30 лет несостоявшемуся полету

Главный конструктор воздушно-космической системы «Спираль» Г.Е.Лозино-Лозинский, как известно, подписал готовый аванпроект 30 июня 1966 г. Согласно проекту, проведение летных испытаний полностью укомплектованной системы планировалось на 1973 г… Со времени несостоявшегося первого полета прошло 30 лет. 

    Программа воздушно-космической системы (ВКС) «Спираль»… Когда начинаешь внимательнее изучать материалы по этому проекту, складывается впечатление, что разработчики излишне много внимания уделяли непосредственно космической части (орбитальному самолету, ОС) и очень мало – транспортной (гиперзвуковому самолету-разгонщику (ГСР) и ракете-носителю). Так что же представляли из себя ГСР и РН?
   Известно, что в эскизном проекте (ЭП) системы «Спираль» представлены два варианта ГСР – развивающий предельную скорость, соответствующую числу М=4 (условно назовем его «консервативным»), с двигателями, работающими на керосине, и развивающий скорость М=6 (назовем его «перспективным»), с двигателями на сжиженном водороде. Двигательная установка (ДУ) обоих вариантов функционировала с самого старта до момента отделения от ГСР «ракетно-орбитальной части».
   Двигатель для «консервативного» варианта проектировало ОКБ-300 (В 1966 г. ОКБ-300 было переименовано в Московский машиностроительный завод «Союз»; до 1973 г. его возглавлял С.К.Туманский, а затем О.Н.Фаворский. Ныне предприятие носит наименование АМНТК «Союз». – Ред.) – предприятие, знаменитое разработкой самого «быстрого» отечественного ТРДФ Р15Б-300 для истребителя-перехватчика МиГ-25.
   Это был одноконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ). Новая разработка получила индекс Р39-300. Работами руководил, по всей вероятности, Григорий Львович Лифшиц, в то время – первый заместитель генерального конструктора ОКБ-300.
   Техническое предложение (ТП) на двигатель было выдано заказчику в 1966 г. (К сожалению, оригинал этого документа был уничтожен в начале 1980-х годов, поэтому все характеристики двигателя Р39-300 доступны лишь благодаря сохранившимся рабочим записям заместителя генерального конструктора АМНТК «Союз» А.Н.Наумова, в то время – молодого конструктора ОКБ-300. – Ред.) После закрытия темы работы по данному двигателю в ОКБ-300 продолжения не имели: кроме «Спирали» ему не было другого применения.
   Если «керосиновый» двигатель представлял собой давно освоенный ТРДФ, то «водородный» был уникален – наша промышленность ни до, ни после этого ничего похожего не делала (Экспериментальные образцы подобных двигателей впоследствии разрабатывались лишь в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ) и ни разу не доводились до постройки хотя бы опытного образца. – Ред.). ТЗ на его создание получило ОКБ-165 А.М.Люльки (Ныне – НТЦ имени А.М.Люльки в составе НПО «Сатурн» - Ред.). Тому были свои причины. В ОКБ функционировал мощный Перспективный отдел. Его начальником в то время был А.В.Воронцов; в состав отдела входили перспективно-расчетный отдел (начальник Ю.Н.Бычев, в его подчинении находилось около 15 сотрудников) и перспективно-конструкторский отдел (начальник К.В.Кулешов; численность этого отдела была на два-три человека больше) (По воспоминаниям Н.С.Дембо, конструктора НТЦ им. Люльки, в то время – аспиранта МАИ и молодого сотрудника перспективно-расчетного отдела ОКБ-165. – Ред.).
   Двигатель получил индекс АЛ-51 (в это же время в ОКБ-165 разрабатывался ТРДФ третьего поколения АЛ-21Ф, и для нового двигателя индекс выбрали «с запасом», начав с круглого числа «50», тем более что это же число фигурировало в индексе темы).
   В первые дни, когда ОКБ А.Люльки только получило ТЗ на двигатель и его схема была не ясна, из ЦИАМа приехал С.М.Шляхтенко (через год он стал начальником института) с некоим иностранным журналом (возможно, Flight или Interavia), в котором была опубликована схема «испытанного в США ракетно-турбинного пароводородного двигателя (РТДп)». Судя по небольшой сопроводительной статье, двигатель имел весьма привлекательные характеристики, в т.ч. очень высокий удельный импульс.
   Шляхтенко возбужденно потрясал журналом и восклицал: «Смотрите – они уже и сделали, и испытали, и полетит не сегодня-завтра! А мы чем хуже?» Конструкторы приняли вызов.

