  ЮРИЙ ДМИТРИЕВИЧ БЛОХИН  ДМИТРИЙ АЛЕКСЕЕВИЧ РЕШЕТНИКОВ  |
 СБОРКА АНАЛОГОВ
|
 ДУБНЕНСКИЕ АНАЛОГИ "СПИРАЛИ"Для проведения различных видов наземных испытаний было запланировано изготовить следующие экспериментально-технологические изделия: - № 001 – для проведения прочнрстных (статических) испытаний; - № 002 – носовая часть фюзеляжа для отработки средств спасения и жизнеобеспечения; - № 003 - фюзеляж для отработки силовых установок (ТРД и ЖРД); - №004 – комплект агрегатов для испытаний системы управления; - № 005 Отдельные агрегаты планера для тепловых испытаний. Для натурной отработки аэродинамики,газодинамического управления,бортовых систем,характеристик устойчивости и управляемости,оценки тепловых режимов,а также отработки привода и посадки ОС было предусмотрено изготовление трёх аналогов ОС,запускаемых с самолета-носителя ТУ – 95(105-11,105-12 и 105-13).При подготовке производства для изготовления аналогов необходимо было предусмотреть плавный переход к изготовлениюЭПОСа и боевых ОС.В конце 1967г был составлен и утвержден «План-график» и широким фронтом начались работы.Сроки были установлены очень сжатые.!05-11 предусматривалось выкатить на летные испытания в апреле 1969 года,а аналог 105-12 – в начале 1970г. года,а за это время изготовить десятки наименований стапелей,стендов,изготовить и провести натурные испытания огромного числа агрегатов и оборудования– всех бортовых систем и элементов компоновки этих изделий.Это были планы,а реально всё оказалось не так. Одновременно с разворачиванием работ по изготовлению аналогов,нарастало скрытое и открытое противодействие запланированным работам.Об этом мы расскажем на последней странице настоящей Главы сайта.А сейчас,как сказано в одном из источников « В такой ситуации удивительна не постепенная ликвидация работ по «Спирали»,а то,сколь многое.всё-таки удалось сделать».До конца 1970г.было сделано: - изготовлен комплект основных частей планера (головная часть фюзеляжа,консоль крыла с элевонами,киль с рулем направления и т. д. для проведения специспытаний (в том числе тепловых); - планер аналога(изд.001) и проведены его статические испытания; - головную часть фюзеляжа (изд.002); - почти завершена сборка лётного экземпляра дозвукового аналога 105-11; - осуществлена подготовка производства для постройки сверхзвукового аналога 105-12. Изделие 003 решили не изготавливать,а проводить испытания ТРД на стенде в Тураево, Изд 004 вообще выбросили из планов. Сборка дозвукового аналога 105-11 завершилась только в 1974 году.после чего начался этап комплексных испытаний,а с 1975. и первый этап (пробежки и подлёты)лётных испытаний,которые завершились после неудачной посадки с повреждением лыжного шасси.Аналог выполнил только малую долю тех задач,которые на него волагались из-за волевого закрытия программы. Конструкторскую документацию на аналог 105-12 разработали и передали для запуска в производство,причем, не на ДМЗ,а на ТМЗ. только в конце 1975г.Его уже практически сделали – собрали каркас (кроме теплозащитного экрана),начали устанавливать системы и тут последовала команда –бросаем «Спираль»,начинаем делать «Буран»!Аналог 105-12 несколько лет простоял сиротой в одном из цехов завода,пока его не растащили по частям. У гиперзвукового аналога 105-13 был изготовлен только фюзеляж,на котором провели теплопрочностные испытания в ЦАГИ ,которые показали недостатки «горячей» конструкции теплозащиты из-за коробления конструкции и необходимости перехода в будущем на (холодную» конструкцию с защитной теплоизоляционной плиткой,что и было реализовано уже на «Буране».
