Текст
                    Вадим Лукашевич и Игорь Афанасьев
пйёМЙЧЕСКИЕ КРЫЛЬЯ

В. П. Лукашевич, И. Б. Афанасьев Космические крылья «ЛенТа Странствий» Москва 2009
УДК 629.782 ББК 39.62 Л 84 Авторы: В. Лукашевич (главы 10-21); И. Афанасьев (Предисловие, главы 1-9); Глава 22 написана авторами совместно Автор вступительной статьи В. Гудилин Л84 Космические крылья В. Лукашевич, И. Афанасьев Автор вступительной статьи: В.Гудилин Ответственный редактор: И.Лисов М.: ООО «ЛенТа Странствий», 2009. - 496 с.: ил. ISBN 978-5-85247-317-2 Книга посвящена этапу возникновения и развития крылатых ракетно-космических систем, которые рождались на «стыке трех стихий» - авиации, ракетной техники и космонавтики, и вобрали в себя не только конструктивные особенности данных видов техники, но и весь ворох сопровождающих их технических и военно-политических проблем. Подробно излагается история создания воздушно-космических аппаратов мира - от первых самолетов с ракетными двигателями времен II Мировой войны до начала реализации программ Space Shuttle (США) и «Энергия - Буран» (СССР). Книга, рассчитанная на широкий круг читателей, интересующихся историей авиации и космонавтики, особенностями конструкции и неожиданными поворотами судьбы первых проектов авиационно-космических систем, содержит около 700 иллюстраций, значительная часть которых публикуется впервые. На первой странице обложки: момент отделения ракетного блока с воздушно-орбитальным самолетом системы «Спираль» от гиперзвукового самолета-разгонщика. Технографика В.Лукашевича на основе ЗО-моделей В.Некрасова и А.Зака На последней странице обложки: полет ракеты-носителя Titan-ЗС с орбитальным космопланом Dyna-Soar в момент окончания работы ускорителей и запуска двигателей первой ступени. Технографика В.Лукашевича на основе ЗО-моделей А.Шлядинского и В.Некрасова Для форзацев использованы материалы аванпроекта ВОС «Спираль» из архивов НПО «Молния» ББК 39.62 Л 84 © В.П.Лукашевич, 2009 © И.Б.Афанасьев, 2009 © ООО «ЛенТа Странствий», 2009 © Иллюстрации А.Зак, В.Малюх, А.Маханько, Н.Назаренко, В.Некрасов, А.Шлядинский, Дж. Де Чиара
Дорогие читатели! Сегодня в родном Отечестве состояние работ по использованию космического пространства в интересах научных, социально-экономических и военных задач находится на уровне топтания на месте. Какого-либо существенного продвижения вперед в этом направлении не заметно, несмотря на многочисленные заявления руководителей страны и правительственных чиновников различного ранга об обратном. Продолжается использование достигнутого в советское время научно-технического и промышленного потенциалов в области космической деятельности, предпринимаются попытки несущественной модернизации отдельных космических средств, не дающие права считать их прогрессом в освоении Россией космического пространства. В таких условиях неизбежно возникает необходимость еще раз внимательно посмотреть на историю и результаты, полученные советской космонавтикой, с надеждой реализовать когда-либо на новом уровне те достижения, которые приносили заслуженную славу нашей стране, во многих направлениях космической деятельности шагнувшей далеко вперед и намного опередившей другие государства-конкуренты. Предлагаемая книга для широкого круга общественности, специалистов в области космической деятельности, представляет значительный интерес по ряду причин. Во-первых, она приоткрывает завесу тайны над работами, которые в значительной степени обеспечивали военную мощь страны в космосе и существенно влияли на военно-политическую обстановку в мире, сдерживая стремление агрессивных кругов США развязать военные действия против Советского Союза. Во-вторых, систематизированный авторами материал дает представление о техническом уровне создания новых образцов космической техники, организации их наземной экспериментальной отработки, возникавших трудностях и их преодолении в области фундаментальных и прикладных исследований. В-третьих, рассмотренная в книге организация работ по реализации важнейших оборонных задач в космосе дает возможность использовать ее в настоящих условиях политической, экономической и военной обстановки в мире, учтя как положительные, так и отрицательные моменты этой деятельности, без чего нельзя надеяться на достижение значительных результатов в космической сфере, которая обеспечивает признание России как великой космической державы. В-четвертых, авторам удалось избежать отображения только технических вопросов создания образцов космической техники и показать роль многочисленных коллективов и большого количества конкретных исполнителей работ, что в значительной степени повышает ценность книги. Вернуть из безвестности имена участников как малых, так и больших событий - святая обязанность авторов подобных трудов. Одним словом, заинтересованный читатель найдет для себя ответы на большинство вопросов, связанных с историей стремительного развития Советского Союза в военном использовании космического пространства и не менее стремительного развала этой деятельности и замирения с нашими вероятными противниками, политические, экономические и военные устремления которых не претерпели существенных изменений по сравнению с предшествующим историческим периодом. В. Гудилин, руководитель подготовки и пуска ракеты-носителя «Энергия», универсальной ракетно-космической транспортной системы «Энергия-Буран», доктор технических наук, генерал-майор г. Королёв, 2008 г. 3
Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский, Главный конструктор авиационно- космической системы «Спираль» и орбитального корабля «Буран»
Нашим детям, которые должны жить лучше и умнее, чем их родители, посвящается В. Лукашевич, специалист по экономике и боевой эффективности авиационно-космических систем И. Афанасьев, журналист, историк ракетно-космической техники От авторов Дорогие читатели! Перед Вами - плод многолетних уси- лий авторов: книга о необычных лета- тельных аппаратах - авиационно-кос- мических системах. В ней охвачены практически все проекты подобных аппаратов, начиная с самых ранних идей крылатого полета в космос, и за- канчивая новейшими разработками. Фактически, это наша попытка соз- дать энциклопедию «крылатого космо- са», во всем многообразии замыслова- той истории данного вида техники. Если Вы любите высоту и скорость, если у Вас захватывает дух при виде стремительной крылатой машины - эта книга для Вас! Будучи симбиозом самолетов, ракет и космических кораблей, авиационно- космические системы вобрали в себя не только конструктивные особеннос- ти этих видов техники, но и весь ворох технических и военно-политических проблем, всегда сопровождавших рождение и становление летательных аппаратов. Стараясь построить повествование в хронологической последовательности, мы пытались также показать логичес- кую взаимосвязь возникавших идей и проектов, каждый из которых, будучи по-своему оригинальным, вытекал из другого, впитывая в себя весь опыт и основные достоинства проекта-пред- шественника или конкурирующих раз- работок. Инженерное прошлое авторов подсказывает, что для создания нового в технике необходимо изучить и по- нять весь предшествующий опыт. Именно поэтому наша книга содержит не только историю - мы попытались учесть также и «конструкторский пот», вложенный в описываемые проекты. Значительное внимание в книге уделе- но различным техническим вопросам, интересным инженерным проблемам и решениям, которые в конечном итоге и определяют облик любого аппарата. Конечно же, есть в книге и история. Но... Писать о любой технике вообще непросто, а уж об аэрокосмической - вдвойне! Даже если опубликовать мно- гочисленные тома технических пред- ложений и эскизных проектов, исто- рия летательного аппарата будет не- полной, оставаясь сухими документа- ми, написанными суровым инженер- ным языком. А куда девать мысли и чувства проектантов, конструкторов, летчиков-испытателей? Как описать бессонные ночи заводских цехов, горя- чие дискуссии и споры до хрипоты и мата на технических совещаниях? Без них понимания истории не будет. По- этому книга, которую Вы держите в ру- ках - не только и не столько о технике, сколько о людях, которые ее создавали, и о времени, когда эти люди творили. И пусть судьбы этих людей и созда- ваемой ими техники складывались по- разному, зачастую весьма непросто, всех их объединяет одно - они были творцами, способными мыслить широ- ко, дерзко, не оглядываясь на автори- теты, преодолевая закостеневшие стандарты и не барахтаясь в финансо- вых ограничениях. Хотя скептики и говорят, что «исто- рия учит только тому, что она ничему не учит», мы все же надеемся, что это не так. Без истории нет будущего. По той простой причине, что, не зная 5
От авторов прошлого, мы будем постоянно «изоб- ретать велосипед» и «наступать на одни и те же грабли»! Именно поэтому наде- емся, что наша книга представляет ин- терес не только для любителей авиа- ции и космонавтики, но и для специа- листов, непосредственно работающих в аэрокосмической отрасли. Особую надежду мы возлагаем на молодёжь, которая сегодня приходит на заводы и в конструкторские бюро. В конечном итоге, именно от нее будут зависеть дальнейшая судьба российской авиа- ции и космонавтики, ей суждено отве- тить на вопрос, вернет ли Россия лиди- рующую роль в освоении космоса или останется на задворках технической истории человечества, как это случи- лось после Второй мировой войны с ра- кетостроением в Германии и с авиа- строением в Японии... И если нашей молодежью книга будет востребована - значит, труд авторов был не напрасен. Конечно, в нашей работе мы были не одиноки. Эта книга была бы невозмож- на без помощи десятков людей, помо- гавших нам информацией, материала- ми, консультациями, своими архива- ми, различными документами, воспо- минаниями, опытом, советами. Особенно хотелось бы отметить учас- тие НПО «Молния» в лице Степана Анастасовича Микояна, Владимира Александровича Труфакина, Нины Ва- сильевны Андреевой, Владимира Алек- сеевича Скороделова, Эдуарда Никола- евича Дудара, Вячеслава Васильевича Студнева и Леонида Митрофановича Богдана. Они предоставили авторам доступ к материалам аванпроекта сис- темы «Спираль», поделились личными воспоминаниями и архивами, много- численными иллюстрациями, ценны- ми замечаниями и комментариями, а также обеспечили поддержку и помощь в работе над рукописью, в том числе пу- тем рассекречивания ранее недоступ- ных материалов и в проведении фото- видеосъемки на предприятии. Необходимо указать участие ОКБ имени А. И. Микояна: руководство в лице Владимира Ивановича Барковс- кого и Юрия Федоровича Полушкина, а также директора музея предприятия Александра Владимировича Горшкова, который вместе со своими помощника- ми разрешил авторам использовать в работе архивные кино- фото- видеома- териалы и документы. Неоценимую помощь оказало руко- водство ЦАГИ в лице научного консуль- танта директора института Владими- ра Яковлевича Нейланда и заместите- ля директора Ивана Владимировича Егорова: они предоставили продувоч- ные модели, поделились личными вос- поминаниями и дали возможность провести фотосъемки в аэродинами- ческой трубе Т-117 и музее института. Благодарим начальника ЛИИ имени М. М. Громова Евгения Алексеевича Горбунова и сотрудников института Анатолия Александровича Кондратова и Сергея Иосифовича Перницкого за предоставленные материалы по про- грамме летных исследований на экспе- риментальных аппаратах БОР-1, -2, -3 в период 1969-1974 гг. С особой теплотой отмечаем актив- ное участие сотрудников НПО маши- ностроения - лично генерального ди- ректора Александра Георгиевича Лео- нова и пресс-секретаря предприятия Антона Олеговича Дегтярева. Несом- ненно, важен вклад Герберта Алекса- ндровича Ефремова и Владимира Аб- рамовича Поляченко. Ценные замечания по рукописи сде- лал Владимир Евгеньевич Гудилин. Валерий Евгеньевич Меницкий по- делился неоценимыми воспоминания- ми об Авиарде Гавриловиче Фастовце, Александре Васильевиче Федотове, Алексее Васильевиче Минаеве и лет- ных испытаниях ЭПОСа. Летчики-испытатели Игорь Петрович Волк, Александр Николаевич Обелов и Петр Максимович Остапенко рассказа- ли о летных испытаниях ЭПОСа и пре- доставили личные архивы. Говорим огромное спасибо коллек- тиву кафедры аэродинамики ВВИА имени профессора Н. Е. Жуковского во главе с начальником кафедры Алек- сандром Ивановичем Желанниковым за воспоминания и предоставленные материалы, связанные с учебой и дип- ломной работой Ю. А. Гагарина в Ака- демии; сотруднику РКК «Энергия» име- ни С. П. Королева Борису Ивановичу Сотникову - за воспоминания о на- чальных этапах формирования обли- ка «Бурана»; Владимиру Дмитриеву, Анатолию Капитанову и «Музею морс- кого космического флота» в лице ди- ректора Владимира Житкина за вос- поминания, личные архивы и фонды музея, связанные с морскими опера- циями по обеспечению запусков и эва- куации БОРов-4; Игорю Кирилловичу Звереву за воспоминания о производ- стве опытной партии орбитальных са- молетов на Тушинском машинострои- тельном заводе; Николаю Чеканову - за материалы и иллюстрации по испы- таниям и хранению ЭПОСа; директору Технического музея в г. Шпайер (ФРГ) Герману Лайеру и его сотрудникам Михаэлю Вальтеру, Маттиасу Меске- лю и Михаэлю Эйнкерну за предостав- ленную возможность съемки БОРа-5 № 505 в Германии; руководителю изда- тельства «Авико-Пресс» Константину Удалову - за архивные фотоматериалы по проектам ЭМЗ имени В. М. Мясище- ва; Первому каналу ТЦ «Останкино» и Андрею Почтареву - за помощь в поис- ке материалов. Большую помощь в подготовке кни- ги оказали Барт Хендрикс (консульта- ции в подборке материалов и иллюст- раций); Валентин Лебедев, Андрей Ко- валенко, Дмитрий Пайсон (консульта- ции по исходным материалам и по- мощь при работе над рукописью); Петр Дружинин (помощь в поиске материа- лов по БОРу-6 и изготовление моделей Titan III - Dyna-Soar); Д митрий Ворон- цов, Александр Лавренов, Игорь Лисов (вдумчивое литературное и техничес- кое редактирование). Многочисленные иллюстрации подготовили Андрей Юр- генсон, Джузеппе де Чиарра, Алек- сандр Шлядинский, Анатолий Зак, Владимир Некрасов, Владимир Ма- люх, Николай Назаренко, Андрей Ма- ханько, Адрианн Манн и Аллен Юрай. Благодаря неустанной и совершенно бескорыстной деятельности Григория Омельченко и Скотта Лоузера, Денни- са Дженкинса и Питера Песавенто, Пола Мартелл-Меда и Криса Гйбсона, Хартмута Зенгера и Асифа Сиддики книга превратилась в поистине между- народный проект с эксклюзивным ис- пользованием уникальных архивных материалов зарубежных фирм, орга- низаций и частных лиц. Хочется отметить главного редакто- ра журнала «Новости космонавтики» Игоря Адольфовича Маринина за по- мощь при работе над рукописью. Безусловно, и абсолютно точно эта книга никогда и ни за что не появилась бы на свет без помощи, поддержки, по- нимания и терпения наших дорогих и любимых супруг - Татьяны и Лены. 6
ПРЕДИСЛОВИЕ Мысль использовать крылатый ап- парат для полета в космос воз- никла практически одновременно с идеей самого космического полета. Как гласит китайская легенда, пример- но 500 лет тому назад некий мандарин по имени Ван ty, пристроив к двум ко- робчатым воздушным змеям сиденье и снабдив сей самодельный летатель- ный аппарат сорока семью пороховы- ми ракетами, попытался совершить полет на Луну. Увы, при старте ракеты взорвались, и Ван ty погиб. В память о незадачливом мандарине один из кра- теров на обратной стороне Луны наз- ван его именем. Сейчас уже и неважно, существова- ли ли Ван Гу и его «космолет» на самом деле. Гораздо любопытнее другое: в китайской легенде впервые в мире было описано устройство крылатого летательного аппарата для полетов в космос, снабженного ракетными дви- гателями. Пионеры космонавтики не вполне отчетливо представляли себе конкрет- ное устройство космических ракет. Тем не менее Константин Эдуардович Ци- олковский отмечал, что ракета, стар- туя с поверхности Земли и неизбежно совершая полет в атмосфере, должна иметь некоторые черты аэроплана. Аналогичных взглядов придерживался и Фридрих Артурович Цандер. Германн Оберт, первым создавший детально проработанные проекты баллистичес- ких и космических ракет, снабжал их огромными стабилизаторами, весьма похожими на крылья. И это не было случайностью. В 1920-е и 1930-е годы, в период формирования более или менее обоснованных техни- ческих решений для космических по- летов, авиация уже достигла опреде- ленного уровня развития, а аэродина- мика превратилась в настоящую нау- ку, располагающую теоретическими и экспериментальными методами иссле- дования. С другой стороны, расчеты и элементарный здравый смысл подска- зывали, что использование подъемной силы крыла и кислорода воздуха для питания двигателей позволят сущест- венно повысить полезный груз лета- тельного аппарата. И, конечно же, подъемная сила крыла при спуске с ор- биты позволяла не только повысить маневренность аппарата и точность его посадки, но и существенно снизить тепловые и механические нагрузки на конструкцию. А это уже обеспечивало многократное использование косми- ческой техники. Такие соображения казались на- столько очевидными, что даже нака- нуне космической эры идея многора- зового самолетоподобного космичес- кого аппарата доминировала в умах инженеров. Достаточно сказать, что двум реальным проектам баллисти- ческих (то есть лишенных аэродина- мического качества) кораблей - аме- риканскому «Меркурию» и советскому «Востоку» - противостояли десятки предложений из области крылатых пилотируемых аппаратов для полета в космос. Некоторые из них, такие как Dyna-Soar и X- 15В в США или са- теллоиды В. М. Мясищева и ракетоп- ланы В. Н. Челомея в СССР, были про- работаны весьма глубоко. Однако, как ни странно, космичес- кие самолеты в большинстве своем ос- тались на бумаге, а в космос первыми поднялись именно одноразовые бал- листические корабли. И хотя авиаци- онным конструкторам казалось неле- пым, что после прохождения всех эта- пов полета, от выведения на орбиту до посадки, в конце миссии от высокотех- нологичного ракетно-космического комплекса массой в сотни тонн остает- ся крошечная обгоревшая капсула эки- пажа, не пригодная к дальнейшему ис- пользованию, они проиграли. Почему? Причин первенства баллистических кораблей в космосе несколько, однако главная состоит в том, что разработка крылатого аппарата, летящего в ат- мосфере с гиперзвуковой скоростью, оказалась сложнее и требовала гораздо больше времени, чем постройка любо- го, даже самого передового самолета. Трудности создания крылатого аэро- космического аппарата обусловлены условиями полета. При движении в атмосфере с гиперзвуковыми скорос- тями его поверхность может нагре- ваться до двух тысяч градусов и вы- ше, причем нагрев сочетается с высо- кими механическими нагрузками. Борьба с ними требовала применения специальных жаропрочных сплавов и теплозащитных покрытий. Не менее сложной должна быть и двигательная установка такого аппа- рата. Преодолевая в полете диапазон скоростей от 0 до 28000 км/ч на высо- тах от 0 до 100 и более километров, аэрокосмический аппарат нуждался в двигателе, эффективно работающем в указанном интервале условий полета. Таким требованиям могли отвечать только комбинированные силовые ус- тановки, летные образцы которых не созданы и по сей день. Естественно, что все эти факторы, далеко не исчер- пывающие список проблем высокоско- ростного полета в атмосфере, усложня- ли и удорожали создание аэрокосми- ческих систем. Баллистические же аппараты на де- ле оказались сравнительно просты, а их аэродинамика к концу 1950-х годов была неплохо изучена при отработке головных частей межконтиненталь- ных ракет. В условиях начавшейся кос- мической гонки предпочтение было от- дано примитивной капсуле, а не про- двинутым крылатым кораблям. Это было, вероятно, не самое оптимальное, но самое «быстрое» решение, сулившее сиюминутный успех. Тем не менее крыло привлекало и привлекает создателей космической техники и потенциальных заказчиков. Аэрокосмические аппараты, обладая уникальной способностью совершать полет в двух средах, весьма интересу- ют, например, военных. Людей в пого- нах мало волнуют экономические вы- кладки, им нужна боевая эффектив- ность. С этой точки зрения гиперзву- ковые и авиационно-космические сис- темы дают ряд несомненных преиму- ществ по сравнению с баллистически- ми летательными аппаратами: высо- кую мобильность и маневренность, не- уязвимость для систем противовоз- душной и противоракетной обороны, большую гибкость использования. Не все потеряно и для более мирно- го применения аэрокосмических ап- паратов. Большинство специалистов склоняются к тому, что даже исследо- вания дальнего космоса будут прово- диться на основе освоения космоса околоземного. Соответственно, ак- тивность в межпланетном простран- стве будет напрямую определяться инфраструктурой, развернутой на Земле и в околоземном пространстве. По мере роста грузопотока «Земля - орбита - дальний космос - орбита - 7
Космические крылья Рисунок В. Лукашевича на основе 30-модели В. Малюх и Н. Назаренко Земля», все более выгодным представ- ляется использование многоразовых аэрокосмических систем. Например, по теоретическим оценкам еще соро- калетней давности, двухступенчатая аэрокосмическая система с горизон- тальным взлетом и посадкой, исполь- зуя комбинированные силовые уста- новки, состоящие из воздушно-реак- тивных и жидкостно-ракетных двига- телей на водороде могла бы выводить на низкую околоземную орбиту полез- ный груз массой 40-50 т при взлетной массе порядка 300-350 т! Нельзя не учитывать и еще одного аспекта «крылатого космоса». Столе- тиями технический прогресс челове- чества характеризовался освоением новых видов энергии и созданием но- вых способов и средств перемещения в пространстве. Особенно бурным было развитие этих видов человечес- кой деятельности в XIX и XX столети- ях. К примеру, железнодорожному ло- комотиву потребовалось примерно 150 лет для того, чтобы достичь вер- шины технических показателей. А уже самолет преодолел этот путь за какие- то полвека. К сожалению, сейчас мы наблюдаем некоторую стагнацию в развитии транспортных средств вооб- ще и летательной техники в частнос- ти. Человечество до сих пор летает в космос на одноразовых ракетах, во многом являющихся прямыми потом- ками первых баллистических и кос- мических ракет конца 1950-х, причем технические и экономические пара- метры ракетных систем практически не улучшаются уже 40 лет! Между тем чрезмерная приверженность к уста- ревшим и неэффективным решениям неизбежно ведет и к общественному застою. История науки и техники свиде- тельствуют, что зачастую прорывные технологии рождаются на стыке раз- личных отраслей знания и видов тех- ники. И в этом смысле аэрокосмичес- кая техника может сыграть роль свое- образного локомотива технологичес- кого рывка. Эта роль авиационно-кос- мических систем и раскрывается в книге, быть может неявно, на приме- ре зарождения и развития десятков проектов летательных аппаратов, как реализованных, так и оставшихся на бумаге в период с 1920-х по конец 1970-х... За это время аэрокосмичес- кие аппараты прошли эволюцию от первых набросков до сложнейших комплексов различного назначения. Были в этой эволюции и «боковые вет- ви», например, баллистические раке- ты, оснащенные крыльями, или меж- континентальные крылатые ракеты. Однако, непосредственными предте- чами того, что мы сейчас называем авиационно-космической системой, стали первые ракетные самолеты, созданные в 1930-х и 1940-х годах ве- ка. С них мы и начнем. 8
Глава 1 ПЕРВЫЕ РАКЕТНЫЕ САМОЛЕТЫ Идею использования ракетного двигателя на самолете можно об- наружить в работах таких ученых вто- рой половины XIX века, как Ч. Голайт- ли (Великобритания), В. фон Сименс (Германия), генерал Р. Тэйер и С. Б. Бэтти (США), Н. Петерсен (Мек- сика) и Н. И. Кибальчич (Россия). В на- чале XX века Р. Годдард в США и К. Э. Циолковский в России высказали мысль о целесообразности замены в авиации обычного поршневого двига- теля с винтом на ракетный. Необходи- мость изменения конструкции высот- ных скоростных самолетов была под- тверждена работами Г. Оберта в Гер- мании и Ф. А. Цандера, Ю. В. Кондра- тюка, С. П. Королева в СССР. Напомним, что у истоков отечест- венного ракетостроения стояли такие выдающиеся энтузиасты, как К. Э. Ци- олковский и Ф. А. Цандер. Если первый признанно считается теоретиком ра- кетоплавания, то второго с полной уве- ренностью можно назвать первым в России практиком в области создания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД): именно он построил и испытал один из первых в СССР действующих двигателей на жидком топливе. Талантливый русский инженер Фридрих Артурович Цандер начал пер- вые технические изыскания по ракет- ному самолету, представив в 1921 г. проект межпланетного корабля-аэро- плана. В 1924 г. в своей первой печат- ной работе «Перелеты на другие плане- ты», опубликованной в журнале «Тех- ника и жизнь», Ф. Цандер описал воз- можность сочетания ракеты с самоле- том с последующим сжиганием метал- лических частей самолета и выдвинул идею планирующего, т. е. управляемо- го спуска космического аппарата (КА) с орбиты с торможением в атмосфере. Это был один из первых детально проработанных проектов воздушно- космического аппарата (ВКА). Ф. Цан- дер предполагал использовать винто- моторную двигательную установку или воздушно-реактивный двигатель для полета в атмосфере, а ракетный двига- тель - за ее пределами. По мнению конструктора, планирующий спуск обеспечил бы кораблю-аэроплану об- лет половины земного шара и посадку в любом месте планеты без затрат до- полнительной энергии. Но от рисунков, эскизов, предложений до реальных проектов и создания работо- способных летательных аппаратов (ЛА) - большой путь. Теоретики отечественной космонавтики и ракетной техники пони- мали, что в этом сложном и многотруд- ном деле энтузиазма и решимости пио- неров-одиночек не хватает: необходима весомая поддержка государственных структур. В СССР такой организацией стало Общество содействия авиации и химии (ОСОАВИАХИМ), при нем в сен- тябре 1931 г. была создана Группа изу- чения реактивного движения (ГИРД). Сюда устремились энтузиасты со всей Москвы и из других городов. Мос- ковская ГИРД стала называться Цент- ральной, а ее научно-технический со- вет возглавил Сергей Павлович Коро- лев. ЦГИРД рассматривала поступав- шие проекты, распределяла заказы от ОСОАВИАХИМа и Вооруженных сил. Докладывая программу работ ГИРД в марте 1932 г. на совещании у началь- ника вооружений Рабоче-крестьянс- кой Красной армии М. Н. Тухачевского, С. П. Королев получил одобрение. Было решено создать специальный научно- исследовательский институт по этой проблематике. С этого времени разра- ботка ракетного оружия стала главной целью жизни Сергея Павловича: он по- нимал, что укрепление обороноспособ- ности страны - непременное условие для выполнения программ использова- ния ракетной техники в мирных целях. Начав работать в тесном контакте с руководителем ленинградской Газоди- намической лаборатории Б. С. Петро- павловским, С. П. Королев приступил к организации своего первого конструк- ▲ Межпланетный ракетный корабль, предложенный Ф. А. Цандером в период 1922-1927 г. торского бюро (КБ), которое сформиро- вал из членов ЦГИРД. Проектно-конструкторские брига- ды Ф. А. Цандера, М. К. Тихонравова, Ю. А. Победоносцева и самого С. П. Ко- ролева положили начало большин- ству направлений ракетостроения. ▲ Сергей Павлович Королев Фото из книги Н.С.Королевой «Отец> Первая советская жидкостная ракета ГИРД-09, спроектированная М. К. Ти- хонравовым, была построена одной из бригад ЦГИРД. Запуск ракеты состо- ялся 17 августа 1933 г. с подмосковно- го полигона в Нахабино. Ракета дос- тигла высоты 400 м. Двигатель ГИРД- 09 работал на гибридном топливе «жидкий кислород и загущенный бен- зин». Последний был помещен непо- средственно в камеру сгорания. Хотя первый полет ГИРД-09 завершился прорывом газов из двигателя, это был несомненный успех. До этого полеты жидкостных ракет удалось осущест- вить только США и Германии. За первым стартом последовали дру- гие. Ракетостроение в СССР, развивав- шееся под контролем и при поддержке государства, бурно набирало темпы. Работы велись сразу по нескольким главным направлениям. Во-первых, создавались ЖРД для установки на са- молеты и ракеты1. Во-вторых, развер- 1 Как крылатые, так и «бескрылые» - в то время понятие баллистической ракеты еще не было четко определено. 9
Космические крылья Фото из книги Б.Е.Чертока «Ракеты и люди» нулись работы по созданию ракет раз- личного класса, в первую очередь ре- активных снарядов на твердом топли- ве и крылатых управляемых ракет. На- конец, еще одним направлением были ракетные самолеты. В сентябре 1933 г. был основан пер- вый в мире Реактивный научно-иссле- довательский институт (РНИИ), замес- тителем директора которого был наз- начен 26-летний С. П. Королев. РНИИ был подчинен управлению боеприпа- сов Наркомата тяжелой промышлен- ности, заинтересованному в основном в разработке ракетных снарядов. Фи- нансирование было на низком уровне, а тематика - узкой (были исключены работы по ракетоплану). Оставшись без поддержки Цандера и Петропавловского, умерших почти од- новременно в 1933 г., Королев не смог противостоять политике руководства института и уже в январе 1934 г. был освобожден от занимаемой должности. Многие гирдовцы покинули РНИИ, но Королев остался. Работая старшим ин- женером, а затем начальником 8-го сектора, он сосредоточил все усилия на создании крылатых ракет. Кроме того, участвовал в работе Стратосферных комитетов ОСОАВИАХИМа и Авиа- ВНИТО, выступал с докладами по проб- леме полета человека на ракетных ЛА на Всесоюзных конференциях по изу- чению стратосферы в 1934 и 1935 гг. Чтобы ускорить создание эксперимен- тального ракетоплана, в 1935 г. с по- мощью ОСОАВИАХИМа он построил тяжелый двухместный планер-пари- тель СК-9 (деревян- ный моноплан с раз- махом крыла 17 м, длиной 7,44 м и на- чальной полетной массой 700 кг), кото- рый сначала прошел все летные испыта- ния, включая полет в Коктебель и обратно на буксире за самоле- том для участия в планерных состяза- ниях, а затем был ис- пользован для опы- тов с ЖРД. Подтверждение на практике РНИИ преи- муществ методов и конструкций, разра- ботанных в ГИРД, привело к организа- ции в институте в на- чале 1936 г. специ- ального 5-го отдела по разработке ракет- ных ЛА, главным конструктором кото- рого был назначен С. П. Королев. В этом отделе и в выделенной из него группе №3 к 1938 г. была разработана экспериментальная система управляемо- го ракетного оружия, включавшая про- екты крылатой (объект 212) и баллис- тической (204) ракет дальнего дей- ствия с гироскопическим управлени- ем, авиационных ракет (201) для стрельбы по воздушным и наземным целям, зенитных ракет (217) с наведе- нием по световому лучу и радиолучу. Стремясь получить поддержку военно- го руководства и в разработке высот- ного ракетоплана 218, Сергей Павло- вич обосновал концепцию ракетного истребителя-перехватчика РПИ. Для получения опытных данных, не- обходимых при создании РПИ-218, С. П. Королев переделал свой планер СК-9 в простейший ракетоплан, кото- рый получил (по номеру группы) обоз- начение РП-318-1. Огневые испыта- ния РП-318-1 проводились начиная с декабря 1937 г. Однако Т1 июня 1938 г. Сергей Павлович был арестован по пе- чально знаменитой 58-й статье и через три месяца приговорен к 10 годам зак- лючения. Работы по ракетоплану тем не менее продолжались, хотя и не так интенсив- но. 28 февраля 1940 г. летчик В. П. Фе- доров совершил на РП-318-1 первый в СССР полет с работающим ЖРД, поло- живший начало практическому разви- тию отечественной реактивной авиа- ции. После этого Наркомат авиапро- мышленности рекомендовал продол- жить разработку реактивных самоле- тов другим конструкторам (В. Ф. Бол- ховитинову, А. Г. Костикову и др.). Но, как показала история, создать боевой ракетный самолет в СССР не удалось. В сентябре 1940 г., благодаря хода- тайству А. Н. Туполева, вызванный с Колымы на повторное следствие и вновь осужденный к восьми годам за- ключения Сергей Королев был направ- лен в ЦКБ-29 для разработки нового бомбардировщика. В туполевской «ша- рашке» он занимался проектировани- ем крыла самолета Ту-2 и, кроме того, представил проект создания ракетной аэроторпеды АТ, которая позволяла этому бомбардировщику наносить уда- ры, не входя в зону действия ПВО про- тивника. В 1942 г. С. П. Королев был переведен в Специальное КБ в Казани, где вместе с еще одним опальным кон- структором - В. П. DiyniKO - проектиро- вал и испытывал в полетах самолетные ускорители с ЖРД РД-1. В конце войны С. П. Королев разра- ботал проекты ракет дальнего дей- ствия Д-1 и Д-2 с твердотопливными двигателями, а также выдвинул пред- ложения по созданию перспективных жидкостных ракет. Но поскольку ока- залось, что проекты подобных ракет уже были реализованы в Германии, Сергея Павловича в составе группы со- ветских специалистов направили на немецкие предприятия, где ему пору- ▲ Первый советский ракетоплан РП-318-1 в полете Фото из книги «Научное наследие академика Сергея Павловича Королева» 10
Первые ракетные самолеты Фото И.Афанасьева ▲ Самолетные двигатели разработки ОКБ В. П. Глушко в музее НПО «Энергомаш» чили собрать для испытаний хотя бы несколько V-2 («Фау-2»). ЖРД (а именно они считались в 1930-е годы наиболее подходящими для ракет и ракетопланов) создава- лись в тот период в нескольких кол- лективах РНИИ, возглавлявшихся В. П. Глушко, Л. С. Душкиным и А. И. Полярным. После смерти Цанде- ра несомненным лидером отечест- венного ракетного двигателестрое- ния стал Валентин Петрович Глушко. Еще в 1932 г. по заданию ВВС он на- чал разработку экспериментальной ус- тановки ЖРД на истребитель И-4 конструкции А. Н. Туполева. Предус- матривалось, что в качестве вспомога- тельных к винтомоторной группе на подкрылках самолета будут стоять два двигателя ОРМ-52 с турбонасосными агрегатами (ТНА) питания. В 1937-1938 гг. двигатель ОРМ-65 проходил испытания на ракетоплане РП-318-1 и крылатой ракете 212 (312) конструкции С. Королева. Однако из- за ареста В. П. DiyniKO в полет РП-318-1 пошел не с двигателем ОРМ-65 разра- ботки «врага народа», а с мотором РДА-1-150 конструкции Л. С. Душкина. В 1940 г. на авиамоторостроитель- ном заводе № 16 в Казани, где базиро- валось Специальное КБ, под руковод- ством В. П. Глушко разрабатывались одно-, двух-, трех- и четырехкамерные самолетные ракетные установки с на- сосной подачей топлива, тягой от 300 до 1200 кгс у земли. К 1947 г. СКВ В. П. Птушко создало для форсирования летных характеристик самолетов семейство вспомогательных авиационных жидкостных двигателей РД-1, РД-1ХЗ, РД-2, РД-3 с насосной по- дачей долгохранимого топлива (азот- ная кислота и керосин) и неограничен- ным (в пределах ресурса) числом пов- торных автоматизированных пусков. Максимальная тяга этих ЖРД у земли составляла от 300 до 900 кгс (в зависи- мости от числа применяемых камер). В годы Великой Отечественной вой- ны в СССР было создано несколько ти- пов самолетов, оснащенных ЖРД в ка- честве маршевой или вспомогательной двигательной установки (ДУ). Истребитель БИ-1 был разработан в инициативном порядке сотрудниками ОКБ В. Ф. Болховитинова - Александ- ром Яковлевичем Березняком (он был начальником бригады механизмов) и Алексеем Михайловичем Исаевым (на- чальник бригады двигателей). БИ-1 первоначально проектировал- ся под двигатель с тягой 1400 кгс; топ- ливо предполагалось подавать в каме- ру при помощи ТНА. Но затем, с целью сокращения времени создания самоле- та, сложная, тяжелая и нуждавшаяся в доводке система подача топлива была заменена более простой и доведенной вытеснительной, с использованием сжатого воздуха из бортовых баллонов. Этот вариант самолета с двигателем Д-1-А-1100 конструкции Л. С. Душки- на стал основным и получил обозначе- ние «БИ». Он был выполнен по обычной в то время схеме одноместного свобод- нонесущего низкоплана в основном де- ревянной конструкции. С началом войны проект получил одобрение наркома авиапромышлен- ности А. И. Шахурина, после чего рабо- ты ускорились. В задачу КБ В. Ф. Бол- ховитинова входило создание топлив- ных баков и системы питания двигате- ля по принципиальной гидравлической схеме НИИ-3 (бывший РНИИ), а зада- чей КБ Л. С. Душкина (в составе НИИ-3) было обеспечение работы ЖРД в ре- жиме регулируемой от 400 до 1100 кгс тяги при многократном запуске. Проектирование и постройка БИ-1 были завершены в уральском поселке Билимбай (в 60 км от Свердловска, ны- не - Екатеринбург), куда было эвакуи- ▲ Элементы конструкции самолета БИ-1 Фото с сайта «Уголок неба» (www.airwar.ru) 11
Космические крылья ▲ Митинг, посвященный первому полету ракетного истребителя БИ. Выступает В.Ф. Болховитинов. Билимбай, 1942 г. ровано КБ В. Ф. Болховитинова. Пер- вый полет совершил 15 мая 1942 г. на аэродроме НИИ ВВС в Кольцово летчик- испытатель капитан Григорий Яковле- вич Бахчиванджи; он продолжался 3 мин 09 сек. Зафиксированы высота полета 840 м, скорость 400 км/ч, скоро- подъемность 23 м/с. В связи с износом конструкции плане- ра первого опытного самолета (главным образом от воздействия паров азотной кислоты при наземных «проливках» и огневых испытаниях двигателя) после- дующие летные испытания проводи- лись на втором (БИ-2) и третьем опыт- ных самолетах, отличавшихся от пер- вого только наличием лыжного шасси. Всего для проведения летных испы- таний было построено девять самоле- тов. Одновременно было принято ре- шение начать постройку небольшой серии самолетов БИ-ВС для войсковых испытаний. От опытных экземпляров они отличались вооружением: в допол- нение к двум пушкам под фюзеляжем по продольной оси самолета перед ка- биной летчика устанавливалась кассе- та мелких противосамолетных бомб, закрытая обтекателем. На опытном БИ-2 за короткий срок с 10 января 1943 г. были выполнены четыре полета: три летчиком Г. Я. Бах- чиванджи и один (12 января) летчи- ком-испытателем К. А. Груздевым. В них были зафиксированы наивысшие летные показатели этого самолета - максимальная скорость до 675 км/ч (расчетная 1020 км/ч на высоте 10000 м), вертикальная скороподъем- ность 82 м/с, высота полета 4000 м, время полета 6 мин 22 сек, продолжи- тельность работы двигателя 84 сек. «И быстро, и страшно... Как черт на метле!» - прокомментировал свой по- лет Груздев. Шестой и седьмой полеты выполня- лись Г. Я. Бахчиванджи на третьем опытном самолете (БИ-3). Седьмой по- лет Т1 марта закончился катастрофой и гибелью пилота: на субзвуковой ско- рости (предположительно 800 км/ч) самолет с прямым крылом затянуло в пикирование, и он разбился... После гибели Г. Я. Бахчиванджи не- достроенная серия из 30-40 самоле- тов БИ-ВС была уничтожена, но рабо- ты по этой теме еще некоторое время продолжались. Так, в январе 1945 г. в Москве на самолете БИ с лыжным шасси и двигателем РД-1 конструк- ции А. М. Исаева выполнил два полета летчик Б. Н. Кудрин.Однако было ясно, что БИ не может использоваться в ка- честве истребителя из-за чрезмерно малой продолжительности полета, ко- торая не компенсировалась скоростью. Аналогичный самолет-перехват- чик «302» проектировался в годы вой- ны и в НИИ-3 (ГИРТ), но также не до- шел до серийного производства. Кро- ме того, ЖРД конструкции Л. С. Душ- кина и В. П. Птушко в опытном поряд- ке устанавливались на истребители Як-3, Ла-7Р и 120Р, Пе-2, Су-7 в каче- стве дополнительного ускорителя. ▲ Натурный макет самолета БИ-1 в музее ВВС в Монино 12
Первые ракетные самолеты За рубежом первые проекты плане- ров с ракетными двигателями, кото- рые можно условно отнести к раке- топланам, появились в Германии в 1920-е годы. В то время европейскую техническую общественность охвати- ла «ракетная лихорадка», романти- ческие идеи межпланетных полетов, которые стимулировались и поддер- живались широко освещавшимися в печати экспериментами Роберта Год- дарда в США и проектами Германна Оберта в Германии. Успехи немцев были наиболее впечатляющими. 11 апреля 1928 г. автогонщик-энтузи- аст Макс Валье испытал ракетный дви- гатель, установленный на небольшой автомобиль фирмы Opel. 11 июня дру- гой экспериментатор, Фриц Штамер, пролетел примерно километр на легком планере А. Липпиша, стартовавшем с земли с помощью резинового шнура и двух небольших пороховых ракет. 8 августа 1929 г. в Дессау поднялся в воздух гидросамолет Junkers W 33 с шестью ракетными ускорителями. 30 сентября того же года автомобиль- ный магнат Фриц фон Опель совершил близ Франкфурта-на-Майне полет на планере RAK.1 с шестнадцатью твер- дотопливными ускорителями, покрыв расстояние около 3 км. Планер достиг скорости 153 км/ч и находился в воз- духе в течение 75 сек. В середине 1930-х годов начинаю- щий конструктор Вернер фон Браун занимался не только баллистическими ракетами, но и исследованиями воз- можности применения ракетных дви- гателей на самолетах в рамках совме- стной программы Люфтваффе и Уп- равления вооружений Сухопутных войск. Первые эксперименты с кисло- родно-спиртовым ЖРД тягой 300 кгс с вытеснительной системой подачи в ка- честве вспомогательной двигательной установки были проведены на истре- бителях Хейнкеля Не. 112. В апреле (по другим данным, в июне) 1937 г. лет- чик-испытатель капитан Эрих Варзиц (Erich Warsitz) поднял на Не. 112 с аэро- дрома Нойхарденберг и выполнил в по- лете первое включение ЖРД. (Это были чрезвычайно опасные испытания - достаточно сказать, что в ходе их два из трех Не. 112 погибли.) Самолет Не. 176, также разработан- ный на фирме Эрнста Хейнкеля, должен был стать первым в мире ракетопланом с ЖРД, рассчитанным на установив- шийся полет. Для него в организации фон Брауна разрабатывался кислород- но-спиртовой двигатель тягой 1000 кгс с турбонасосной подачей. Его прототип с тягой 660 кгс также испытывался на Не. 112 в 1939-1940 гг., но двигатель был слишком тяжелым и небезопасным, так что Не. 176 летал только с ЖРД конструк- ции Гельмута Вальтера (Hellmuth Walter), работающим на перекиси водорода. Осенью 1936 г. на своем предприя- тии HWK в Киле Вальтер построил ави- ационный ЖРД тягой 150 кгс с вытес- нительной подачей перекиси и перман- ганатным катализатором для ее разло- жения («холодный» двигатель). Следую- щий двигатель RI тягой 300 кгс был ус- тановлен в качестве вспомогательного на самолетах Не. 72 и Fw.56 и испыты- вался осенью 1936 и в январе 1937 г. Согласно отчету Вальтера, написанно- му им в 1947 г. в США, третий полет на Fw.56 совершил лично полковник Эрнст Удет, глава Технического управления Люфтваффе. В ноябре 1937 г. Варзиц выполнил первый полет на Не. 112 со вспомогательным двигателем Вальтера. После этого пришел черед Не. 176, для которого ЖРД Вальтера RI.201 с регулируемой тягой от 50 до 500 кгс был уже основным. По воспоминаниям самого Хейнкеля, все тот же Эрих Вар- зиц выполнил первый в мире взлет и полет на ЖРД в Пенемюнде 30 июня 1939 г.; он продолжался всего 50 сек. (Другие источники называют иные да- ты, в частности, 15, 20 и 21 июня.) Последний полет Не. 176 состоялся 3 июля 1939 г. в Летно-исследовательс- ком центре Рехлин в присутствии Адольфа Гитлера, и в ходе его Варзиц едва не потерпел катастрофу. Вскоре после этого, 12 сентября, проект был закрыт. Не. 176 был по сути эксперименталь- ным и рекордным самолетом, а герма- нские ВВС хотели бы иметь боевой ра- кетный истребитель. Кроме того, ис- следования и летные испытания пока- зали, что конструкция Не. 176 не сов- сем подходит для установки ракетного двигателя. Предполагалось, что наибо- лее полно достоинства ракетоплана бу- дут реализованы в схеме «бесхвостка». Самым известным ракетным само- летом Второй мировой войны, несом- ненно, стал бесхвостый Me. 163В Komet («Комета»), отличавшийся смелостью концепции и высокими летными ха- рактеристиками. История его созда- ния восходит к решению главы иссле- довательского департамента Министе- рства авиации RLM (Reichsluftfahrt Ministerium) Адольфа Боймкера (Adolf Baeumker) о желательности разработ- ки ракетного самолета (1936 г.). Работавший в то время в Немецком исследовательском институте плане- ризма DFS (Deutsches Forschungs- institut fur Segelflug, г.Дармштадт- Грисхайм) доктор Александер Липпиш (Alexander Lippisch) обладал, пожалуй, самым обширным опытом в проекти- ровании бесхвостых самолетов. Ему руководство RLM и предложило пере- делать «бесхвостку» DFS. 39 с 75-силь- ным поршневым двигателем под ЖРД. Липпиш предложение принял, и RLM и DFS заключили в 1937 г. контракт на разработку «Проекта X». Конечной целью работы, которая велась в обста- новке повышенной секретности, в спе- циально построенном и хорошо охра- няемом КБ, было создание околозвуко- вого истребителя-перехватчика с ЖРД. Для него Вальтер проектировал новый двигатель тягой до 400 кгс, получив- ший обозначение RII. 203. Применение ЖРД подразумевало ис- пользование фюзеляжа цельнометал- лической конструкции. Но по этой час- ти опыта работ у DFS не было. К разра- ботке фюзеляжа была подключена фирма Хейнкеля, a DFS отвечал за де- ревянное крыло. Испытания моделей и продувки в аэродинамической трубе (АДТ) выяви- ли проблему курсовой неустойчивости бесхвостого самолета, которую можно было разрешить использованием стре- ловидного крыла и обычного киля, что и было сделано: после внесения изме- нений в компоновку характеристики улучшились. «Проект X» настолько отличался от исходного DFS.39, что Липпиш спро- ектировал экспериментальный само- лет DFS. 194 с поршневым двигателем и толкающим винтом для изучения летных характеристик нового ЛА. Фото из архива NASM ▲ Александер Липпиш К концу 1938 г. из-за ряда техничес- ких и политических проблем Липпиш принял решение перейти на фирму Messerschmitt AG и самому проектиро- вать самолет целиком, отказавшись от услуг Хейнкеля. 2 января 1939 г. Лип- пиш и 12 его сотрудников поступили на работу к Вилли Мессершмитту, об- разовав на заводе в Аугсбурге специ- альное подразделение L. Вместе с ними перешел и контракт Министерства авиации на новый ракетный самолет, который получил обозначение Me. 163. Итак, DFS.194 привезли из Дарм- штадта в Аугсбург. В середине 1939 г. для ускорения работ было решено про- пустить этап летных испытаний с поршневым мотором и заменить его, невзирая на цельнодеревянную кон- струкцию, штатным двигателем RII.203. ЖРД относился к разряду «холодных» и работал на однокомпонентном топли- ве T-Stoff (80-процентная перекись во- дорода), которое разлагалось под дей- ствием катализатора Z-Stoff (водный раствор перманганата калия). В начале 1940 г. самолет доставили в Пенемюнде. Летные испытания нача- лись 3 июня. DFS. 194 пилотировал Хайни Диттмар (Heini Dittmar), ранее испытавший несколько аппаратов 13
Космические крылья Фото с сайта koti.mbnet.fi/~jjwonen/planes_fin/komet.html фото DLR ▲ Самолет DFS. 194 в аэродинамической трубе. 1938 г. ▼ Модель ракетного самолета Me. 163А Липпиша. Самолет был рассчитан на скорость 300-305 км/ч, но показал в полете существенно лучшие характе- ристики: скорость достигала 547 км/ч при отличной скороподъемности. Между тем профессор Вальтер создал двигатель КП. 203b тягой до 750 кгс и был готов сделать еще вдвое более мощ- ный ЖРД RII.211. Липпиш получил за- дание сделать на базе Me. 163 под этот двигатель боевой истребитель-перех- ватчик Me. 163В. Опытные машины получили обозначение Ме.163А. Первый Ме.163А (он получил номер V4) был собран в Аугсбурге зимой 1940-1941 гг. Планерные испытания начались в феврале 1941 г. на аэродро- ме Лехфельд. Аппарат, управляемый Диттмаром, был поднят на буксире за поршневым двухмоторным истребите- лем Bf. 1 ЮС и после отцепки продемон- стрировал отличные аэродинамичес- кие качества: вертикальная скорость снижения составила всего 1,5 м/с при горизонтальной скорости 220 км/ч. Правда, отсутствие закрылков затруд- няло посадку. Из-за этого буксировка самолета в Аугсбург едва не закончи- лась аварией. Диттмар, видя, что про- махивается мимо аэродрома, накренил самолет, чтобы проскочить в промежу- ток между двумя ангарами, и с трудом выполнил посадку. Летные испытания выявили также сильный флаттер руля направления на скорости 360 км/ч и флаттер элеро- нов на скорости свыше 520 км/ч. Про- блему решили изменением баланси- ров. В целом же летные характеристи- ки Me. ЮЗА оказались очень хороши- ми. Эрнст Удет, шеф службы вооруже- ний и поставок Люфтваффе, был нас- только очарован одним из скоростных планирующих полетов, что использо- вал все свое влияние для придания проекту высшего приоритета. Летом 1941 г. опытные Me. ЮЗА V4 и V5 перегнали в Пенемюнде, где на них установили двигатели RII-203b с регу- лируемой тягой 150-750 кгс. Летные испытания с ЖРД проводились с июля по октябрь. Уже 13 августа Диттмар до- стиг скорости 800 км/ч, превысив офи- циальный мировой рекорд. Однако чу- довищная прожорливость двигателя и малый запас топлива не позволяли при самостоятельном взлете разогнать са- молет более чем до 920 км/ч. Для опре- деления максимальной скорости поле- та 2 октября Me. ЮЗА V4 подняли на буксире за Bf.llOC до высоты 4000 м. После отцепки Диттмар запустил дви- гатель и достиг скорости 1003,7 км/ч (М = 0,84). Он был вынужден выклю- чить двигатель, так как самолет нача- ло затягивать в пикирование, но и дос- тигнутая скорость оказалась столь ве- лика, что в RLM докладу не поверили! В Аугсбург был срочно направлен док- тор Гётхерт, и его расчеты подтверди- ли достижение Диттмара. Помимо шестерки опытных Me. ЮЗА, были изготовлены десять предсерий- ных Me. ЮЗА-0, которые использовали в качестве учебных. Сборка этих машин выполнялась на планерном заводе Вольфа Хирта в Геттингене. Учебный курс обычно состоял из шести взлетов на буксире на высоту около 1500 м, двух моторных взлетов, одного полета с по- ловинным запасом топлива и двух поле- тов на полную продолжительность. Несмотря на отличную управляе- мость, взлет Me. ЮЗА был проблемати- чен из-за слишком малой базы двухко- лесной взлетной тележки. Старт при- ходилось совершать строго против вет- ра, а ВПП готовить с особой тщатель- ностью. В противном случае самолет мог скапотировать, а при попутном или поперечном ветре взлет был вообще не- возможен. Кроме того, запаса топлива на Me. 163А хватало лишь на 4,5 мин ра- боты двигателя. Надежность ЖРД была неважной, горение и тяга - неустойчи- выми. Неточность регулировки подачи топлива могла привести к взрыву. Боевой самолет Me. 163В был совер- шенно новой машиной, сохранившей только базовую компоновку Me. ЮЗА. Для повышения устойчивости измени- ли форму крыла, установили специ- альные фиксированные предкрылки, занимавшие 40% размаха. В новом двигателе RII.211 катализа- тор Z-Stoff заменили на самовоспламе- няющееся горючее C-Stoff (30-процент- ный раствор гидразингидрата в мета- ноле). Такой «горячий» двигатель имел значительно более высокую эффектив- ную скорость истечения - 1680 м/с вместо 1035 м/с. Ошибочные расчеты удельной тяги будущего двигателя RII.211, который тогда существовал лишь в виде макета, давали Липпишу и его проектантам за- пас компонентов топлива на 12 мин по- лета на максимальном режиме. Счита- лось, что после набора высоты 12 км в течение трех минут тяга будет дроссе- лирована, и это позволяло надеяться на 30-минутный полет на скорости около 950 км/ч и радиус действия в 240 км. Однако при наземных испытаниях в 1943 г., когда был определен реальный расход топлива, оказалось, что борто- вого запаса хватит только на шесть ми- нут полета на режиме полной тяги... Два прототипа Me. ЮЗВ строились в Аугсбурге, а заказ на 70 предсерийных 14
Первые ракетные самолеты машин был размещен на заводе Мессер- шмитта в Регенсбурге. Производство началось 1 декабря 1941 г. Первый опытный Me. 163В был готов в апреле, а второй в июле 1942 г. Однако самоле- ты оказались без двигателей - при ис- пытаниях RII. 211 возникли проблемы. ЖРД удалось доработать до летной год- ности только летом 1943 г., но даже тогда он все еще считался эксперимен- тальным. К этому времени со сбороч- ной линии сошли уже более 40 самоле- тов, ожидавших поставок двигателя; еще 11 были уничтожены налетом аме- риканской авиации 17 августа 1943 г. Первый RII-211 прибыл в Пене- мюнде в июле 1943 г. и был вскоре установлен на Me. 163 V2. В августе 1943 г. летчик-испытатель Рудольф Опиц (Rudolf Opitz), совершая первый моторный полет на Me. 163В V2, ока- зался на краю гибели: во время разбе- га взлетная тележка отделилась еще до момента отрыва, и самолет соско- чил с нее вперед на посадочную лыжу. Летчик сумел поднять аппарат в воз- дух до границы аэродрома, но на этом его приключения не кончились. При наборе высоты в кабину стали прони- кать пары перекиси. К счастью, за- правка была рассчитана всего на две минуты полета, и, когда двигатель ос- тановился, Опиц посадил самолет, хотя почти ничего не видел. 1 мая 1943 г. Александер Липпиш из- за прохладных отношений с Вилли Мессершмиттом покинул его фирму. Мессершмитт занимался доводкой сво- его турбореактивного Me. 262, и до «чу- жого» 163-го ему не было никакого дела. После этого завод в Регенсбурге отвечал только за доводку и выпуск 70 предсе- рийных самолетов. Общая координа- ция работ перешла к Klemm Technik GmbH в Штуттгарте, которая отвечала и за выпуск серийных Me. 163В. От- дельные узлы поставляли многие заво- ды по всей Германии, сборка проводи- лась на заводе в Шварцвальде. Первые предсерийные Me. 163В, во- оруженные парой пушек MG 151, ис- пользовались для различных испыта- ний. Вторая половина регенсбургских машин и серийные самолеты оснаща- лись пушками МК 108 калибром 30 мм с 60 снарядами на ствол. Первые серийные Me. 163В-1а из-за очень низкого качества комплектую- щих и сборки требовали дополнитель- ных доработок. Летать они начали лишь в феврале 1944 г. Ме.163В-1а имел длину 5,70 м при размахе крыльев 9,30 м. Его взлетный вес составлял 3850 кг, в т.ч. 2018 кг компонентов топлива. Самолет имел цельнометаллический фюзеляж оваль- ного сечения и цельнодеревянное кры- ло с одним лонжероном, стреловид- ность по линии четверти хорд 23,3°. Щелевые закрылки были максимально вынесены вперед, чтобы снизить веро- ятность «клевка» при их выпуске. Двух- колесная взлетная тележка крепилась к нижней части посадочной лыжи и сбра- сывалась автоматически при уборке последней. На концах крыльев были не- большие лыжи. Кабина закрывалась цельным плек- сигласовым сбрасываемым фонарем, что давало летчику хороший обзор вперед и в стороны. Кресло пилота - простейшее, регулировалось только по высоте; по обе его стороны размещались два протести- рованных 60-литровых бака окислителя (T-Stoff), а за спиной пилота - основной 1040-литровый непротектированный бак окислителя. Все горючее (C-Stoff) за- ливалось в крыльевые баки - два 73-лит- ровых в передней кромке крыла и два 173-литровых за основным лонжероном. Ракетный двигатель 109-509.А-1 (на- именование RII. 211 в серии) состоял из двух блоков - переднего узла с ТНА, сис- темой управления, клапаном сброса давления и электрической системой за- жигания и заднего узла с камерой сго- рания и трубопроводами подачи топли- ва. Двигатель был очень «сырым», его эксплуатация сопровождалась посто- янными отказами и многочисленными доработками. Перед полетом пилот и техники, заправлявшие самолет, наде- вали специальные костюмы из асбес- товой ткани для защиты от едких ком- понентов топлива. Посадочные характеристики Me. 163В требовали изрядного мастерства пило- тирования. Если летчик перелетал раз- решенную зону посадки и выкатывался на грунт, то был риск опрокидывания и взрыва остатков топлива в баках. Планы использования Me. 163В предусматривали создание двух колец аэродромов на западе, северо-западе и севере Германии, чтобы получилась сплошная зона перехвата. Реально бы- ли подготовлены всего несколько аэро- дромов: Пенемюнде, Бад Цвишенан, Виттмюндгафен, Штаргард-Клюцов, Удетфельд, Брандис, Венло и Хузум. Первый Me. 163В-1а был принят Люфтваффе в мае 1944 г. и поступил в эскадрилью 1./JG400 (командир - ка- питан Роберт Олейник), созданную из персонала 16-й испытательной ко- манды и набранных летчиков. В кон- це июля эскадрилья была переведена на аэродром Брандис под Лейпцигом. Преобладала следующая тактика применения ракетных перехватчиков: Me. 163В заходили на строй бомбарди- ровщиков при скорости 900-950 км/ч, вели огонь из МК 108 с эффективной дистанции около 600 м и выходили из атаки на дистанции 200 м. У пилотов было менее трех секунд, чтобы пора- зить цель из пушек, имевших неболь- шой темп стрельбы. Добиться результа- та позволяло лишь высокое мастерство. 28 июля Me. 163В из 1./JG400 впер- вые перехватили группу В-17. По отчету американцев, их атаковали пять само- летов, летевшие двумя группами, по два и по три, со скоростью 800-900 км/ч. Перехватчики сохраняли строй во вре- мя полета и во время атаки с пикирова- нием. Боестолкновение закончилось безрезультатно для обеих сторон. На следующий день перехватчики из 1./JG400 вновь атаковали американс- Фото из архива И. Афанасьева ▲ Модель ракетного перехватчика Me.163В кие бомбардировщики, летевшие под прикрытием истребителей Lightning Р-38. Американцы заявили, что капитан Артур Джеффри из 479-й истребитель- ной группы на своем «Лайтнинге» сбил один реактивный истребитель. Правда, 1./JG400 этой потери не подтвердила. Эскадилья 2./JG400 (командир - капитан Отто Бёхнер) была сформи- рована в Венло, но в августе 1944 г. перебазировалась на Брандис. Обе они были сведены в группу I./JG400 под командование капитана Вильгель- ма Фульды. Каждая эскадрилья нас- читывала 15 самолетов и 10-12 пило- тов. Основной задачей было прикры- тие заводов по производству синтети- ческого топлива. Но американцы очень быстро нащупали слабое место «Коме- 15
Космические крылья Фото из архива И. Афанасьева Фото Toffee (с сайта picasaweb.google.com ▲ Перехватчик Me. 163В и его ракетный двигатель (на переднем плане) в музее ВВС в Дейтоне ▲ Американские летчики позируют у разбитых Me. 163 ты» - малую продолжительность и даль- ность полета и стали... просто облетать аэродром Брандис стороной! В сентябре из Бад Цвишенан на Брандис была переведена 16-я испы- тательная команда, а несколько пило- тов во главе с Олейником было послано на Удетфельд для формирования учеб- ной части. Позже на ее базе были со- зданы 13-я и 14-я эскадрильи IIL/JG400. В декабре 1944 г. в Штаргарде под ко- мандованием капитана Опица была сформирована IL/JG400. Во главе всей эскадры JG400 в ноябре 1944 г. стал майор Вольфганг Шпете. Основной недостаток перехватчика - мизерную продолжительность мотор- ного полета - профессор Вальтер решил исправить, создав ЖРД 109-509.В с двумя камерами, стартовой и марше- вой. Первая давала основную тягу для взлета, набора высоты и маневров, а вторая обеспечивала «крейсерский» по- лет. В 1944 г. она испытывалась на двух опытных машинах V6 и VI8. 6 июля Рудольф Опиц поднял Me. 163В VI8 в первый полет на двух камерах. Позже было рассчитано, что в этом полете самолет достиг скорости 1125 км/ч. Низкие боевые качества МК 108 зас- тавили также начать поиск альтерна- тивного оружия для Me. 163В. Изобрета- тель Генрих Лангвейлер, автор «фауст- патрона», разработал самолетный обра- зец SG 500 «Ягд фауст». Это были 50- миллиметровые пусковые установки (ПУ) для ракетных снарядов, запускае- мых по команде фотодатчика при про- хождении тени бомбардировщика. На каждом крыле устанавливалось по пять труб SG 500 в общем обтекателе. Пред- полагалось, что Me. 163В должен был проходить на 20-70 м ниже строя бом- бардировщиков. «Ягдфауст» был успеш- но испытан по мишени, закрепленной между двумя аэростатами, и даже ис- пользовался в боях: в апреле 1945 г. лей- тенант Фриц Кельб смог уничтожить с его помощью В-17. Но немцы передела- ли под SG 500 только 12 Me. 163В, кото- рые так и не успели применить. В декабре 1944 г. выпуск Me. 163В- 1а достиг 90 единиц, а всего за 1944 год было изготовлено 237 машин. В нача- ле 1945 г. производство замедлилось, а в феврале полностью прекратилось. Люфтваффе получили еще 42 самолета. В конце 1944 г боевая активность JG400 резко снизилась из-за бомбежек аэродромов, плохой подготовки пило- тов и перебоев с поставкой топлива. Реально боевой была только первая группа. Она сумела добиться девяти побед, потеряв 14 самолетов. Вторая группа из-за недостатка топлива за- кончила войну в Хузуме, так и сбив ни одного самолета противника. Таким образом, боевая эффектив- ность и эксплуатационные качества Me. 163В оставляли желать лучшего. Недостатки ракетного перехватчика была таковы, что союзники просто не обратили серьезного внимания на бое- вой дебют «Кометы». Еще одним вариантом развития Me. 163В стал японский Mitsubishi J8M1 «Судзуи» («Меч»). Японская деле- 16
Первые ракетные самолеты гация побывала в Пенемюнде и Бад Цвишенане и испытала Me. 163В, а в 1944 г. японцы приобрели лицензии на производство Me. 163В и двигателя 109-509. А-1, заплатив за последнюю 20 млн марок. Однако подводная лодка, на которой переправлялись в Японию экземпляр самолета и чертежи, была потоплена союзниками. В Японию по- пали только простейшие руководства. Тем не менее, даже без помощи со стороны немцев в июле 1944 г. «Мицу- биси» спроектировала свой вариант Me. 163В. В японской армии самолет получил обозначение Ki. 200, а во фло- те - J8M1. Двигатель был переделан под японские технологии и получил обозначение «Току» Ro. 2 (Кг-10). Пер- вое летное испытание J8M1 7 июля 1945 г. закончилось катастрофой: на крутом наборе высоты ЖРД заглох и самолет разбился. Ни один армейский прототип так и не был выпущен... К весне 1944 г. ситуация с налетами дневных бомбардировщиков союзни- ков на германские промышленные центры стала критической. Имевшие- ся средства ПВО не справлялись, и верховное командование было готово рассмотреть любые, даже самые нео- бычные, предложения по перехвату бомбардировочных соединений. Одно из них выдвинул технический директор фирмы Gerhard Fieseler Werke Эрих Бахем (Erich Bachem), который предложил проект вертикально взлета- ющего одноразового перехватчика1 ВР.20 Natter («Гадюка»). Дешевые и неде- фицитные материалы применялись в каждом узле: спасали только пилота и ракетный двигатель, которые могли ис- пользовать повторно. Получив много других предложений, в начале лета RLM выбрало на конкурс- ной основе для испытаний проект Хейн- келя - Р1077 «Юлия». Проект Бахема был инициативным и к тому же выдвигался необычным способом - через генерала истребительной авиации Адольфа Гол- ланда. Технический департамент RLM отклонил проект: одноразовый боевой самолет казался нонсенсом... Убежденный в реальности проекта, Бахем не смирился с поражением и за- ручился поддержкой Генриха Гиммле- ра. Рейхсканцлер придал работе высо- чайший приоритет. Бахему выделили небольшой завод под Вальдзе. Разра- ботка началась в августе 1944 г. в рам- ках «Срочной программы истребите- лей». Двигатель делался на заводе Гель- мута Вальтера на базе ЖРД «Кометы». При проектировании широко исполь- зовали продувки моделей в АДТ в Брау- ншвейге, получив характеристики ЛА до скорости М = 0,95. Управление само- летом должно было быть настолько простым, что предполагалось исполь- зовать летчиков без специальной под- готовки (только инструктаж на земле). Окончательный вариант проекта Ва.349 несколько отличался от предло- жения Бахема. Первоначальная кон- цепция атаки предусматривала, что после применения бортового оружия пилот «Наттера» должен использовать оставшуюся кинетическую энергию самолета для набора высоты с последу- ющим пикированием и тараном цели, а непосредственно перед столкновени- ем - катапультироваться. Но вскоре выяснилось, что кабина самолета слишком мала для установки ката- пультного кресла. Кроме того, все это усложняло конструкцию, которая «должна была быть максимально прос- той». От таранного удара отказались: пилот сбрасывал переднюю часть фю- зеляжа и просто выпадал из кабины. ▲ Макет перехватчика Natter в музее Мюнхена Фото John McCullagh (с сайта common.wikimedia.org) Ва.349 строился по схеме свободно- несущего среднеплана цельнодеревян- ной конструкции (из металла - только тяги управления, шарниры и узлы крепления) без шасси. Крыло прямое, малого удлинения, неразрезное, с сим- метричным профилем. Оперение крес- тообразное с несущим стабилизатором. Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения. Кабина пилота с простейши- ми приборами закрыта фонарем, отки- дывавшимся назад. Летчик защищен броней спереди, сзади и по бокам. Самолет имел взлетную массу 2234 кг при запасе топлива 630 л. Длина фюзе- ляжа - 6,5 м, размах крыла - 3,95 м, высота-2,24 м. Силовая установка состояла из ЖРД 109-509А-2Е тягой 1700 кгс. Топливо - 1 Предложение Бахема не было оригинальным: до него, 6 июля 1939 г., идею вертикально стартующего ракетного перехватчика выдвинул Вернер фон Браун. Проект был отклонен RLM как слишком фантастичный. 17
Космические крылья Фото с сайта jpcolliat.free.fr/trident/trident_10.htm ▲ Солдаты союзнических войск рассматривают захваченные «Наттеры» 440 л T-Stoff и 190 л C-Stoff - в двух ба- ках за кабиной пилота. При старте ра- ботали одновременно ЖРД и четыре пороховых ускорителя Schmidding 109-533 тягой по 500 кгс. Для запуска Ва.349 устанавливался на практически вертикальных направ- ляющих длиной 25 м, которые могли наклоняться для «зарядки» в них само- лета горизонтальным способом. По расчету, ускорение при старте не должно было превысить 2,2 единицы, но на всякий случай рули до запуска блокировались, что обеспечивало сход с направляющих в нужном направле- нии. На высоте 170-200 м сбрасыва- лись ускорители и включался автопи- лот, управлявшийся по радио с земли. Вооружение - 24 неуправляемых 73- миллиметровых ракеты Хеншель Hs. 217 «Фён» («Шторм») или 33 55-мил- лиметровых ракеты R4M в носовой части фюзеляжа под сбрасываемым пластиковым обтекателем. Прицели- вание - наведением всего фюзеляжа. В 1,5-3 км от цели пилот должен был отключить автопилот, сблизиться с нею и пустить все ракеты залпом. После вы- полнения атаки летчик сбрасывал но- совую часть фюзеляжа; одновременно открывался парашют в задней части. Летчик выпадал вперед из самолета и приземлялся на обычном парашюте. Поддержка программы Ва.349 была настолько сильной, что первая партия из 50 опытных машин была готова че- рез три месяца с момента начала работ. Первый планирующий полет за букси- ровщиком Не.111 был совершен под Хойбергом в ноябре 1944 г. Пилот-испы- татель ГЬнс Цюберт докладывал: «Устой- чивость самолета - в норме, управление простое и эффективное во всем диапа- зоне скоростей от 200 до 680 км/ч». Первая попытка беспилотного вер- тикального старта с четырьмя «Шмид- дингами», предпринятая 18 декабря 1944 г., закончилась неудачей: Ва.349 даже не сошел с направляющих, т.к. ускорители прогорели в местах про- водки зажигания. Через четыре дня попытку повторили: «Наттер» с направ- ляющих сошел и исчез в облаках на высоте 750 м. Первоначальную идею пустить все первые самолеты на планерные и бес- пилотные испытания отвергли: време- ни не было, да и поддержка со стороны Гиммлера ослабла. 22 декабря 1944 г., в день первого успешного беспилотного запуска Ва.349, комиссия в Берлине отметила, что ни «Наттер», ни «Юлия» не оправдали ожиданий... Рекомендо- валось свернуть разработку «Юлии», а работы над Ва.349 продолжить, хотя бы в части испытаний. Приговор комиссии посчитали рекомендацией: в том, что касалось Ва.349, она не была принята к исполнению. Успешно были запущены десять бес- пилотных «Наттеров», хотя выясни- лось, что скорость при сбросе ускори- телей недостаточна для нормальной работы рулей. Изменили стабилиза- тор, а в струе двигателя поставили ох- лаждаемые водой газовые рули, кото- рые работали около 30 сек. Эти моди- фикации были внесены в Ba. 349а VI6 и в последующие «Наттеры». Ускорители работали со сбоями, ав- топилот не обеспечивал устойчивости, и его работу было трудно синхронизи- ровать. Поставки маршевого двигате- ля фактически остались лишь на бума- ге: первый ЖРД Бахем получил только в феврале 1945 г. В результате первый испытательный полет «Наттера» по полной программе смог состояться только 25 февраля. Во время первого «штатного» взлета в кабине Ва.349 сидел манекен. Само- лет успешно стартовал, на заданной высоте фюзеляж разделился, манекен и двигатель мягко приземлились на парашютах. Результаты испытаний произвели впечатление на RLM, потре- бовавшее немедленно провести пило- тируемый запуск. 28 февраля на по- добные испытания добровольно согла- сился обер-лейтенант Лотар Зиберт (Lothar Siebert). Самолет №М23 наб- рал высоту около 500 м, после чего фо- нарь кабины самопроизвольно отк- рылся, «Наттер» перевернулся через хвост на высоте 1500 м и после пики- рования врезался в землю и взорвался. Расследование не установило причин аварии: оставалось предположить, что фонарь кабины не был закрыт на стар- те, а от удара в момент его открытия пилот потерял сознание. Погибшего Зиберта заменили другие добровольцы. Быстро выполнив три успешных пилотируемых полета, ре- шили, что Ба. 349 уже готов для войс- ковых испытаний. Для увеличения ра- диуса действия перехватчика на нем предполагалось установить двигатель 109-509.С с дополнительной «крейсер- ской» камерой. И вновь переделка са- молета, во время которой в фюзеляже разместили пару 30-миллиметровых пушек в качестве альтернативы раке- там. Количество топлива на борту не меняли, новые стартовые ускорители сдвинули назад. Новые «Наттеры», начиная с 51-го са- молета, получили обозначение Ba. 349b и считались серийными. До прекраще- ния работ в Вальдзе успели закончить лишь три опытных Ba. 349b, и лишь один из них поднялся в воздух, причем со старыми ускорителями. К концу военных действий было изго- товлено 36 самолетов Ба. 349. Из них ис- 18
Первые ракетные самолеты пытаны 25, причем в пилотируемом ва- рианте только семь. В апреле 1945 г. 10 перехватчиков были размещены у Кирххайма под Штуттгартом для отра- жения налетов американских бомбар- дировщиков, но применить их в боевой обстановке не успели. Почти все они вместе с ПУ были уничтожены собствен- ными расчетами. Три «Наттера» захва- тили американские войска и один - со- ветские. Документацию на Ва. 349 в на- чале 1945 г. приобрели японцы, но пост- роить перехватчик не успели... Таким образом, немецкие ракетчи- ки добились в первой половине 1940-х годов выдающихся успехов, надолго определивших основные направления развития мирового авиа- и ракетостро- ения, и в первую очередь, в СССР и США. Но и они не могли решить глав- ную проблему всех ракетных самоле- тов - повысить экономичность двига- теля. Бортового запаса топлива - даже весьма большого, как в случае с Me. 163В, хватало лишь на несколько минут моторного полета. Применение ЖРД в авиации оставалось под боль- шим вопросом. Несмотря на очевидные недостатки ракетных самолетов, после Второй ми- ровой страны-победители продолжили работы над ними. Но цели у разработ- чиков по обе стороны океана были раз- ными. Отечественные авиационные кон- структоры, получив в свои руки немец- кие ракетные технологии, поначалу хо- тели напрямую «приживить» их на совет- ской почве. Но вскоре выяснилось, что простой путь в данном случае - не са- мый оптимальный и быстрый. Недаром говорится: «Что русскому хорошо, то немцу - смерть»... В авиации же все по- лучилось наоборот. Быстро внедрить технику не удалось - имевшиеся в стра- не заводы и КБ явно не дотягивали до немецких технологий. Кроме того, к со- жалению, наши работали гораздо мед- леннее и неувереннее, чем немцы. И к то- му времени, когда надо было сдавать за- казчику готовую систему (конец 1940-х- начало 1950-х), все немецкие техноло- гии устарели морально и физически1. Следует также понимать, что Советс- кий Союз, в отличие не только от Герма- нии, но и от Англии и Соединенных Штатов, в конце войны не имел собст- венных отработанных ТРД, и самолет с ракетным двигателем казался весьма привлекательным в качестве истреби- теля объектовой ПВО. В этом случае ма- лая дальность не имела существенного значения: решающими преимущества- ми ракетных самолетов перед первыми машинами с воздушно-реактивными двигателями становились скорость, скороподъемность и высота полета. В марте 1945 г. в СССР организуется Особый комитет с чрезвычайными полномочиями и задачей немедленно- го демонтажа военных заводов Герма- нии в нашей оккупационной зоне и в странах Восточной Европы, освобож- денных Красной Армией. 26 апреля в Берлин прибывает госкомиссия во гла- ве с генералом Н. И. Петровым. Вскоре в ее руки попадает бесценная докумен- тация на десятки типов немецких са- молетов (главным образом реактивных и ракетных) и ракет, тысячи отчетов о всевозможных продувках и испытани- ях моделей и натурных образцов, а так- же двигателей, образцы наземных, морских и самолетных локаторов и многое другое; архивы сотен институ- тов, КБ и фирм. Доклад комиссии И. В. Сталину был трагичен: «Внедрение реактивной тех- ники... проводилось в Германии в бол- шом масштабе и немцы в этой области имели серьезный успех». Проще гово- ря, современную, большую авиацию мы просто прозевали... Среди трофеев были и десять «Комет». Их вывезли в Союз и испытали. Изу- чить поведение Me. 163В в воздухе по- настоящему не удалось, поскольку для двигателя HWK 109-509 не оказалось топлива. «Он работал на перекиси во- дорода, причем пожирал эту не приня- тую у нас «пищу» в таких количествах, что для удовлетворения его потребнос- тей пришлось бы специально расши- рять заводское производство переки- си», - вспоминал летчик-испытатель М. Л. Галлай, одним из первых освоив- шийся в кабине трофейного самолета. И тогда возникло решение проверить ЛА в планерном варианте. Для определения характеристик устойчивости и управляемости двухместный учебно-тренировочный Me.l63S, получивший в Советском Со- юзе прозвище «Карась», на буксире за самолетом Ту-2 поднимали на нужную высоту, после чего отцепляли. Снижа- ясь, он выполнял все заданные режи- мы полета. Освоить истребитель ока- залось непросто даже опытным плане- ристам, ведь он был гораздо тяжелее, инертнее, обладал значительно боль- шей скоростью снижения, чем боль- шинство других безмоторных машин. Все же в отчете Летно-исследова- тельского института (ЛИИ) отметили, что «рациональный выбор аэродина- мической схемы и конструктивных па- раметров бесхвостого самолета дает возможность обеспечить ему достаточ- но хорошие характеристики продоль- ной и боковой устойчивости, а также управляемости в области дозвуковых скоростей полета. Это свидетельствует о возможности использовать данную схему в качестве одного из возможных конструктивных вариантов скоростно- го самолета». При этом, правда, указы- валось: «Исследованная схема не ли- шена недостатков. Этими недостатка- ми, в частности, следует считать зна- чительно большую, чем у обычных са- ▲ Так должно было выглядеть развитие перехватчика Me. 163 и его самый совершенный вариант Ju. 248 (Me. 263) Технографика Mario Merino с сайта www.luft46.com 1 Пример работы НИИ-88 свидетельствовал о том, что успех пришел к тем отечественным конструкторам, которые смогли, по возможности быстрее разобравшись с «враждебной» техникой, на определенном этапе прекратить ее копирование, перейдя к собственным, более прогрессивным, разработкам, пусть и базировавшимся на немецких аналогах. 19
Космические крылья Фото с сайта www.testpilot.ru и «Уголок неба» (www.airwar.ru) ▲ Ракетный истребитель И-270 конструкции А. И. Микояна молетов (при одинаковых удельных нагрузках на крыло) минимальную скорость и скорость при взлете и по- садке, а также не вполне удачную, с точки зрения высокоскоростного са- молета, общую компоновку крыла (ма- лая стреловидность, наличие щели и сильной крутки, толстый профиль)». В то же время ведущий летчик НИИ ВВС подполковник В. Е. Голофастов пришел к выводу, что бесхвостый од- номестный Me. 163В по технике пило- тирования в безмоторном полете вел себя аналогично истребителям обыч- ной схемы. При выполнении основных фигур высшего пилотажа машина практически ничем не отличалась от других истребителей. Несомненно, материалы испытаний «Карася» довели до сведения ведущих советских самолетных и моторных КБ, но он оказал на нашу промышлен- ность значительно меньшее влияние, чем другой «мессер» - турбореактив- ный Me. 262 «Штурмфогель» («Альбат- рос»). И все-таки один вариант Me. 163 «пустил корни» на советской почве. ...Немецкие асы, которые пилотиро- вали Me. 163В во время войны, отмеча- ли непредсказуемость работы двигате- ля «Кометы», малую продолжительность полета и неспособность самолета ру- лить на ВПП: сразу после посадки его следовало поднять на взлетную тележку и отбуксировать на место обслужива- ния. Нередко складывалась ситуация, когда полоса забивалась неподвижны- ми самолетами, которые становились мишенями для налетов с воздуха. Проблему продолжительности поле- та и маневренности на земле специа- листы решили, предложив в начале 1944 г. два проекта - Ме.163С с более емкими баками и Me. 163D с изменен- ным (увеличенным) фюзеляжем и уби- раемым трехстоечным шасси. Первый опытный Me.l63D VI испы- тывался в планерном полете весной 1944 г., но у Мессершмитта не хватало людей закончить эту работу. В результа- те самолет передали на фирму Юнкерса и переделали. Предсерийный образец, названный Ju. 248 VI, был закончен в августе 1944 г. и испытан в планерном варианте. К сентябрю на нем установи- ли двухкамерный двигатель 109-509.С и планировали передать в серию. Минис- терство авиации настояло на возвраще- нии к названию Me. 263; кроме того, планировали заменить исходный двига- тель на BMW. 708, работавший на азот- ной кислоте. Однако ухудшение положе- ния на фронте не позволило завершить подготовку серийного производства. Опытный Me. 263 VI так и остался в единственном экземпляре. Он был зах- вачен Красной Армией в Дессау и отп- равлен в СССР. В феврале 1946 г. ОКБ Артема Ивановича Микояна было пору- чено создать на его основе истребитель И-270 для защиты с воздуха крупных промышленных объектов и военных баз. Не имея опыта работы со стреловид- ным крылом и сомневаясь в устойчи- вости схемы «бесхвостка», Микоян и ty- ревич решили отказаться от того и другого. В марте 1946 г. фюзеляж ис- ходного самолета получил прямое кры- ло тонкого профиля и горизонтальное Т-образное оперение на киле. Малое время работы ЖРД разработчиков не пугало: казалось, что высокой скорос- ти, большой скороподъемности и тяги, которая у ракеты не зависит от пара- метров полета, будет достаточно. Самолет, рассчитанный на высоту боевого применения 16-17 км и ско- рость 1100 км/ч, строился по схеме цельнометаллического свободнонесу- щего среднеплана с веретенообразным фюзеляжем круглого сечения, рассты- ковывавшимся на две части. Основные стойки шасси убирались в нишу под крылом в фюзеляже, носовая стойка - в нишу под гермокабиной летчика. Там же располагались две пушки НС-23 ка- либра 23 мм. Силовая установка, размещенная в хвосте фюзеляжа, включала двухка- мерный двигатель РД-2М-ЗВ конструк- ции Л. С. Душкина тягой 1450 кгс на азотной кислоте и керосине, способ- ный работать в форсажном и марше- вом режиме. Запаса топлива, который превышал 50% взлетной массы, хвата- ло на 4-9 минут полета. Первый экземпляр истребителя-пе- рехватчика И-270 (Ж-1) допустили к летным испытаниям 28 декабря 1946 г. Двигатель еще не был готов, и на аппа- рате стоял его макет. До июля 1947 г. самолет выполнял буксировочные по- леты за бомбардировщиком Ту-2 с от- цепкой и планирующей посадкой. 8 мая 1947 г. на втором экземпляре И-270 (Ж-2) был установлен двигатель. 2 сентября состоялся первый - и пос- ледний - полет: во время неудачной по- садки самолет, пилотируемый летчи- ком-испытателем А. К. Пахомовым, по- терпел аварию и был разрушен. Вос- станавливать его не стали. 2 октября 1947 г. летчик-испытатель В. Н. Юганов выполнил первый полет на первом экземпляре И-270. В марте 1948 г. летные испытания возобнови- лись, но были полностью остановлены после вынужденной посадки без выпу- щенного шасси. Поврежденный само- лет также не был восстановлен1. И-270 продемонстрировал посред- ственные летные характеристики: удо- влетворительную скороподъемность и высокую скорость в горизонтальном по- лете при плохой маневренности и весь- ма ограниченном радиусе действия. Проект остановили за явным преиму- ществом турбореактивного истребите- ля МиГ-15, который еще до окончания летных испытаний, в марте 1948 г., был передан в серийное производство. Кроме отсутствия реактивных дви- гателей, разработчиков отечественной авиационной техники волновала проб- лема выбора лучшей формы крыла при полете на транс- и сверхзвуковых ско- ростях. Для решения этой проблемы во второй половине 1945 г. КБ под руково- дством Павла Владимировича Цыби- на, которое во время войны занима- Выдающийся историк отечественной авиационной техники В. Б. Шавров писал: «Оба [экземпляра И-270] были разбиты при испытаниях по причинам, не зависящим от схемы и конструкции самолета». 20
Первые ракетные самолеты лось транспортно-десантными плане- рами, по заданию ЛИИ начало проек- тирование специального ЛА. Разработка и постройка велись с уче- том программы ЦАТ И. Оптимальным средством для получения исходных данных был признан одноместный пилотируемый планер, оснащенный пороховым двигателем-ускорителем. Проектировались одновременно три аппарата, с единым фюзеляжем и тре- мя разными крыльями одинаковой площади - с прямым, с обратной стре- ловидностью в 30° и с прямой стрело- видностью в 30°. Построены были только первые два1: первый -ЛЛ-1 (Ц-1) имел цельнодеревянную конструкцию крыла и фюзеляжа, второй - ЛЛ-3 был оснащен дюралюминиевым крылом. Полетная масса каждого варианта сос- тавляла 2000 кг, размах крыла -7,1м. Вместо обычного шасси на аппарате применили двухколесную ось-тележку и подфюзеляжную лыжу. Взлет и на- бор высоты производил на буксире са- молета Ту-2, после отрыва от земли те- лежка сбрасывались. На высоте 5-7 км буксирный трос отцеплялся, летчик- испытатель переводил планер в режим установившегося пикирования под уг- лом 45-60° и затем включал ускори- тель ПРД-1500 разработки И. И. Кар- тукова с тягой 1500 кгс. Последний за 8-10 сек доводил скорость аппарата до 1000-1050 км/ч (М = 0,87 у ЛЛ-1) или 1150-1200 км/ч (М = 0,95-0,97 у ЛЛ-3). Во время пикирования бортовая аппа- ратура фиксировала параметры пото- ка и фотографировала спектры обтека- ния. После выполнения задач полета и слива водяного балласта ЛА переходил на планирование и совершал посадку при скорости не более 120 км/ч. В 1947-1948 г. летчики-испытатели С. Амет-Хан, С. Н. Анохин и Н. С. Рыбко совершили на ЛЛ-1 и ЛЛ-3 более 100 по- летов. В результате удалось подробно изучить свойства малоизвестного кры- ла обратной стреловидности и самолета в целом и проследить картину кризис- ных явлений, развивающихся при под- ходе к критическим числам М. Полеты и исследования ракетного планера в АДТ дали ученым уникаль- ные материалы по аэродинамическим характеристикам самолетов с разными крыльями. Главной целью данной рабо- ты было разобраться с подводными камнями на пути создания скоростных самолетов и отработать аэродинамику легкого реактивного истребителя. Од- нако непосредственного выхода разра- ботка не получила: в 1947 г. началась первая в истории СССР конверсия обо- ронной промышленности. КБ П. В. Цы- бина закрыли, а завод перевели на вы- пуск гражданской продукции. Немецкий исследовательский инсти- тут планеризма DFS в военные годы разработал несколько эксперименталь- ных ракетных ЛА. Одним из самых вы- дающихся проектов стал DFS. 346. Этот экспериментальный аппарат - прото- тип самолета-разведчика - разрабаты- вался по заданию RLM, выданному осенью 1944 г., и должен был развивать крейсерскую скорость, соответствую- щую М=2, и достигать высоты полета 35 км. Он оснащался двумя двухкамер- ными ракетными двигателями HWK 109-509.С тягой 2000 кгс (19,6 кН). По замыслу главного конструктора проекта д-ра Феликса Крахта (Felix Kracht), DFS. 346 должен был запус- каться с самолета-носителя вблизи зо- ны действия ПВО противника (предпо- лагалось, что это будет Великобрита- ния), подниматься с помощью ЖРД на высоту более 30 км, совершать плани- рование на высокой сверхзвуковой скорости, выполняя фотосъемку воен- ных объектов и приземляться на аэро- дромы в Германии или Франции. Для истребителей Королевских ВВС он был неуязвим, поскольку на высоте 20 км мог развивать скорость М = 2,6. Элементы самолета, готовые к сбор- ке, а также масштабная продувочная модель были обнаружены на фирме Siebel в г. Галле, переданном в июле 1945 г. из американской в советскую зону оккупации. Постановление СМ СССР от 17 апре- ля 1946 г. санкционировало продолже- ние работы над DFS.346 в организован- ном в Галле ОКБ-3 под руководством Ганса Рёссинга (Hans Rossing). 29 сен- тября 1946 г. первый экземпляр самоле- та выкатили из сборочного цеха авиаза- вода в Галле и, после наземных испыта- ний, разобрали и отправили в СССР. Вслед за ним уехали и разработчики. 22 октября 1946 г. Министерство внутренних дел (МВД) начало опера- цию по вывозу в Союз примерно 2200 немецких конструкторов и инженеров. Часть авиационных специалистов бы- ла направлена на Государственный опытный завод №1 в подмосковном поселке Подберезье (ныне - левобереж- ная часть города Дубна) и расселена в сравнительно неплохих условиях. Для Рёссинга в Подберезье было ор- ганизовано ОКБ-2 по разработке ско- ростных самолетов с ЖРД. Заместите- лем главного конструктора стал один из создателей БИ Александр Яковле- вич Березняк. Самолет «346» представлял собой ме- таллический1 2 моноплан со стреловид- ным (45°) крылом. Для максимального снижения лобового сопротивления пи- лот располагался в носовой части фю- зеляжа в лежачем положении. Кроме уменьшения «миделя», такая компонов- ка позволяла ему переносить большие перегрузки, чем при обычной схеме. Самолет имел оригинальную систе- му аварийного спасения: гермокабина соединялась с фюзеляжем на пиробол- тах и, в случае необходимости, могла отделяться и спускаться на парашюте. На высоте 3000 м отстреливался фо- нарь, и летчик вместе с ложем выбра- сывался из кабины, спускаясь с высо- ты 1500 м на парашюте. Двигательная установка - два модер- низированных ЖРД 109-510 суммар- ной тягой 4000 кгс; топлива должно было хватить примерно на 3-4 минуты работы на полной тяге. Д вигатели мог- ли включаться вместе либо по отдель- ности; тяга каждого регулировалась. Не нуждаясь во взлетном шасси, са- молет был оснащен лыжей, выдвигав- шейся из фюзеляжа, и раскрывавши- мися костылями на концах крыла. При продувке модели самолета в первой в СССР скоростной аэродина- мической трубе Т-106 выяснилось, что на околозвуковых скоростях возможна потеря эффективности органов управ- ления. Поэтому было рекомендовано не превышать скорость М = 0,8. ▲ Планер П. В. Цыбина с прямым крылом (на схеме) и крылом обратной стреловидности Фото с сайта www.testpilot.ru 1 ЛЛ-2 строить не стали: к тому времени уже выходили на испытания первые самолеты-истребители с крылом прямой стреловидности, такие как МиГ-15 и Ла-15 2 За исключением гермокабины летчика, имевшей деревянный каркас. 21
Космические крылья После окончания аэродинамических экспериментов экземпляр, доставлен- ный из Германии, прошел испытания на статическую прочность. Во второй половине 1948 г. в ОКБ-2 был закончен упрощенный планерный вариант «346-П», который не имел гер- мокабины, двигателя и топливных ба- ков. На нем были выполнены четыре полета со сбросом с самолета-носителя В-29 для отработки техники отделе- ния, проверки устойчивости и управ- ляемости при различных центровках, накопления опыта пилотирования в лежачем положении и особенностей посадки на лыжу. Пилотировал «346-П» летчик-инженер Вольфганг Цизе Фото Floyd S. Werner Jr. с сайта hsteatures.com ▲ Диорама «Подготовка к полету самолета 346» (Wolfgang Ziese), бывший шеф-пилот на фирме Вильгельма Зибеля. Весной 1949 г. на испытания был пе- редан «346-1», который полностью со- ответствовал проекту, но имел вместо настоящего двигателя макет. Первый полет состоялся 30 сентября на аэро- дроме ВВС в Теплом Стане. Из-за не- точного расчета самолет подошел к земле с чрезмерной скоростью, и при посадке пилот получил травму. Пока В. Цизе находился на лечении, испыта- ния продолжил летчик П. И. Казьмин. Несмотря на сложности с приземле- нием, было сделано заключение о воз- можности выполнения основной части программы - «моторных» полетов. К маю 1950 г. был подготовлен второй летный экземпляр («346-3») с настоя- щими ЖРД и измененной формой го- ризонтального оперения (допустимая скорость полета возросла до величи- ны, соответствующей М=0,9). Специ- ально для испытаний вблизи г. Лухови- цы (примерно 100 км к юго-востоку от Москвы) началось строительство ново- го заводского аэродрома. 6 апреля 1951 г. В. Цизе совершил на «346-3» планирующий полет, а 15 ав- густа двигатель наконец был включен на высоте 7000 м через 1 мин 40 сек после отделения от самолета-носителя; из-за ограничений по максимальной скорости запускалась только одна ка- мера. Мотор работал полторы минуты, в это время обнаружились сильная бо- ковая неустойчивость и перегрев каби- ны (плохая работа регулятора обогре- ва). Пилот был на грани обморока. Следующий полет 2 сентября прошел вполне благополучно, но в третьем по- лете 14 сентября произошла авария. При наборе скорости и высоты на рабо- тающем ЖРД самолет потерял управ- ление; летчику было приказано поки- нуть машину. Система спасения срабо- тала безупречно: кабина отделилась на высоте 6500 м, раскрылся стабилизи- рующий парашют, на высоте 3000 м летчик катапультировался из кабины и приземлился на парашюте, повредив при этом ногу. Самолет упал вблизи де- ревни Смоленские Борки и сгорел. После гибели самолета «346-3» прог- рамма испытаний была сначала приос- тановлена, а затем прекращена. По зак- лючению экспертов продолжение поле- тов на имевшемся летном экземпляре «346-1» не могло дать новых результа- тов, а совершенствование машины не представлялось возможным из-за об- ветшавшей материальной части. Строительство самолета «346» стало самой дорогостоящей программой опытного завода № 1: с апреля 1946 г. по сентябрь 1951 г. на нее было затра- чено 55 млн руб. На основе данного проекта в ОКБ-2 с 1949 г. разрабатывался сверхзвуковой истребитель-перехватчик «486» - одно- местный самолет, выполненный по схеме «бесхвостка» с треугольным кры- лом малого удлинения со стреловид- ностью 45° по передней кромке и мно- гокамерным ЖРД в качестве силовой установки. Взлет производился со стартовой тележки, посадка - на лыжу. Работой руководил бывший конструк- тор фирмы «Хейнкель» Зигфрид Понтер (Siegfried Gunter). Для проведения предварительных ис- пытаний и снятия летных характерис- тик на скорости до 500 км/ч в 1950 г. на заводе построили и в натурной аэроди- намической трубе ЦАГИ продули дере- вянный планер «466», повторявший по схеме самолет «486». Однако к этому времени стало очевидно, что примене- ние ЖРД на боевых самолетах нецеле- сообразно все по той же причине ма- лой продолжительности полета, и в июне 1951 г. Минавиапром прекратил финансирование темы. В апреле 1951 г. ОКБ-2 перевели на завод №491 в Савелово, а в конце 1953 г. расформировали. Немецких ин- женеров репатриировали в ГДР. Следует заметить, что германские авиаконструкторы, насильно вывезен- ные в Советский Союз и работавшие фактически на правах военнопленных, пусть даже привилегированных, не мог- ли (или не хотели) полностью раскрыть свой потенциал. Кроме того, работа не была полноценной еще и потому, что к советским секретам их не допускали1. К концу 1946 г. положительный эф- фект стреловидности для достижения больших скоростей стал всем очевиден. Однако для достижения звукового барьера крыло со стреловидностью 35° (а именно такое устанавливалось на советских реактивных истребителях МиГ-15 и Ла-15, первыми запущенных в серийное производство в 1948 г.) не годилось - слишком велико было его сопротивление. Требовалось увеличить стреловидность хотя бы до 45 °, а также поднять тяговооруженность самолетов. ЦАГИ разработал нужное крыло, но имевшиеся АДТ не позволяли испытать его на скоростях свыше М=0,9. Для проверки крыла «на натуре» на заводе № 293 Минавиапрома было сформиро- вано новое ОКБ во главе с Матусом Ру- вимовичем Бисноватом для создания экспериментального ракетного само- лета «5». Аппарат должен был иметь максимальную скорость 1200 км/ч (М= 1,13) на высоте 12 000-13 000 м. Самолет строился по схеме цельно- металлического моноплана со средне- расположенным стреловидным (45°) крылом и стреловидным горизонталь- ным оперением, которое устанавлива- лось на киле по крестообразной схеме. Фюзеляж овального сечения рассты- ковывался на две части. Переднюю за- нимала гермокабина летчика с ката- пультным креслом и фонарем, вписан- ным в обводы фюзеляжа. Заднюю - силовая установка с двухкамерным двигателем РД-2М-ЗФ конструктора Как пишет историк авиации И. Султанов, «их заставили как бы вариться в собственном соку, поэтому результаты деятельности немцев носили поневоле ограниченный характер». 22
Первые ракетные самолеты Л. С. Душкина с турбонасосной пода- чей топлива. Бортового запаса компо- нентов (азотная кислота, керосин и пе- рекись водорода) хватало на двухми- нутную работу ЖРД при полной тяге. Взлет предполагалось выполнять пу- тем буксировки за самолетом-носите- лем - тяжелым бомбардировщиком Пе-8. Для снижения риска полеты на началь- ном этапе испытаний проводили без включения ЖРД, т. е. в планерном ва- рианте, и по единому плану: пикирова- ние, выход в горизонтальный полет с перегрузкой 2-3, торможение до ско- рости срыва, увеличение скорости и выполнение заданных эволюций, на высоте 1500-2000 м - начало захода на посадку. На этапе посадки самолета изучались особенности устойчивости, управляемости и пилотажные качества на сравнительно небольших скоростях. Посадка - на подфюзеляжную лыжу. До начала пилотируемых полетов компоновка самолета проверялась на беспилотной уменьшенной копии. В короткий срок была создана модель (индекс «6») в масштабе 1:2,75, осна- щенная двигателем У-400-10 кон- струкции А. М. Исаева. Ее сбрасывали из-под бомбардировщика Ту-2 на вы- соте 9000 м. В свободном прямолиней- ном полете с работающим ЖРД модель должна была достичь сверхзвуковой (по расчету - до М= 1,225) скорости. Для регистрации параметров полета служила записывающая аппаратура, а для приземления - многоступенчатая автоматическая парашютная система. В сентябре-ноябре 1947 г. на аэро- дроме Тумрак прошли летные испыта- ния четырех экземпляров модели «6» (все кончились не очень удачно). По ре- зультатам проверок приборов было предположено, что ЛА достигал ско- рости до 1405 км/ч (М= 1,28). Получен- ные цифры позволили специалистам Минавиапрома считать, что скорость модели соответствует расчетной и ис- пытания в целом проведены успешно. С таким обоснованием не согласи- лось командование ВВС, которое реко- мендовало продолжить испытания мо- делей для получения более достовер- ных результатов. Однако к тому време- ни уже заканчивалась постройка пер- вого летного экземпляра самолета «5». С учетом пусков моделей в програм- му летных испытаний, которую после- довательно прошли два самолета - «5-1» и «5-2», были внесены некоторые изме- нения. В частности, тросовую букси- ровку заменили на подвеску под Пе-8. Ведущим летчиком был А. К. Пахомов. Первый полет экземпляра «5-1» сос- тоялся 14 июля 1948 г. При отделении от самолета-носителя он зацепил за упор фермы подвески и повредил об- шивку консоли крыла, частично закли- нив продольное управление. Летчику удалось совершить посадку, хотя и не на ВПП аэродрома. Получив значи- тельные повреждения, самолет был отправлен на завод для ремонта, и в процессе восстановлении доработан (изменили угол подвески и систему уп- равления). В таком виде «5-1» совершил еще два планирующих полета. В треть- ем, 5 сентября 1948 г., он разбился при посадке. Летчик остался цел, но аппа- рат восстановлению не подлежал. Испытания продолжились только в январе 1949 г., когда был выпущен са- молет «5-2», отличавшийся от «5-1» ря- дом доработок для улучшения путевой устойчивости. Первый полет новой ма- шины (летчик-испытатель Г. М. Шия- нов) состоялся 26 января, но из-за по- садки за пределами ВПП закончился аварией. «5-2» был поврежден и нуж- дался в ремонте. После второго полета и анализа результатов испытаний для повышения путевой устойчивости на консолях крыла установили дополни- тельные вертикальные поверхности - так называемые «ласты». После всех доработок самолета Г. М. Шиянов совершил на «5-2» еще шесть полетов, последний из них в июне 1949 г. Наибольшая скорость, достигнутая в пикировании на высо- те 5400 м, соответствовала М = 0,775. Аппарат обладал удовлетворительны- ми пилотажными качествами. К моменту, когда «пятерку» подгото- вили для полетов с ЖРД, было принято решение о прекращении дальнейших работ: опытные самолеты с ТРД уже вышли на рубеж скорости 1200 км/ч, и необходимость в продолжении испы- таний ракетоплана исчезла. Позднее М. Р. Бисноват и А. М. Исаев создали на его базе крылатую ракету «воздух-по- верхность» Р-1. Кроме вышеописанных, в Совет- ском Союзе создавались и другие ра- кетные самолеты. В частности, под руководством «короля истребителей» Н. Н. Поликарпова в 1944 г. проекти- ровался перехватчик «Малютка», од- нако со смертью главного конструкто- ра проект был прекращен. По постановлению Государственного комитета обороны (ГКО) от 18 февраля 1944 г. в НИИ-1 (бывший ГИРТ) разра- батывался одноместный эксперимен- тальный самолет по проекту инженера Ильи Флорентьевича Флорова для аэродинамических исследований. В качестве ДУ предлагались жидкостные двигатели А. М. Исаева (тяга 1100 кгс) или Л. С. Душкина (двухкамерный, тя- га 1140 кгс), работавшие на азотной кислоте и керосине. Самолет строился по схеме цельнометаллического высо- коплана с нестреловидным (прямым) крылом, с отогнутыми вниз на 30° кон- цами, с сигарообразным фюзеляжем, лыжным посадочным шасси и взлет- ной тележкой. Горизонтальное опере- ние с концевыми шайбами (не рулями), однокилевое вертикальное оперение. Первые полеты должны были делаться на неубираемом шасси с хвостовым ко- лесом. Взлетная масса около 2400 кг. К осени 1946 г. первый экземпляр са- молета без двигателя был готов к лет- Фото с сайта www.testpilot.ru ▲ Самолет М. Р. Бисновата. Иллюстрация типичного хода испытаний ракетных самолетов в СССР: долгие доводки, пробежки, первые пилотируемые полеты... авария и закрытие программы ным испытаниям; сборка экземпляра с двигателем Исаева заканчивалась1. Самолет в планерном варианте обле- тал в 1946 г. летчик-испытатель И. Ф. Якубов. Состоялось 19 полетов; скорость достигла 500-520 км/ч по прибору на высоте 5000 м. В августе 1947 г. летчик-испытатель А. К. Пахо- мов выполнил моторный полет. Целью испытаний была записана проверка ЖРД с последующим достижением большой скорости. Полет начался нормально, но в кон- це работы двигателя разрушилась од- 1 Строился планер и под двигатель Душкина, но силовая установка не доводилась, и испытаний не было. 23
Космические крылья Фото с сайта www.airwar.ru ▲ Самолет И. Ф. Флорова на из магистралей, пары азотной кис- лоты заполнили кабину. Летчик сумел посадить машину. Дальнейшего раз- вития работа не получила и была за- крыта. Англичан и американцев, по большо- му счету, немецкие ракетные техноло- гии в авиации интересовали лишь по- стольку-поскольку: на Западе уже бы- ли свои реактивные самолеты, кото- рые во второй половине 1940-х годов достигли довольно высокого уровня. К тому же здесь все в порядке было с электроникой, которая постепенно сливалась с авиацией, образуя единые ударные комплексы. В послевоенной Америке ракетопла- ны проектировались и строились практически исключительно в экспе- риментальных целях - для освоения высоких скоростей полета. Еще в 1943 г. на совместном заседа- нии представители ВВС, ВМС и про- мышлешюста наметали программу исследований высокоскоростных ЛА в интересах создания боевых самолетов. Одной из основных причин послужило создание и боевое применение в Герма- нии истребителей нового типа - реак- тивного Me. 262 и ракетного Me. 163. 16 марта 1945 г. фирма Bell Aircraft получила от ВВС контракт на строи- тельство трех экземпляров самолета XS-1 («экспериментальный, сверхзву- ковой, первый», позже просто X-1) для получения данных об условиях полета на трансзвуковых скоростях. XS-1 был первым американских скоростным са- молетом, создававшимся специально для проведения летных исследований и не предназначенным для серийного производства. В разработке широко использовались материалы немецкого проекта DFS.346. Основные техничес- кие параметры машины были сформу- лированы специалистами Националь- ного консультативного комитета по аэронавтике NACA (National Advisory Committee for Aeronautics). В качестве некоего условного прото- типа XS-1 была принята полудюймо- вая (12,7 мм) пуля от пулемета Брау- нинга, аэродинамические качества ко- торой на сверхзвуке были широко из- вестны. Самолет строился по схеме свободнонесущего цельнометалличес- кого моноплана с прямым крылом. Конструкция рассчитывалась на пе- регрузки от +18 до -10 единиц. Верете- нообразный фюзеляж - овального се- чения, с гермокабиной и фонарем, вписанным в общие обводы. Хвостовое оперение, как и крыло, заметной стре- ловидности не имело. Горизонтальное оперение установлено на 1/3 высоты киля для выноса из зоны турбулент- ности за крылом. Кислородно-спиртовый двигатель XLR-11-RM-31 - первый американский ЖРД для установки на самолет - был создан фирмой Reaction Motors. Систе- ма подачи топлива - вытеснительная, тяга регулировалась за счет дроссели- рования четырех камер сгорания, ко- торые могли работать как по отдель- ности, так и совместно. Поскольку вре- мя работы двигателя не превышало Рисунок из книги Peter Stache, Sowjetische Raketen, 1987 4 мин, применялся воздушный запуск с самолета-носителя (бомбардировщи- ки В-29 и В-50) на высоте 9000 м. По- садка осуществлялась планированием. Первый полет на XS-1 без включения двигателя выполнил 19 января 1946 г. шеф-пилот Bell Aircraft Джек Вуламс (Jack Woolams). До того, как в марте 1946 г. первый самолет был возвращен для модификации и установки ЖРД, на нем было проведено еще девять поле- тов. Затем место шеф-пилота занял Чалмерс 1удлин (Chalmers Н. Goodlin), который совершил на двух экземпля- рах ракетоплана 26 успешных полетов с сентября 1946 г. по июнь 1947 г. Пер- вый полет с включением ЖРД состоял- ся 9 декабря 1946 г., однако безмотор- ных полетов было выполнено гораздо больше, чем моторных - они требова- лись для снятия аэродинамических ха- рактеристик. Как правило, XS-1 сбра- сывался с бомбардировщика В-29, пла- нировал и приземлялся на аэродром. Первым, кто преодолел на Ж-1 звуко- вой барьер, стал капитан ВВС США Чарльз Егер (Charles Е. Yeager). Был в этом некий элемент случайности: Гуд- лин запросил за преодоление звукового барьера 150 тыс. $, a Bell Aircraft ему от- казала. Егер же, будучи военным, счи- тал рискованный полет своим долгом. Чак Егер начал летать на XS-1 7 ав- густа 1947 г. и 10 октября в своем 12-м полете достиг скорости М=0,997. За два дня до решающего испытания Чак упал с коня и сломал два ребра. Первую помощь ему оказал ветеринар из бли- жайшего поселка. Пилот боялся, что его отстранят от полета, и не сообщил о переломах. О них знали только его помощник Джек Ридли и жена Птеннис Дикхаус. В день полета Чак испытывал нестерпимую боль, он даже не смог без 1 Использовался также на самолетах X- 1А, X-1В и Republic XF-91 и на начальном этапе испытаний X-15. 24
Первые ракетные самолеты Фото NASA ▲ Подвеска Х-1 №3 под самолет-носитель В-29 была непростой операцией посторонней помощи закрыть люк са- молета. Но, невзирая ни на что, Егер успешно справился с заданием. 14 ок- тября 1947 г. впервые в мире в пилоти- руемом полете он превысил на XS-1 скорость звука и достиг М = 1,05. Все стадии полета на ракетопланах были опасны. По воспоминаниям Егера, «особенно много неприятностей достав- ляла пересадка из самолета-носителя в Х-1. Приходилось втискиваться в узкую кабину, почти как в аттракционе “чело- век-змея”, высвобождать правую руку и буквально вбрасывать себя в самолет... В этот момент, на высоте 7 км, когда од- на моя половина была уже в X-1, а дру- гая еще внутри В-29, я больше всего бо- ялся, что самолеты разъединятся...» А вот как Егер описывает свои ощу- щения перед взлетом в тот день, когда он победил звуковой барьер: «В глуби- нах моего разума таился страх. Я знал о нем и контролировал его... Но полет начался даже спокойнее, чем ожидали: до этого случались неприятности вро- де возгорания хвоста самолета, отказа пускателя и т. п. На этот раз все прош- ло гладко: отцепка, запустился четы- рехкамерный ракетный двигатель XLR-11. Когда началась знакомая тряска, я полностью сосредоточился на указателе числа Маха. Стрелка ко- лебалась на величине 0,96 и неожи- данно прыгнула на 1,06. Я решил, что это ошибка, вызванная ударными вол- нами. И вдруг все стихло: ни вибрации, ни ударных волн - ничего. Я подумал: “Надо же! Эта проклятая штука не раз- валилась”... А на земле услышали пер- вый искусственный “звуковой удар” и решили: что-то пошло не так. Но на са- мом деле все получилось, как надо: я преодолел звуковой барьер». О достижении американского пило- та стало известно только в июне 1948 г. Сейчас самолет X-1 №1 хранится в На- циональном аэрокосмическом музее в Вашингтоне. Всего было построено три Х-1 с се- рийными номерами 46-062, 46-063 и 46-064. Было выполнено 157 полетов, большинство - с включением ЖРД. Эти исследования стали базой, на которой строились последующие проекты экс- периментальных аппаратов серии X. Для изучения отдельных аспектов сверхзвукового полета создавались до- полнительные варианты самолета X-1. В частности, Х-1 А (серийный но- мер 48-1384) был заказан фирме Bell 2 апреля 1948 г. для изучения аэро- динамических явлений на скоростях свыше М = 2 и высотах более 27 км, особенно в части нагрузок и устойчи- вости. Он был длиннее и тяжелее X-1 и отличался выступающим фонарем Bell Aircraft Company ▲ Один в бескрайнем небе: самолет Х-2 в полете над Южной Калифорнией. 1955-1956 гг. кабины. Первый безмоторный полет состоялся 14 февраля 1953 г., а уже че- рез неделю летчик-испытатель фирмы Bell Джин Зиглер (Jean L. Ziegler) впервые включил в воздухе ракетный двигатель. Всего в 1953-1955 гг. сос- тоялось 26 полетов Х-1 А. 12 декабря 1953 г. Чарльз Егер достиг скорос- ти, соответствующей числу М = 2,44, а 4 июня 1954 г. Артур Мюррей (Arthur Murray) - высоты 27 374 м. На скорости больше М = 2 самолет не- ожиданно «показал зубы», войдя в пере- вернутый штопор, и только высокая квалификация спасла Егера от смерти. (Позже на Х-2 при аналогичных обсто- ятельствах погиб Милбурн Апт.) Самолет Х-1 В (48-1385) во многом напоминал X-1А и был оснащен прибо- рами для измерения эффектов аэроди- намического нагрева. В 1954-1958 гг. на нем было выполнено Т1 полетов. Че- тыре последних совершил летчик NACA Нейл Армстронг (Neil Armstrong) - чело- век, которому предстояло первым сту- пить на поверхность Луны. Х-1 С (48-1387) планировалось ис- пользовать для испытаний систем ору- жия и боеприпасов на режимах тран- сзвукового и сверхзвукового полетов. Однако такая программа исследова- ний была отменена, и X-1С не летал. Самолет X-1D (48-1386) стал пер- вым ракетным самолетом второго по- коления. Он предназначался для изу- чения процессов теплопередачи на сверхзвуковой скорости и был осна- щен ЖРД XLR-11-RM-5 с новой турбо- насосной системой подачи топлива. К сожалению, он смог совершить только один полет, а во втором, 22 августа 1951 г., взорвался во время заправки топливом в воздухе. Отметим, что однотипные аварии, связаные с топливной системой, по- 25
Космические крылья губили еще два экспериментальных самолета. На X-1 № 3 пожар возник во время слива топлива на земле, после полета без отцепки 9 ноября 1951 г., и он сгорел вместе с самолетом-носите- лем. На X-1А в полете 8 августа 1955 г. произошел взрыв. Находившийся в кабине пилот NACA Джо Уолкер лишь чудом успел вернуться на RB-50. После двух аварий 1951 годаХ-1 №2 был переобрудован в X- 1Е, также осна- щенный двигателем с ТНА. Он совер- шил 26 полетов в 1955-1958 гг. Фото NASA Фото NASA ▲ Скотт Кроссфилд у самолета D-558-II Skyrocket дает интервью после первого полета со скоростью М = 2 (20 ноября 1953 г.) ▼ Американские послевоенные экспериментальные ракетные самолеты Х-1Е, D-558-II и Х-1В, на которых отрабатывалась сверхзвуковая аэродинамика Еще в 1949 г. специалисты фирмы Bell начали проектирование нового са- молета Х-2 для исследований аэро- и термодинамических явлений на ско- ростях, соответствующих числу М=3. Предполагалось, что постепенно, по мере модернизации, Х-2 сможет дос- тичь высоты в 60 км. Самолет осна- щался приборами для сбора информа- ции о влиянии нагрева на конструкци- онные материалы. В целом Х-2 повторял схему своего предшественника, но имел крыло с уг- лом стреловидности по передней кромке около 40°. Корпус был выполнен из нер- жавеющей стали. В качестве силовой установки выступил ракетный двига- тель XLR-25-CW-1 фирмы Curtiss Wright. На Х-2 имелось обычное носовое коле- со, но вместо основных стоек использо- валась убирающаяся лыжа, дополнен- ная вспомогательными лыжами, рас- положенными на полуразмахе крыла. Первый опытный образец Х-2 (номер 46-675) был построен в 1952 г. Как обычно, сначала провели три планиру- ющих полета, а затем на Х-2 установи- ли двигатель. 12 мая 1953 г. проводил- ся полет без отцепки от ЕВ-50А с целью проверки аварийного слива топлива, и в ходе его Х-2 взорвался над озером Онтарио. Погибли Джин Зиглер и лет- чик-наблюдатель ЕВ-50А Фрэнк Волко (Frank Wolko). Бомбардировщик сгорел в воздухе, но остальным членам его экипажа удалось спастись. Испытания были приостановлены до лета 1954 г., когда был готов второй экземпляр Х-2 (номер 46-674). Пер- вый полет с работающим двигателем состоялся лишь 18 ноября 1955 г. 23 июля 1956 г. Фрэнк Эверест достиг рекордной скорости в горизонталь- ном полете (3360 км/ч, или М = 2,87), а 7 сентября Айвен Кинчлоу поднялся до 38430 м. Во время следующего вы- лета Т1 сентября капитан Милбурн Алт достиг скорости, соответствую- щей числу М = 3,196 (этот рекорд был побит только в 1961 г.), но самолет по- терял управляемость и разбился, а пилот погиб. Причины катастрофы выяснить не удалось. Завершая рассказ о первых ракет- ных самолетах, следует упомянуть ЛА с 26
Первые ракетные самолеты комбинированной ДУ1, состоящей из воздушно-реактивного и ракетного двигателей. Оставим в стороне ранние попытки создать самолеты, оснащен- ные стартовым ЖРД и маршевым ПВРД, такие как «302» разработки со- ветского ГИРТа или аналогичные по назначению конструкции Липпиша. Известно, что до летных испытаний подобные аппараты не дошли. Кроме того, не будем также гово- рить о вспомогательных ускорителях с ЖРД, которые в экспериментальном порядке устанавливались на советс- кие и немецкие самолеты (истребите- ли и бомбардировщики) в конце вой- ны. Эти работы далеки от цели наше- го повествования... Американцы и англичане хотели до- полнить реактивные самолеты новым качеством - ускорителями маневра, ко- торые могли использоваться на разных участках полета, а не только на взлете, и таким образом, улучшить тактико-тех- нические характеристики ЛА. Однако вскоре выяснилось, что скорость на рыв- ке - не главное, а вот упрощение эксплу- атации1 2 - это та вещь, которая во многом определяет боеготовность, а значит, и бо- евую эффективность самолета. Остались лишь пограничные слу- чаи, когда ЛА требовалось развить ог- ромную скорость или достичь большой высоты. При этом подразумевалось, что таких результатов не надо будет добиваться ежедневно. Отсюда - пря- мая дорога к экспериментальной авиа- ции и космонавтике... В США фирма Douglas построила са- молет D-558-II Skyrocket с такой ДУ. Он взлетал на ТРД с помощью стартовых ускорителей под фюзеляжем, набирал высоту и пикировал, включая ЖРД и развивая сверхзвуковую скорость. Позже ТРД сняли, и Skyrocket подвеши- вали под самолетом-носителем В-29. С помощью ЖРД он поднимался на 18- 25 км, достигал потолка и продолжал полет на полной тяге с небольшим сни- жением, а затем, после выгорания топ- лива, шел на посадку как планер. Первый из трех образцов самолета совершил полет 4 февраля 1948 г., а в мае 1949 г. достиг скорости, соответ- ствующей числу М=1,05 на высоте 7600 м (приблизительно 1170 км/час). D-558-II стал первым пилотируе- мым ЛА, который 20 ноября 1953 г. до- стиг скорости, соответствующей чис- лу М = 2,01 (2120 км/час). Полученные результаты интересны потому, что «Скайрокет» имел крыло с обычным дозвуковым профилем и был спроек- тирован для достижения максималь- ной скорости, равной числу М= 1,4. Один из экземпляров D-558-II ис- пользовали для исследований поведе- ния сверхзвукового ЛА с внешними бо- евыми подвесками. ▲ Английский экспериментальный самолет S.R. 53 с комбинированной ДУ - прототип несостоявшегося натовского перехватчика S.R. 177 Фото Алекса Холла (сверху) и Реза Манзури (снизу) с Интернет-сайта Airliners.net В Великобритании в начале 1950-х годов было создано несколько опыт- ных самолетов с комбинированной ДУ. Первым был экспериментальный Р. 1072, разработанный в 1949 г. фир- мой Hawker для отработки концепции будущего реактивного истребителя Р. 1040 (Sea Hawk). На аппарате стояли два ТРД Rolls-Royce Nene 103 и кисло- родно-спиртовый ЖРД Armstrong Siddeley Snarler. Первый полет состо- ялся в октябре 1950 г. Но чуть позже военные сообщили, что им не нужен истребитель с ЖРД, и программа была остановлена. Исследования продолжила фирма Saunders Roe, которой в 1951 г. удалось получить контракт на создание прото- типа «трехмахового» перехватчика, согласно которому предполагалось построить экспериментальные само- леты S.R. 53 и S.R. 177. В те годы англичане пытались ре- шить проблему ПВО важных объектов при помощи истребителей. По мнению британских специалистов, ТРД на фор- сажном режиме должен использовать- ся для взлета, быстрого набора высоты и скорости. Затем до момента достиже- ния оперативной высоты должен вклю- 1 Поначалу подобная силовая установка привлекала военных заказчиков возможностью совмещения высокой экономичности ТРД и практически не изменяющимися от высоты параметрами тяги ЖРД. 2 Не надо возиться с капризной и откровенно опасной силовой установкой, усложненной наличием двух разнородных двигателей и агрессивными компонентами топлива. На фоне этой головной боли работа с ТРД оказалась просто сказкой, особенно при наличии мощной разветвленной сети заводов-изготовителей и ремонтных баз. 27
Космические крылья Фото NASA ▲ Подготовка к полетам первых американских ракетных самолетов в ангаре NACA на авиабазе Эдвардс. В кадре - все три D-558-II, D-558-I, В-47, крыло от YF-84A, на заднем плане Х-4 и F-51. 1953 г. чаться ЖРД, с помощью которого дос- тигалась требуемая сверхзвуковая ско- рость. После этого перехватчик сбли- жался с атакуемым объектом лишь на форсажном режиме ТРД. Вблизи цели снова запускался ЖРД, который обес- печивает тяговооруженность, необхо- димую для выполнения маневра перех- вата. На базу самолет возвращался на нефорсированном режиме работы ТРД. На опытных образцах S.R. 53 уста- навливались ТРД без форсажной ка- меры Viper ASV-8 фирмы Armstrong Siddeley тягой 800 кгс для полета на крейсерской скорости и ЖРД Spectre фирмы de Havilland тягой 3630 кгс для «спурта». Двигатели располагались в хвостовой части фюзеляжа уступом, ра- кетный под турбореактивным. Самолет S.R.53 совершил первый вылет 16 мая 1957 г., а в июне 1958 г. сгорел во время очередного испытательного полета. Поднять ь воздух S.R. 177 не удалось. Стало ясно, что даже для перехватчика комбинированная ДУ малопригодна из-за своей сложности, недостаточной надежности и незначительного време- ни работы ЖРД. К тому же в Великобритании нача- лась компания «поклонения» ракетно- му оружию. В соответствии с «Белой книгой обороны» последним истреби- телем ПВО на острове должен был стать Р.1В фирмы English Electric, а все последующие усилия предлагалось сосредоточить на совершенствовании ракетного оружия. Поэтому в 1957 г. контракт с фирмой Saunders Roe анну- лировали, и вопрос о серийном произ- водстве перехватчика был снят. Интересно, что и позже к комбиниро- ванной ДУ периодически обращались авиаконструкторы в других странах. ЖРД в качестве дополнительного уско- рителя устанавливался на опытных ист- ребителях Е-50 (СССР) и Tridan (Фран- ция). Первые серийные «Миражи-ЗС» также оснащались дополнительным ра- кетным двигателем. Если сравнивать достижения в деле создания ракетных самолетов в СССР и за рубежом, в первую очередь в Герма- нии и США, то, увы, надо честно приз- нать, что советские успехи выглядят достаточно скромно. В самом деле, за- падные ракетные самолеты успели вы- полнить сотни боевых (Me. 163В) и экс- периментальных (Х-1, Х-2) полетов, достигнув скоростей более 3000 км/ч и высот почти в 40 км, причем условный барьер скорости в 1000 км/ч был взят «Кометой» еще в годы войны. Вплоть до первой половины 1950-х советские ра- кетные самолеты, как правило, выпол- няли единичные полеты, едва достигая скорости 800-900 км/ч. Типичный сце- нарий испытаний отечественных раке- топланов выглядел примерно так: нес- колько планерных полетов - робкие по- пытки запуска двигателя - авария в по- лете или при посадке - закрытие прог- раммы. В чем же причины такого отс- тавания? Ведь накануне войны темати- ческий охват и достижения советских ракетных инженеров были сопостави- мы, к примеру, с американскими. Несомненно, первой причиной надо назвать общий невысокий технологи- ческий уровень отечественной про- мышленности, а также элементарную нехватку ресурсов. Эти факторы на- прямую влияли на качество изделий и сроки их создания. В то же время нега- тивную роль играли спешка и пренеб- режение наземной отработкой таких довольно капризных агрегатов, каки- ми являлись ЖРД 1940-х годов. Види- мо, не в последнюю очередь на печаль- ной судьбе советских ракетных само- летов сказалось и освоение ТРД, более подходящих для боевой авиации (а во- енное применение ракетопланов в СССР явно преобладало над экспери- ментальными целями - что делать, ре- сурсов на все не хватало). В целом, ракетные самолеты воен- ных и первых послевоенных лет оказа- лись никудышными боевыми машина- ми, однако незаменимым инструмен- том при исследованиях особенностей полета на очень больших скоростях и высотах. Они послужили своеобраз- ным мостиком между обычными само- летами и гиперзвуковыми/воздушно- космическими ЛА. 28
Глава 2 НЕМЕЦКИЙ ПРОРЫВ: ДОСТИЖЕНИЯ ПОДЛИННЫЕ И МНИМЫЕ Агрегаты Вернера фон Брауна Известно, что наибольших успехов в деле создания ракетной техники в 1930-1945 гг. добились немецкие уче- ные и инженеры1, создавшие первую в мире боевую баллистическую ракету дальнего действия А-4 (она же V-2). Ес- тественно, это достижение было поло- жено в основу полуфантастичес- ких по тем временам планов пи- лотируемых полетов. Ведь немец- кие ученые были воспитаны на книгах Германна Оберта! В 1923 г. его монография «Ракета в межпла- нетное пространство» (Rakete zur de Planetenraumen) вызвала волну всеобщего интереса, и ракетост- роением занялись многочислен- ные изобретатели-одиночки. По условиям договора, подпи- санного 28 июня 1919 г. в Версале (Франция) и официально завер- шившего Первую мировую войну, Германия теряла колонии и часть своей территории в Европе. Она обязывалась в течение 66 лет воз- местить в форме репараций убыт- ки, понесенные странами Антан- ты в результате военных дей- ствий. Стране запрещалось иметь армию более 100 тыс. человек и производить многие виды воору- жений, включая самолеты. По иронии судьбы, ракеты в пере- чень запрещенного оружия не бы- ли включены. В 1929 г. начальник отдела бал- листики и боеприпасов Управле- ния вооружения германской ар- мии полковник Карл Эмиль Беккер по- лучил секретный приказ определить возможность увеличения дальности стрельбы артиллерийских систем, в том числе и путем использования ра- кет. 1Ъдом позже его подчиненный ин- женер Вальтер фон Дорнбергер начал ▲ Вальтер Дорнбергер (в шляпе, слева) и Вернер фон Браун (с перевязанной рукой) во время сдачи в плен американцам присматриваться к доморощенным ра- кетчикам, пытаясь выявить начина- ния, полезные в военном отношении1 2. 27 сентября 1930 г. члены Немецкого ракетного общества Рудольф Небель и Клаус Ридель (тайно поддерживаемые Управлением вооружений сухопутных войск) открыли частный ракет- ный полигон в берлинском приго- роде Рейникендорф. 14 мая 1931г. они запустили оттуда эксперимен- тальную ракету с ЖРД Repulsor-1. (Еще раньше, 14 марта, ракету с ЖРД запустил Иоганн Винклер, работавший независимо от них.) Весной 1932 г. Рейникендорф посетили Беккер и Дорнбергер, а 22 июня на военном полигоне Куммерсдорф в 27 км от Берлина состоялась демонстрация ракеты Небеля. Пуск не был удачным, но окончательно убедил Дорнберге- ра в необходимости взять руково- дство ракетными проектами в свои руки. Еще в 1931 г. Вальтер Дорнбер- гер создал при отделе баллистики и боеприпасов Управления во- оружений и возглавил группу из нескольких сотрудников, на ко- торую были возложены исследо- вания ЖРД. В октябре 1932 г. он переманил к себе из Рейникен- дорфа студента-физика Вернера фон Брауна, деятельность кото- рого высоко ценил. Фон Браун, которому тогда только что испол- нилось 20 лет, был представлен 1 Зачастую можно услышать высказывания о несостоятельности немецких приоритетов в области ракетной техники: она, якобы, была и негра- мотно разработанной, и рассчитанной лишь на психологический эффект, и даже местами устаревшей... Это не так. Большая часть разработок в Германии была сделана на высочайшем научно-техническом уровне, а многие опередили свое время и были полностью реализованы значи- тельно позже. Некоторые же не реализованы до сих пор (и, надеемся, такими и останутся): например, использование космоса для переброски мобильных формирований солдат на практически любые расстояния или развертывание на орбите циклопических «боевых зеркал». Единственная и, конечно же, никем не оспариваемая вина германских ракетчиков состоит в том, что все разработки носили откровенно на- ступательный характер и были направлены, как в случае баллистических ракет, так и крылатых, на разрушение больших («площадных») целей - в основном, гражданских объектов, городов и крупных населенных пунктов. Но ведь это просто недостаток конструкции всех ракет того вре- мени: не было возможности наводить их на точечные цели, какими были военные объекты. 2 По словам Макса Майера, инженера и летчика-испытателя Пенемюнде, «после окончания Первой мировой немецкой армии было запре- щено разрабатывать артиллерийский системы с дальностью поражения более 35 км. Эти цифры представляли, конечно, значительное ог- раничение, и армейцы много размышляли над тем, каким образом их можно обойти? УДорнбергера появилась идея использовать всех эн- тузиастов ракетной техники, запускавших маленькие ракеты в берлинских районах Лихтенфельде, Дорвальде, Йоханнестелле и в других местах, но из-за нехватки средств постоянно ходивших с протянутой рукой. Он решил взять их “под свое крыло” и привнести немного сис- тематики во всю эту деятельность». 29
Космические крылья Графика Александра Шлядинского Компоновочная схема баллистической ракеты А-4 (V-2): 1 - боевая часть; 2 - гиростабилизированная платформа; 3 - оболочка силового корпуса; 4 - силовой набор корпуса; 5 - бак горючего; 6 - бак окислителя; 7 - тоннельный трубопровод; 8 - бак с перекисью водорода; 9 - турбонасосный агрегат; 10 - камера сгорания; 11 - стабилизаторы (4 шт); 12 - аэродинамические рули (4 шт); 13 - газовые рули (4 шт.) полковнику Беккеру, тот предложил сотрудничество, и фон Браун, направ- ляемый своей мечтой... отдался в руки военных. Позже он оправдывал свой шаг так: «Только финансирование со стороны Армии и военные заводы были единственной возможностью на пути к космическим полетам». Вернер фон Браун вскоре стал веду- щим конструктором ракет и первым помощником Дорнбергера. В Куммерс- дорфе вместе с Вальтером Риделем и Артуром Рудольфом они взялись за соз- дание в интересах Армии первой боль- шой ракеты с ЖРД - ее назвали «Агре- гат № 1» (Aggregat 1, сокращенно А-1). Тем временем в январе 1933 г. к власти в Германии пришли национал- социалисты; в тайне началось форси- рованное перевооружение. При этом ракетная техника занимала особо по- ложение: с ее помощью предполага- лось разработать новое оружие. А пока необходимо было строго соблюдать секреты. Ракетная тема, пользовавша- яся в Германии такой популярностью, внезапно исчезла из поля зрения об- щественности, а Немецкое ракетное общество к концу 1933 г. вынуждено было прекратить свою деятельность. В 1933 г. в Куммерсдорфе создали кислородно-спиртовой ЖРД тягой 295 кгс, который можно было поста- вить на ракету. Дорнбергер считал, что ее полет необходимо стабилизиро- вать закруткой, как у артиллерийского снаряда. Поэтому изделие имело вра- щающуюся головную часть и невра- щающиеся баки. (Подобную схему за 60 лет до этого пытались применить в морской торпеде.) Позднее двигатель Артура Рудольфа удалось форсировать до 1000 кгс. Ока- залось, что старый испытательный стенд уже мал, а вместо А-1 нужно де- лать фактически новую ракету. Тем временем к декабрю 1934 г. были изготовлены две ракеты типа А-2, на- званные «Макс» и «Мориц» (по кличкам двух коверных клоунов, популярных в то время). Незадолго до рождественс- ких праздников, 19 и 20 декабря, их запустили с острова Боркум в Север- ном море на высоту 2200 и 3500 м. Модель А-2 массой 107 кг с двигате- лем тягой 295 кгс была еще далека от совершенства в военном отношении, но доказала, что немецкие ракетчики спо- собны разрабатывать, строить и запус- кать сложные жидкостные ракеты. Сле- дующее изделие - «Агрегат №3» - долж- но была иметь двигатель тягой 1500 кгс и дальность в несколько километров. К тому моменту, когда 16 марта 1935 г. канцлер Адольф Гйтлер в односторон- нем порядке заявил об отказе Германии соблюдать военные ограничения Вер- сальского договора, в стране широким фронтом велись практические работы в области конструирования ракетных и реактивных двигателей для самоле- тов и с большим опережением строи- лась база для создания мощных ЖРД баллистических ракет. В том же году Армия и ВВС приняли решение о со- вместной разработке истребителей с ракетными двигателями. Проинспектировав в марте 1936 г. Куммерсдорф, главнокомандующий Су- хопутными войсками генерал Вернер фон Фрич обещал поддержать строи- тельство нового полигона. В апреле на совещании у начальника управления Люфтваффе генерала Альберта Кес- сельринга решение о создании совме- стной испытательной станции было принято. К этому времени Вернер фон Браун уже нашел подходящее место - вблизи рыбацкой деревушки Пенемюнде на острове Узедом в устье реки Пене на балтийском побережье Германии, где когда-то с отцом и братом охотился на уток. Ему удалось уговорить командо- вание Люфтваффе выкупить большую часть территории острова. Команди- ром будущего полигона назначили Дорнбергера. «Армейцы» заняли лесистую часть острова восточнее озера Кёльпин; эту часть полигона в обиходе называли «Пенемюнде - Восток», и она находилась в подчинении Управления вооружений Сухопутных войск. Ракетные стрельбы можно было производить над морем в востоко-северо-восточном направле- нии на дальность до 400 км. «Летчикам» нужен был аэродром; его построили на ровном участке к северу от озера. Эта часть получила название «Пенемюнде - Запад» и отошла отделу новых разрабо- ток Министерства авиации. Строительство ракетного центра на- чалось в августе 1936 г. и продолжа- лось два года. Но уже в мае 1937 г., ког- да были сооружены и оснащены пер- вые мастерские, основной состав сот- рудников, образовавший костяк испы- тательного центра, переехал из Кум- мерсдорфа. Техническим директором подразделения «Пенемюнде - Восток» стал Вернер фон Браун. К середине 1938 г. строительство Пе- немюнде было почти закончено. Поли- гон оснастили по последнему слову техники: он имел большие аэродина- мические трубы (АДТ), огромные стен- ды для огневых испытаний ракетных двигателей тягой до 200 тс (!), баллис- тические лаборатории и сильнейшую производственную базу. Три года группа фон Брауна потрати- ла на создание надежного ЖРД и само- го «Агрегата №3» - веретенообразной ракеты длиной 6,7 м и массой 750 кг с четырьмя длинными аэродинамичес- кими стабилизаторами. С 4 по 11 де- кабря 1937 г. четыре опытных образца А-3 стартовали с острова Грейфсваль- дер-Ойе, расположенного в 8 км севе- ро-восточнее Узедома. У двух первых на 3-й секунде полета вышел парашют, а остальные сошли с траектории и раз- бились из-за сильного ветра: погода при взлете была ужасной... Но глав- ным уроком стало доказательство того, что создание больших ракет возможно! Техническое задание на проект бое- вой ракеты «Агрегат №4» с дальностью полета 250-300 км и боевым зарядом 30
Немецкий прорыв: достижения подлинные и мнимые массой 1000 кг Дорнбергер и фон Бра- ун получили от генерала Фрича еще в 1936 г. