«Спираль» («50»)
воздушно-орбитальная система

История проекта

    Система, расчетной массой 115 т, состояла из многоразового гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР), несущего на себе орбитальную ступень, состоящую собственно из многоразового ОС и одноразового 2-х ступенчатого ракетного ускорителя.
    Рассматривая различные варианты будущей АКС, конструкторы остановились на двух вариантах ГСР с четырьмя многорежимными ТРД, работающими на жидком водороде (перспективный вариант) или на керосине (консервативный вариант). ГСР применялся для разгона системы до гиперзвуковой скорости М=6 для 1-го варианта или М=4 для 2-го варианта, разделение ступеней системы предполагалось произвести на высоте 28-30 км или 22-24км соответственно.
    Гиперзвуковой самолет-разгонщик представлял собой самолет-бесхвостку, длиной 38 м, с крылом большой стреловидности типа двойная дельта размахом 16,5 м, с вертикальными стабилизирующими поверхностями на концах крыла. Блок ТРД располагался под фюзеляжем и имел общий регулируемый воздухозаборник. Использование интегрированного гиперзвукового воздухозаборника, использующего для сжатия практически почти всю переднюю часть нижней поверхности крыла, было принципиально новой идеей. Новыми должны были стать и многорежимные двигатели, работающие во всем диапазоне скоростей от взлетной до М=6. Особенностью этих ТРД генерального конструктора А.М.Люлька являлось использование паров основного топлива (водорода) для привода компрессора ТРД, что в сочетании с размещенным испарителем Н₂ на входе в компрессор делает схему ТРД высокоэффективной. Таким образом, была успешно решена проблема создания силовой установки без комбинирования ТВРД, ГПРД и ТРД. В консервативном варианте самолет должен был оснащаться серийными ТРД РД-39-300. Управление было чисто аэродинамическое, с помощью рулей направления на килях, элевонов и посадочных щитков. Кабина 2-хместная, герметичная, с катапультируемыми креслами пилотов. В верхней части фюзеляжа ГСР в специальном ложе крепился собственно орбитальный самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями.
    Одноместный ОС длиной 8 м и весом 8-10 т (в зависимости от назначения) предназначен был для вывода на околоземную орбиту высотой порядка 130 км грузов весом 0,7-2т. Самолет выполнен по схеме Lifting Body, т.е. типа несущий корпус треугольной формы в плане. Он имел стреловидные консоли крыла, которые при выведении и в начальной фазе спуска с орбиты были подняты до 45° от вертикали, а при планировании поворачивались до 95° от вертикали. Размах крыла в этом случае составлял 7,4 м. Аэродинамическое качество возрастало до 4-х, что с учетом тяги вспомогательного ТРД, работающего на керосине, обеспечивало маневр по дальности и азимуту 2000км.
    Для выведения ОС на орбиту после отделения от ГСР имелся одноразовый ускоритель, представляющий собой 2-х ступенчатую ракету массой 52,5 т с кислородно-водородным или кислородно-керосиновым ЖРД. Блок выведения состоял из топливного бака, в котором размещались основные компоненты кислород-керосин, и двух ЖРД с тягой каждого около 100 тонн (Генеральный конструктор В.П.Глушко). Эта комбинация (бак и двигатели) после вывода орбитального самолета в намеченную точку отделялась и падала в заданную точку мирового океана.
    Для маневрирования ОС на орбите использовался основной ЖРД тягой 1500, а также два аварийных тягой по 40 кгс. Для ориентации и управления служили микродвигатели с автономной системой подачи топлива - малоразмерные ЖРД в двух блоках по 3 сопла тягой 16 кгс и 5 сопел тягой 1 кгс. Все двигатели ОС работали на высококипящем топливе - это азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин (АТ-НДМГ). Количество топлива, которое при этом требовалось системе управления, определялось из длительности делового полета порядка двух суток.
    Аварийное спасение пилота ОС предусматривалось на любом участке полета с помощью отделяемой кабины-капсулы фарообразной формы, имеющей систему катапультирования из ОС, навигационный блок, парашют и тормозные двигатели для входа в атмосферу, в случае невозможности возвращения на Землю с орбиты всего самолета. В атмосфере же летчик мог катапультироваться из кабины.
    Для защиты фюзеляжа от термодинамического нагрева при входе в атмосферу в конструкции был предусмотрен теплозащитный экран (ТЗЭ) оригинальной конструкции. Как показали тепло-прочностные испытания гиперзвукового аналога «105.13» на специальном стенде КТПИ, максимальный его нагрев не превышал +1500°C, а остальные элементы конструкции, находясь в аэродинамической тени от ТЗЭ, нагревались и того меньше. Поэтому в производстве аналогов можно было применять титановые - и даже в отдельных местах алюминиевые - сплавы без специального покрытия, что значительно удешевляло конструкцию по сравнению с более поздним «Бураном». Чтобы избежать разрушения от быстрого нагрева в процессе входа в земную атмосферу, экран должен был обладать прежде всего высокой пластичностью, какую мог 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 ВНС, 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 был рассчитан на спуск с орбиты в режиме самобалансировки на очень больших углах атаки - до 53° при гиперзвуковом качестве 0,8. В режиме спуска до входа в плотные слои атмосферы поворотные консоли крыла занимали почти вертикальное положение (60^о к горизонту), становясь своего рода килями. В результате они оказывались в значительной степени защищенными от аэродинамического нагрева, а также существенно улучшали боковую и путевую устойчивость аппарата. Для улучшения посадочных характеристик, на последнем, атмосферном участке спуска была предусмотрена перебалансировка аппарата на малые углы атаки путем поворота консолей из фиксированного килевого положения в фиксированное крыльевое. Аэродинамическое качество в дозвуковом полете с разложенными консолями крыла возрастало до 4, а соответственно увеличивалась и дальность планирования. Как только космоплан снижал скорость до дозвуковой, открывался воздухозаборник в основании киля и набегающим потоком воздуха запускался ТРД. В отличие от спускаемых аппаратов космических кораблей, пилот ракетоплана мог совершить горизонтальный маневр до 600-800 км от траектории спуска.
    При уменьшении на спуске балансировочного угла до 30° гиперзвуковое качество ОС улучшалось, возрастая до 1,5. Правда, нагрев ТЗЭ в таком случае заметно увеличивается, но не выше +1700° - 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 ЭПОСа, расчетная дальность бокового маневра на дозвуковой крейсерской скорости далеко превосходила 2 тысячи километров.
    Штатная посадка осуществлялась на 4-х стоечное лыжное шасси, убираемое в боковые ниши корпуса (передние опоры) и в донный срез фюзеляжа (задние опоры). Стойки шасси расставлены довольно широко и должны были обеспечить посадку практически на любой грунт.

Использованы материалы, любезно предоставленные В.Лукашевичем - webmaster'ом Buran.ru

Источники информации:

1. История и самолеты ОКБ МиГ / ООО «Крылья России», АНПК «МиГ», 1999, CD-ROM /
2. Авиационно-космическая система СПИРАЛЬ: подробности/ BURAN.RU /
3. Проект «Спираль». В.В.Лебедев / BURAN.RU /
4. В космос на крыльях. Техника Молодежи №1
5. Моя небесная жизнь / В.Меницкий, Москва, 1999 /
6. «Энциклопедия астронавтики» М.Уэйда
7. Энциклопедия «Космонавтика». А.Б.Железняков