Рис1.Эффективность различных типов двигателей на водородном горючем в зависимости от скорости полета

   Предельные тяговые характеристики газотурбинного воздушно-реактивного двигателя традиционной схемы диктует температура газа на турбине: если она выше температуры плавления материала лопаток, то турбина просто сгорит. А из предельной температуры газа на турбине естественным образом можно получить предельную скорость полета аппарата с такой ДУ: чем быстрее летишь, тем горячее воздух в воздухозаборнике и перед компрессором.
   Перейти на «двигатель комбинированного цикла» (т.е. до определенной скорости он работает как ТРД, а затем газотурбинный тракт закрывается и двигатель переходит на режим «прямоточки») тогда не решились. На первый взгляд такая ДУ казалась сложнее, а на тех технологиях была еще и значительно тяжелее. Фактически разработчики планировали создать «обычный» турбокомпрессорный «движок», но только разогнать его до предельных характеристик. «Вылизыванием» идеальных характеристик в данном случае не занимались: экономичность у ТРДФ столь велика по сравнению с ЖРД, что даже если газотурбинный двигатель будет хуже идеала в 2 раза, то он все равно будет все еще впятеро экономичнее ракетного.
   При «тогдашних» конструкционных материалах в ТРДФ могли обеспечить нормальное сгорание в камере и разницу температур между воздухозаборником и турбиной в диапазоне скоростей до М=4. В принципе даже сейчас эта граница поднялась не сильно: при использовании самых совершенных технологий – керамики, композитов, охлаждаемых лопаток турбины – ее можно приподнять еще, скажем, до М=5, не больше. Для керосина это предел. Водород же хорош тем, что у него гигантский охлаждающий потенциал, который можно использовать для охлаждения воздуха в воздухозаборнике (во-первых) и лопаток турбины (во-вторых).
   В проекте РТДп даже этого не нужно было делать: двигатель отличался от классического турбореактивного тем, что турбина убрана из газовоздушного тракта, ее вращает горячий водород, а она, в свою очередь, приводит во вращение компрессор, который подает воздух в камеру сгорания. При разделенных трактах можно значительно поднять давление в сопле, а следовательно, и экономичность (удельный импульс) двигателя.
   Поскольку горячий водород берется из теплообменника (который либо выставлен в воздухозаборник, в горячий поток набегающего воздуха, либо вписан в камеру сгорания), основная проблема РТДп, как представляется, была не в каких-то экзотических конструкционных материалах, а в эффективном теплообменнике. Он должен быть спроектирован так, чтобы не очень загромождать тракт и не создавать больших аэродинамических потерь, но в то же время обеспечивать прогрев водорода. Собственно, исследования в этой области велись и ведутся в ЦИАМе все эти годы, но манящий конструкторов «идеальный» теплообменник пока так и не разработан.
   Первые же проработки показали, что действительно схема очень привлекательная и параметры получаются просто фантастические. На базе вспыхнувшего энтузиазма довольно быстро «нарисовали» Головной том ТП, который был подписан в 1966 г. и отправлен в ОКБ-155 Г.Е.Лозино-Лозинскому.
   В дальнейшем проект постоянно дорабатывался. Можно сказать, что он находился в состоянии «перманентной разработки»: постоянно вылезали какие-то неувязки – и все приходилось «доувязывать». В расчеты вмешивались реалии – существующие конструкционные материалы, технологии, возможности заводов и т.д. В принципе на любом этапе проектирования двигатель был работоспособен, но не давал тех характеристик, которые хотели получить от него конструкторы. «Дотягивание» шло в течение еще пяти-шести лет, до начала 1970-х, когда работы по проекту «Спираль» были закрыты.
   От двигателей перейдем к общей концепции самолета-разгонщика. Здесь тоже много вопросов. К сожалению, в имеющихся открытых публикациях не вполне внятно указано, кто же должен был делать ГСР.
   Наиболее распространенная точка зрения – ОКБ А.Туполева. В.Мясищев в то время возглавлял ЦАГИ, С.Ильюшин не имел в заделе аналогичных разработок. Теоретически заниматься разгонщиком мог и П.Сухой, его ОКБ именно в то время занималось проектированием довольно родственного Т-4, но никаких сведений, указывающих на это, авторам найти не удалось. А.Туполев был бы очень даже кстати – вплоть до начала 1960-х гг. он вел разработки военных ВКС, строившихся по аналогичной со «Спиралью» идеологии: самолет-разгонщик, ракета-носитель и маленький орбитальный самолет-космоплан на одного-двух человек. Но! Это были «подвесные» (В «Спирали» ракета «сидит верхом» на ГСР, в разработках А.Туполева – «под брюхом» самолета-разгонщика. – Ред.) системы, и разрабатывал их Туполев по своим, оригинальным проектам.
   Что касается РН, то здесь бытует мнение, что ее проектировало ОКБ С.Королева. И опять никаких – хотя бы косвенных – подтверждений этому авторам найти не удалось. Видимо, это мнение рождено своего рода «привычкой»: раз ракета – значит, Королев…
   На самом же деле всю «Спираль» – и ГСР, и ОС, и даже РН – должны были разрабатывать в ОКБ-155 (Косвенное подтверждение – ни у одного «ракетного» КБ на тот момент времени не было разработок, по характеристикам близких к РН «Спирали». – Ред.). Г.Лозино-Лозинский «курировал» всю тему, именно у него были «вожжи в руках». По большому счету, вся «связка» конструкторов очень походила на ту, которая разрабатывала МиГ-25. Главным компоновщиком системы был Я.Селецкий. Микоян в основном поддерживал разработку своим именем. Он считал, что это очень перспективно и что, если его «фирма» застолбит эту тему, это даст огромное преимущество перед всеми остальными КБ.