|
||||||||||
|
ДОЗВУКОВОЙ САМОЛЁТ-АНАЛОГ 105-11. В 1968 г.коллективом ОКБ А.И.Микояна при участии специалистов Дубненского филиала ОКБ практически полностью была разработана рабочая конструкторская документация по дозвуковому аналогу орбитального самолета «105.11», которая была передана на Дубненский машиностроительный завод для запуска в производство.За период с 1968 г. по 1971 г. Дубненский машиностроительный завод изготовил: – комплект составных частей планера (головная часть фюзеляжа, консоль крыла с элевонов, киль с рулем направления, створка воздухозаборника, балансировочные щитки) для специальных испытаний; – планер аналога для статических испытаний; – летный экземпляр дозвукового самолета-аналога «105.11». Натурная головная часть с кабиной пилота использовалась для отработки средств аварийного покидания ЭПОСа летчиком. После передачи головной части в ЦАГИ на ее базе под руководством Рэма Васильевича Студнева был создан первый отечественный пилотажный стенд МК-10 с двумя степенями свободы для отработки ручного пилотирования,включая использование системы газодинамического управления на орбитальном участке полета (разработчик В.В.Горбатенко). Для работы на нем и отработки техники пилотирования аналога ОС в ЦАГИ был прикомандирован летчик испытатель ЛИИ Авиард Гаврилович Фастовец,который впоследствии первым поднял в воздух дозвуковой аналог ЭПОСа.В производстве ЭПОСа основные трудности были связаны с изготовлением силовой фермы планера орбитального самолета.Ферма состояла из нескольких десятков узлов, каждый из которых принимал от четырех до семи направлений усилий от других звеньев фермы.По документации эти сложнейшие узлы предусматривалось изготавливать из новой стали литьем в кокиль. Специалистами завода указанная технология оценивалась как экономический и временной просчет проектантов, поэтому было предложено выполнять узлы по варианту механосборочной конструкции. Именно так конструкцию и делали.Определенную сложность в изготовлении фермы составляли также требования технической документации по обеспечению минимальной угловой и линейной деформации при сварке связей фермы с узлами. Для выполнения этого требования пришлось изготовить специальное приспособление для сборки, сварки и контроля пространственных узлов фермы. Больной вклад в освоение аналога ОС на этапе подготовки производства внесли А.И.Пушкин,А.П.Артеменко, М.И.Слепнев,Н.И.Кошкин и другие и на этапе производства П.В.Суворин, Е.И.Синицын, Г.М.Гарсов, В.Ф.Поляков и дрДозвуковой аналог «105.11» (серийный № 7510511101) был выполнен с опущенными (угол установки V стал отрицательным -5 градусов) фиксированными консолями крыла.Из-за своего характерного внешнего вида аппарат с взлетным весом 4400 кг получил неофициальное имя «лапоть». Он имел присущие самолету аэродинамические органы управления: элероны для управления по крену и тангажу, расположенные на консолях крыла, руль направления на киле для управления по рысканью и специальные отклоняемые щитки на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа для продольной балансировки самолета.Для обеспечения перелетов с одной посадочной площадки на другую и уверенного маневри-рования в полете аппарат был оснащен ТРД РД–36К конструкции П.А.Колесова (также ис-пользовавшимся в авиации ВМФ в качестве подъемного двигателя на палубных штурмовиках вертикального взлета-посадки Як–38). Воздухозаборник был вынесен наверх фюзеляжа перед килем, так как любое друго его расположение исказило бы форму «несущего корпуса».Как уже упоминалось, орбитальный самолет был оборудован четырехстоечным лыжным шасси тарелочного типа. Однако для обеспечения взлета на аналоге «105.11» передние стойки ОС с металлическими тарелками были заменены стойками с жестко фиксированными (не поворотными и не управляемыми) вдоль плоскости симметрии колесами. Допускалось только их дифференцированное торможение. Такой комплект шасси был изготовлен на Горьковском авиационном заводе. Образно такую схему можно представить в виде автомобиля, где передние колеса неуправляемые (но с возможностью их раздельного торможения) и строго фиксированы вдоль оси автомобиля,а вместо задних колес – лыжи.Математическое моделирование такой схемы шасси выявило, что в определенном диапазоне скоростей на разбеге и пробеге движение аналога является неустойчивым и может привести к опрокидыванию аппарата.Указанное обстоятельство связано с большим выносом передних стоек шасси относительно центра масс и большой нагрузкой на них. Возможны были два пути устранения указанной неустойчивости: первое – увеличить контакт задних лыж с поверхностью земли путем установки на их нижней поверхности специальных ножей, лемехов и т.п.; и второе – сделать свободноориентируемыми в путевом движении колеса передних стоек.Первый вариант после несложных расчетов отпал, так как значительно увеличивалось сопротивление движению аналога и тяги двигателя становилось недостаточно для разбега и взлета. Оставался второй путь: менять конструкцию уже готовых передних стоек шасси. В итоге передние стойки стали самоориентрующимися и неубирающимися в полете, так как ниши для убранного положения передних стоек были выполнены только для лыжного шасси. Лыжи на задних стойках шасси имели профилированные |
