маневра по повороту плоскости орбиты –проверяются двигатели ориентации (ГДУ), ЭПОС стабилизируется для выдачи импульса. В начале второго витка, в зоне слежения наземных командных пунктов включается маршевый ЖРД, и через 7 минут, «облегчившись» почти на 2 т, аппарат выходит на новую орбиту наклонением 58 градусов 45 минут. На втором витке продолжаются испытания бортовых систем, т.е. идет выполнение программы полета по «мирному освоению космоса», затем начинается подготовка к посадке.Консоли крыла занимают положение для входа в атмосферу (угол поперечного V 60 градусов), ЭПОС ориентируется двигателями вперед, и над Индийским океаном (примерно на расстоянии около 14000 км до аэродрома посадки) включением аварийных ЖРД (с целью их проверки) выдается тормозной импульс для схода с орбиты. Пилот-космонавт производит слив остатков топлива за борт и ориентирует аппарат под требуемым углом атаки для входа в атмосферу со скоростью М=25.Гиперзвуковое маневрирование в атмосфере при используемом среднем качестве 0,9 (при угле атаки 45градусов) может обеспечить зону посадок ±1100 км в любую сторону от плоскости орбиты за счет совершения бокового маневра и до 4000 км в плоскости орбиты. (Максимальное аэродинамическое качество, которым обладает ЭПОС на гиперзвуке, равно К=1,5 при скорости М=6. В последующих полетах конструкторы надеялись повысить среднее качест- во ближе к максимальному значению за счет некоторого снижения угла атаки на гиперзвуковом участке (и соответственно, увеличения температуры нагрева ТЗЭ) для увеличения располагаемой величины бокового маневра до ±1480 км и до 6000 км по дальности в плоскости орбиты).Прохождение участка максимальных тепловых потоков осуществляется с использованием изменения угла крена в пределах от 0 градусов до 60 градусов, что обеспечивает необходимую продольную и боковую дальность и вывод в заданный район посадки. Маневрирование по крену существенно упрощает схему управления и снижает до минимума затраты топлива на газодинамическое управление при спуске. Максимальные перегрузки, испытываемые летчиком на участке спуска, не превышают -1,4 g по оси X (в направлении «грудьспи- на») и +1,4 g по оси Y («голова-ноги»).После снижения скорости до М=10 происходит программное раскладывание консолей до 45 градусов.Следующая окончательная раскладка консолей в максимальное положение (угол поперечного V 30 градусов) происходит на скоростМ=2,5. На расстоянии 60 км до аэродрома запускается ТРД, развиваю-щий тягу 1000 кгс на скорости М=0,35, и с высоты 2000 м начинается участок планирования, на котором самолет осуществляет предпосадочное маневрирование со скоростью около 400 км/час, снижаясь с вертикальной скоростью 18 м/сек по траектории с углом наклона 12 градусов.С высоты 500 м производится заход на посадку. Выпускаемое шасси уменьшает аэродинамическое качество с 4,5 до 4. При посадочном весе 4,5 т самолет выдерживает посадочный угол 14 градусов, касаясь посадочной полосы на скорости 225-250 км/час. Длина пробега еще раскаленного аппарата по грунтовой полосе составляет 1000-1700 м.В конце полосы самолет уже ждут на почтительном расстоянии (все-таки остатки токсичного топлива!) встречающие, да и самолет только что вернулся из плазменной печи, нужно дать ему время остыть… А может быть, посадочная команда, одетая в костюмы химической защиты, быстро разворачивает наземные средства охлаждения корпуса и вентиляции внутренних отсеков? В любом случае это заканчивается выходом устало улыбающегося летчика-космонавта (А ведь никто из отряда наших космонавтов так и не стал по настоящем летчиком-космонавтом, реализовав оба этих термина в одном полете… Немногочисленные счастливцы, слетавшие в космос на американском шаттле, были там только пассажирами…), поздравлениями и объятиями на N-ском аэродроме в западной части СССР... Этого не было… Но это могло бы быть! Такой полет мог реально состояться в начале 1970-х годов! Много позднее, уже в наши дни,когда отшумели все эмоции по поводу закрытия программы ВОС «Спираль», один из конструкторов в беседе с автором сказал: «С ГСР это был еще, конечно, вопрос, а вот с орбитальным кораблем – ЭПОСом – вопросов нет, его реально можно было построить, и он бы сейчас летал…»Добавим от себя – только наверно, все-таки с иной теплозащитой.

КОНЕЦ

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ ОДНОМЕСТНЫЙ ПИЛОТИРУЕМЫЙ

ОРБИТАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ («ЭПОС»)

Наиболее проработанным в аванпроекте «Спираль» был экспериментальный пилотируемый орбитальный самолет – ЭПОС, выводимый в космос ракетой-носителем «Союз».Лозино-Лозинский обоснованно полагал, что если ЭПОС начнет летать в космос, то программе боевых орбитальный самолетов быть, независимо от судьбы и темпов разработки ГСР и ракетного ускорителя. Проектно-конструкторскую документацию по орбитальному самолету выпустили специалисты ОКБ А.И.Микояна под руководством Я.И.Селецкого:

– В.Ф.Павлов, В.П.Завгородный – ферменная конструкция фюзеляжа и теплозащитный экран;

– Н.Н.Веревкин – «горячая» конструкция крыла;

– З.Е.Берсудский – теплопрочностные расчеты;

– Ю.В.Бакшт – четырехстоечное лыжное шасси.

ЭПОС предназначался для натурной отработки аэродинамической компоновки, конструкции и всех бортовых систем, которые в дальнейшем будут применены в боевых самолетах, а также средств и методик, обеспечивающих боевое применение. ЭПОС уже фактически являлся опытным образцом боевого самолета, имея отсек для размещения телеметрической и контрольно-записывающей аппаратуры объемом 2 м3, он легко модифицировался в дневной фоторазведчик путем замены оборудования, предназначенного для летно-конструкторских испытаний, на спецоборудование для фоторазведки.ЭПОС был оборудован комбинированной двигательной установкой,включающей в себя:

– ЖРД орбитального маневрирования тягой 1500 кгс для выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты. Топливная система двигателя состояла из двух баков - горючего и окислителя. Рабочее давление в вытеснительной системе подачи компонентов топлива в ЖРД создавалось сжатым гелием;

– два аварийных ЖРД (для выдачи дублирующего тормозного импульса)с тягой в пустоте по 16 кгс каждый,работающие от топливной системы основного ЖРД. В случае наличия остатков топлива в баках после выдачи тормозного импульса летчик должен был слить топливо за борт с исполь- зованием вытеснительной системы на сжатом гелии;

– блок ЖРД для газодинамического управления (ГДУ) ориентацией самолета на орбите и спуске (ЖРД своей работой «помогают» управляющим аэродинамическим поверхностям до скорости М=3), состоящий из 6 двигателей грубой ориентации с тягой по 16 кгс каждый и 10 двигателей точной стабилизации с тягой 1 кгс каждый. Блок управляющих двигателей имел автономную вытеснительную топливную систему, состоящую из 2-х баков. При отказе ЖРД точной ста-билизации их дублируют двигатели грубой ориентации;

– ТРД со стендовой тягой 2000 кг для полета на дозвуке и посадки. Этот двигатель является развитием подъемного двигателя 36–35, выпускавшегося в ОКБ–36 для корабельных истребителей вертикального взлета Як–38.Он был выбран из-за малого удельного веса, равного 0,04 кг/кг тяги вместо 0,2 который имеют лучшие маршевые ТРД, и малого удельного расхода топлива. Топливо для двигателя – керосин. Топливная система состоит из двух баков с наддувом гелием. В основании киля расположен регулируемый воздухозаборник ковшового типа.Створка воздухозаборника открывается только перед запуском ТРД. Система управления ТРД обеспечивает диапазон плавного регулирования тяги от «малого газа» до «максимала».

Оборудование самолета состоит из следующих основных систем:

– источников электроэнергии;

– системы навигации и управления;

– системы жизнеобеспечения летчика;

– системы аварийного спасения летчика в случае катапультирования(именно так написано в аванпроекте,хотя мы понимаем, что катапультирование – это и есть аварийное спасение летчика);

– системы термостатирования отсеков оборудования и кабины;

– системы радиосвязи с коротковолновой КВ и ультракоротковолновой ДЦВ радиостанциями и внешними антенно-фидерными устройствами;

– радиотелеметрической системы измерений на базе станции РТС–9 с магнитными накопителями, обеспечивающей регистрацию на борту самолета 350 параметров;

– электрической трехпозиционной системы управления крыльями;

– системы индикации всех необходимых параметров для летчика на приборной доске и пультах кабины,включающей: указатель аварийного момента торможения (УАМТ), указатель скорости, индикатор пространственного положения (ИПП), дублер авиагоризонта ДА–200, указатель угловых скоростей, указатель высоты, навигационный индикатор, указатель перегрузок, счетчик дальности,часы и индикацию времени, указатель исполнения программ, блок введения программ, указатель положения шасси и крыльев, сигнализаторы контроля системы жизнедеятельности, вольт амперметр, прибор контроля ТРД,комплексное табло сигнализаторов состояния бортовых систем,приборы включения и выключения ЖРД и двигателей газодинамической системы управления, прибор контроля ЖРД и двигателей газодинамической системы управления, пульт управления аварийным сливом топлива ЖРД.Система индикации, средств контроля и управления обеспечивает возможность выполнения летчиком основных задач по управлению орбитальным самолетом и его бортовыми системами на всех этапах полета:

– проведение астро- и радиокоррекции навигационной системы;

– осуществление ручной ориентации и стабилизации самолета в орбитальном полете;

– контроль работы всех систем;

– управление по директорным приборам на этапе привода и посадки.

Выбранный интерьер кабины орбитального самолета позволяет рационально использовать объем и форму кабины и реализовать функционально оправданную компоновку кабины,снижающую утомляемость летчика и обеспечивающую удобную стыковку средств индикации с различными системами орбитального самолета. Входящие в состав системы индикаторы обеспечивают летчика информацией в достаточном объеме и виде, удобном для восприятия. Ряд индикаторов выполняет совмещенные функции на различных этапах полета, что уменьшает их общее потребное количество.Для аварийного спасения пилота на любом участке полета в конструкции ОС предусматривалась отделяемая кабина-капсула фарообразной формы, имеющая собственные пороховые двигатели для отстрела от самолета на всех этапах его движения от старта до посадки. Капсула со всеми средствами спасения и жизнеобеспечения летчика разработана ОКБ–918 по техническому заданию ОКБ–155. Процесс катапультирования капсулы осуществляется в направлении «вперед-вверх», что позволяет спасать пилота не только во время полета на ГСР, но и на участке выведения с помощью РН «Союз».Для этого на ракете применен специально спрофилированный головной обтекатель с открытым проемом для выхода капсулы. В процессе катапультирования капсулы сначала на самолете распахиваются в разные стороны верхние панели обшивки перед кабиной, освобождая выходной проем. Затем кабина начинает движение за счет механического толкателя по рельсовым направляющим (длиной 30 см), являющимся частью силовой фермы самолета, для исключения соударений, потом створки сбрасываются, после чего включают-ся пороховые двигатели, осуществляющие увод капсулы от самолета.Капсула снабжена управляющим двигателями для входа в плотные слои атмосферы, радиомаяком, аккумулятором и аварийным блоком навигации, который позволяет проводить грубую навигацию на орбите.После выдачи тормозного импульса отработавшие пороховые двигатели вместе с блоком навигации отделяются от капсулы перед входом в плотные слои атмосферы. Приземление осуществляется с помощью парашюта со скоростью 8 м/с, поглощение энергии на этой скорости при ударе о земную поверхность производится за счет остаточной деформации специальной конструкции угла капсулы,заполненного сминаемыми сотами.Перегрузки, действующие на летчика, лежат в пределах физиологических норм. Система жизнеобеспечения создает нормальные условия для работы летчика и состоит из скафандра и системы терморегулирования кабины. Скафандр обеспечивает регенерацию, очистку и осушку воздуха, кислородную подпитку и отвод излишков тепла. Система терморегулирования кабины обеспечивает нормальные внутренние температурные условия.При загерметизированной кабине и открытом шлеме скафандра нормальные жизненные условия для летчика создаются совместной работой системы скафандра и системы терморегулирования кабины.В случае разгерметизации кабины минимально-необходимые жизненные условия для летчика создает система скафандра. В этом случае выполнение полетного задания должно быть прекращено после завершения текущего витка.Обзор из кабины обеспечивается двумя теплостойкими двойными стеклами площадью по 24 дм2. Стекла обеспечивают видимость при спуске и посадке до угла атаки 18 градусов включительно, что подтверждено макетными испытаниями. Вес отделяемой полностью снаряженной кабины с оборудованием, системой жизнеобеспечения, системой спасения кабины и пилотом 930 кг, вес капсулы-кабины при автономном приземлении 705 кг.В целом, благодаря выбранным характеристикам отделяемой кабины исхеме размещения ее на самолете,составе и функциях ее подсистем, устройство отделяемой кабины получилось относительно простым, что является необходимым условием обеспечения высокой надежности. В заключении ЛИИ им. М.Громова по аванпроекту особо отмечаются следующие достоинства системы аварийного спасения:

– постоянная готовность к работе;

– обеспечение необходимых условий жизнедеятельности пилота в сложных условиях на месте приземления;

– исключение необходимости установки фонаря кабины орбитального самолета как отдельного конструктивного агрегата.

Система навигации, автоматического и ручного управления орбитального самолета позволяет осуществлять все необходимые в полете операции:

– строить и удерживать точную ориентацию аппарата на орбитенеобходимую при выполнении целевых задач, осуществлении маневра по изменению плоскости орбиты и при выдаче тормозного импульса для спуска с орбиты;

– управление траекторией самолета при спуске в атмосфере и при заходе на посадку (выведение самолета на направление посадочной полосы);

– ручную посадку на заданный аэродром в ночных и сложных метеоусловиях.

Система навигации и автоматического управления (СНАУ) состоит из автономной астроинерциальной системы навигации, из бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ),ЖРД газодинамического управления,астрокорректора, оптического визира и радиовертикали-высотомера.Единая БЦВМ предназначена для сбора и обработки исходной информации, поступающей от бортовых и наземных средств и определения данных, необходимых для систем автоматического и ручного (директорного) управления. Отметим, что при проектировании ОС впервые в практике отечественной авиации создавалась интегрированная система навигации и управления, причем в варианте орбитального самолета-разведчика интеграция охватывала и целевое оборудование.Точность ориентации самолета при выполнении ответственных опе-раций (фотографирование, астрокоррекция и маневрирование на орбите) обеспечивается в пределах 0 градусов 15 угловых минут по всем трем осям с ее удержанием в пределах угловых скоростей до 1,5 угловых минут в секунду. По другим данным,при ведении фоторазведки СНАУ поддерживает пространственную ориентацию с точностью до ±5 минут по трем осям, с остаточными угловыми перемещениями не более ±0,5 угловых минут в секунду по всем осям.Во всех остальных случаях обеспечивается точность орбитальной ориентации с ошибкой не более 1 градуса по всем осям. Система СНАУ,освобождая летчика от работы по   управлению самолетом на орбите, обеспечивает оперативность его работы по выполнению основной боевой задачи.Облегчая работу летчика, СНАУ не заменяет его, оставляя пилоту принятие решения о необходимости выполнения маневра по изменению плоскости орбиты для повторного прохода над целью, выполнение боевой задачи и последующей посадки,а также контроль за работой автоматики. При необходимости летчик может дублировать своими действиями автоматику, что существенно повышает надежность выполнения задания. Без летчика невозможно реализовать основного преимущества пилотируемого орбитального самолета – оперативности действий.Алгоритм управления СНАУ на участке схода с орбиты основан на методе пространственного управления траекторией при снижении в атмосфере посредством изменения угла крена при неизменном (балансировочном) угле атаки. К моменту написания аванпроекта «Спирали» такой алгоритм управления на участке спуска в атмосфере уже был предложен для спускаемых аппаратов космических кораблей «Союз» и американских «Аполлонов», имевших малое аэродинамическое качество (К<1), но для крылатых космических кораблей он был предложен впервые. Этот алгоритм, позволяющий получить требуемые из условий нагрева, прочности и устойчивости траектории и осуществить боковое маневрирование в заданных пределах, оказался настолько удачным,что впоследствии он был принят в качестве штатного для всех крылатых спускаемых аппаратов и космических кораблей (БОР–4, БОР–5, «Буран» и«Спейс Шаттл»).

При проектировании СНАУ для «Спирали» впервые были сформулированы принципы построения радиотехнической микроволновой системы посадки. В ОКБ Микояна и в Московском институте электромеханики и автоматики были созданы первые полунатурные стенды для отработки и СНАУ на дозвуковых участках полета орбитального самолета. Предельные значения разбросов точек вывода к моменту коррекции бортовой СНАУ не превышают 80-100 км. Алгоритм управления в горизонтальной плоскости основан на принципе вывода орбитального самолета в район посадки с вектором скорости, направленным вдоль ВПП, что достигается выбором точек переключения крена,определяемых по текущим параметрам движения для угла крена, заданного контуром управления в вертикальной плоскости.Для гарантированного вывода самолета на посадочную полосу заданного аэродрома в сложных метеоусловиях предусматривается радиокоррекция фактических ко ординат самолета после выхода его из плазмы на высоте 50-55 км(М=11-12) с помощью бортовой аппаратуры «Ромб-50» и БЦВМ, использующей информацию штатных аэродромных радиомаяков и перспективных (напомним, речь идет о 1966 г.) радиотехнических средств. Это позволяет летчику и автоматической системе управления полностью компенсировать инструментальные ошибки системы навигации до подхода к аэродрому и вывести самолет на направление посадочной полосы с динамическими ошибками не более 4-6 км на дальности 35-40 км от аэродрома и осуществить заход на посадку с работающим ТРД по курсо-глиссадной зоне радиомаяка.Для управления траекторией самолета при спуске помимо основной автоматической системы управления предусматривалась резервная упрощенная ручная система управления по директорным сигналам.

СМ.ПРОДОЛЖЕНИЕ