Рис2.Хвостовая часть ГСР: четыре двигателя работали на общее сопло внешнего расширения (и это за 30 лет до «линейного аэроспайка» Х-33!)

    Однако очень быстро стараниями того же Г.Лозино-Лозинского «центр тяжести» разработки «переполз» от проектирования системы к отработке ее единственного элемента – орбитального самолета, который стал предлагаться на запуск с помощью «обычной» РН вертикального пуска. Видимо, Г.Лозино-Лозинский четко отслеживал конъюнктуру и вполне понимал, что если этот ОС залетает «сам по себе», то его можно будет потом пускать «на всем».
   Кажется, что самолет-разгонщик ни у кого не вызывал вопросов. Ни один из участников разработки ни на одном из этапов не усомнился в его реализуемости.
   Установить точную причину закрытия темы сейчас сложно. Нельзя сказать, что разработчики «просто закопались в сложностях». Если бы приняли окончательное решение и установили жесткие сроки, то ВКС (возможно, с более «приземленными» характеристиками) была бы построена. К сожалению, ничего, кроме политики, здесь не усматривается. Может, были и еще какие-то причины, но они не известны ни авторам данного материала, ни опрошенным разработчикам системы «Спираль».
   Представляется возможной такая версия: работу прекратили, так сказать, «за отсутствием предмета подражания». Она ведь начиналась как ответ на американский DynaSoar. Но к середине 1960-х (а тем более к началу 1970-х) наблюдался «реверс», и аналогичные разработки перешли «с железа на бумагу».
   Поскольку решения о финансировании, по большому счету, принимали «наверху», где тогда смотрели на Запад, как на икону, вполне могли сказать: «За рубежом не делают, зачем же делать нам?» Никаких технических и технологических «тормозов» не было, все могли сделать до конца. А вот почему не сделали? Кто знает...
   ЦИАМ из темы шестимаховой ДУ так и не выходил. Под эту задачу организовали отдел, который до сих пор занимается гиперзвуковыми двигателями. И «доэволюционировали» они вот до чего: нарисовали очень красивую схему возможных режимов существования разного рода воздушно-реактивных двигателей в зависимости от скорости. Из нее видно, что самые быстродействующие гиперзвуковые водородные двигатели лучше, чем ЖРД, примерно до 12–14 «махов». Возможно, и больше, но все дело в том, что диапазон скоростей до М=8 сегодня уже считается более или менее известным: не все и не при всех условиях, но в этом диапазоне еще что-то можно испытать на земле. А что будет дальше – еще не очень понятно, так как воздухом с такими характеристиками на земле «дуть» попросту неоткуда (одна только скорость потока чего стоит – 3000 м/с и более!), здесь может помочь только летный эксперимент.
   Для двухступенчатых АКС в ЦИАМе построили график массы и стоимости полезной нагрузки в зависимости от применяемого двигателя и получаемой скорости разделения ступеней. С учетом возможностей сегодняшних технологий получилось, что оптимум полезной нагрузки будет тогда, когда мы не будем «залезать» за 6–6.5 «махов».
   С другой стороны, эту же идею «подпирает» мысль, что «шестимаховый» гиперзвуковой пассажирский лайнер за 2–3 часа может достигнуть фактически любой точки Земли. Это время – оптимальная продолжительность т.н. «деловой поездки одного дня»: слетал туда, что-то там решил, вернулся обратно, в тот же день ты снова дома и не так сильно утомился (во всяком случае, это гораздо симпатичнее, чем 12–14 часов беспосадочного перелета на дозвуковом лайнере сейчас…).
   В воздухе витает идея двуцелевой разработки: во-первых, самолет-разгонщик для воздушно-космической системы и, во-вторых, гиперзвуковой пассажирский лайнер. Надо сказать, что такая концепция обрела актуальность лишь в последнее время: такие проекты появились после 1980 г. А до этого никто серьезно ни о каких пассажирах даже и не думал. Рассуждали так: у нас есть «гипервзуковик», он может выполнять только две функции: либо выводить что-то на орбиту, либо бомбить с большой скорости. Причем желательно, чтобы и бомбить тоже с орбиты.
   Самое интересное, что «шестимаховые» разработки ЦИАМа в настоящее время находятся на стадии полной готовности к переходу в производство. Тайн и камней преткновения – ни технологических, ни конструктивных – не осталось... Вообще. Не хватает лишь, как обычно, денег…

О.Лазутченко, А.Борисов специально для «Новостей космонавтики» Рисунки В.Некрасова
Spacenews.ru