ГИПЕРЗВУКОВОЙ АНАЛОГ 105-13 Для отработки посадки, бортовых систем, аэродинамики, газодинамического управления и всех систем управления самолетом, а также для тренировки летного состава предполагалась разработка аналога орбитального самолета, точно повторяющего его форму. Такой аналог, сбрасываемый с самолета-носителя Ту–95КМ, с помощью собственных двигателей должен был продолжить полет и позволить отработать условия посадки и полетов до М=6-8 и Н=50-120 км.Так как скорость полета в верхних слоях атмосферы у аналога была в несколько раз меньше орбитальной,то, учитывая щадящие температурные условия, его планировалось построить из обычных конструкционных материалов (стальные, титановые и алюминиевые сплавы). По проекту аналог оснащался силовой установкой, состоящей из двух серийных ЖРД разработки ОКБ–117 с тягой по 11,75 тс каждый (по другим данным, тяга каждого двигателя 13 тс) и одним ТРД 36–35 ОКБ–36 со стендовой тягой 2500 кг и уже существующим оборудованием (на первых экземплярах). ЖРД располагались с углом полуразвала 11 градусов 40 минут в горизонтальной плоскости таким образом, чтобы вектора их тяг проходили через центр масс аппарата. Использование освоенных в производстве агрегатов должно было значительно снизить стоимость и сроки отработки экспериментального орбитального самолета. В дальнейшем планировалось установить на аналог разработанные в ОКБ–2 МАП ускорители, позволяющие довести его скорость до М=12-13, и ряд штатных систем ЭПОСа.Схема подвески аналога под самолетом-носителем соответствовала подвеске принятой на вооружение крылатой ракеты Х–20, поэтому доработка Ту–95КМ также не требовалась Планировавшийся профиль полета выглядел следующим образом. После совместного взлета самолет-носитель Ту–95 в течение часа поднимает аналог на высоту 11-12 км, где на скорости 830 км/час происходит его сброс. Угол установки подвижных консолей крыла в начале полета составляет 20-35 градусов (соответственно 70-55 градусов от горизонтальной плоскости). Включив собственные маршевые ЖРД (под запас топлива 7,15 т использованы все свободные внутренние объемы планера), самолет-аналог через 81 секунду разгоняется до скорости 8000 км/час.Активный участок разгона заканчивается на высоте 48-50 км. К этому моменту два ЖРД успевают сжечь 6625 кг топлива.В ходе дальнейшего полета, проходящего по инерции, аналог достигает максимальной высоты 120 км, имея в этот момент скорость 6800 км/час (М=7,5). В восходящей точке своей траектории аппарат может выполнять маневры с помощью двух ЖРД суммарной тягой 1,5 т и двигателей ориентации (системы газодинамического управления). Вход в атмосферу проис- ходит на скорости 7250 км/час, максимальная перегрузка на этапе спуска достигает 5,3 g. Максимальное качество аппарата на гиперзвуковых скоростях 1,4, балансировочное –1,0. В наиболее теплонапряженных местах обшивка успевает нагреться до 890 градусов С.После возвращения в плотные слои атмосферы, при уменьшении скорости полета до М=2,5, консоли крыла раскладываются в положение 60 градусов, и в диапазоне высот 5-10 км включается ТРД тягой 2,5 т,который при запасе топлива 300 кг может обеспечить дальность полета до 90 км при крейсерской скорости 400 км/час на высоте 500±2000 м.Имея максимальное дозвуковое качество 4,5, аналог осуществляет переход на крейсерский режим полета с углом наклона траектории планирования 12 градусов и вертикальной скоростью около 18 м/сек. Посадочная глиссада имеет наклон 18 градусов, ( качество из-за выпущенного шасси уменьшается до 4), посадочная скорость 250 км/час.При посадочной массе аппарата 4,4 т длина пробега составляет около 1000-1100 м. Программа создания суборбитального пилотируемого аналога «50–11» так и не была реализована в задуманных объемах, но проработанные конструкторские решения по сбросу с самолета-носителя Ту–95КМ были востребованы при постройке и испытаниях дозвукового аналога «105.11». У гиперзвукового аналога «105.13» (серийный № 7510511301) был изготовлен только фюзеляж, который принимал участие в испытаниях ТЗЭ в термобарокамере.В изготовлении все аналоги ЭПОСа были максимально унифицированы – основные конструкторские решения по всем комплектациям аналогов ОС были выполнены в единой сквозной схеме, благодаря которой трудоемкость в производстве при переходе от дозвукового варианта к гиперзвуковому возрастала очень незначительно, да и то потому, что по мере усложнения решаемых задач на борт должно было устанавливаться дополнительное и более совершенное оборудование.Это также позволяло сократить время на подготовку производства самих орбитальных самолетов.Теплопрочностные испытания гиперзвукового аналога «105.13» проводились на специальном стенде КТПИ в ЦАГИ. Они показали, что при спуске в атмосфере при угле атаки 53 градусов при гиперзвуковом качестве 0,8 основная тепловая нагрузка воспринималась ТЗЭ, который нагре-вался до +1500°С. Остальные элементы конструкции, находясь в аэродинамической тени от ТЗЭ,нагревались значительно меньше.Эксперименты показали, что в случае уменьшения угла атаки до 30 градусов гиперзвуковое аэродинамическое качество возрастало до 1,5, существенно увеличивая возможную величину бокового маневра до 1500–1800 км. Но в этом случае нагрев ТЗЭ увеличивался до +1700 градусов С – рубежа, допустимого для имевшихся в разработке сплавов. В процессе наземной экспериментально–стендовой отработки теплозащиты были достигнуты рабочие температуры до +1300 градусов С, однако несмотря на то,что полный цикл испытаний не был завершен, расчетный ресурс теплозащиты оценивался в более чем 50 полетов.Тем не менее, как позднее вспоминал Г.Е.Лозино-Лозинский: «…для металлической теплозащи-ты так и не удалось решить проблему остаточного коробления металла при циклических температурных нагрузках. Становилось очевидно, что теплозащита из жаропрочных сплавов сложна и громоздка в эксплуатации, и решить с ней задачу чрезвычайно тяжело. Нужно искать другие материалы. Керамическая защита, о которой мы получили сведения по «шаттлу», мне показалась намного убедительней. Хотя, приступая к ее созданию, мы были абсолютно «голые короли». Начиная с того, что даже кварцевого песка, из которого можно было сделать тонкие кварцевые нити, у нас в стране не было. Было только задание Министерству геодезии постараться найти месторождение, а пока планировали получать из Бразилии (кварцевая теплозащита американского «шаттла» тоже была изготовлена из бразильского кварцевого песка)».Песок в стране Советов нашелся,и после отработки технологии изготовления кварцевых плиток и их лабораторных испытаний было решено испытать новую теплозащиту в условия реального космического полета. Нужно подчеркнуть, что время ЭПОСА к этому времени уже прошло, и разработчики кварцевого плиточного ТЗП работали уже целиком на «Буран». |
СВЕРХЗВУКОВОЙ АНАЛОГ «105-12» В соответствии с первоначальной программой НИОКР кроме дозвукового аналога «105.11» был также построен аналог ОС для испытаний на сверхзвуковой скорости «105.12» (серийный № 7510511201) К 1974 г. коллективом Дубненского филиала ОКБ Микояна была разработана конструкторская документация на сверхзвуковой аналог орбитального самолета «105.12». Запуск в производство указанной документации был осуществлен на Тушинском машиностроительном заводе (ТМЗ, г.Москва) в связи с принятием решения о смене завода-изготовителя.Тушинский машино- строительный завод в 1976 г. практически полностью изготовил планер сверхзвукового аналога ОС «105.12», который в конечном итоге оказался невостребованным..Он был оборудован уже поворотными консолями крыла, способными изменятьпоперечный угол установки консолей V в диапазоне от +45 градусов до –5 (95 градусов вниз от вертикали) Не исключено, что именно этот максимальный угол раскладки консолей крыла на дозвуковом режиме полета мог быть в конечном итоге принят и для боевых вариантов орбитального самолета.В качестве ракетного ускорителя использовалась первая ступень зе-нитной ракеты С–25, закрепленная в хвостовой части аналога между фюзеляжем и теплозащитным экраном.Разработанный профиль сверхзвукового полета выглядел следующим образом. Сброс с самолета–носителя происходит на высоте 11000 м при скорости М=0,8. Сни-жаясь в планирующем полете, пилот отклоняет управляющие поверхности на 12 градусов для создания кабрирующего момента и на высоте 10300 м при скорости М=0,65 включает ракетный двигатель.Сброс отработавшего ускорителя происходит на высоте 15500 м при достижении скорости М=1,69. В этот момент траектория должна иметь наибольший угол возвышения к горизонту, равный 26 градусов. Дальше аппарат летит по инерции с потерей скорости по траектории,близкой к параболе, поднимаясь в наивысшей точке до 16500 метров.Имея оклозвуковую скорость (М=1), аппарат в этот момент находится практически над ВПП. Затем начинается участок равновесного планирования, в конце которого летчик,выполняя правый разворот на высоте 11000 м (при М=0,7), должен на высоте около 6000 м при достижении скорости 420 км/час запустить турбореактивный двигатель РД36–35К. В случае отказа двигателя летчик совершает правый разворот на 90 градусов и выходит в створ ВПП, после чего совершает планирующую посадку.При нормальном запуске двигателя летчик отворачивает на 90 градусов влево и совершает обычную посадку после выполнения штатной «коробочки». Несмотря на полную готовность сверхзвукового аналога,испытания с его участием так и не проводились. |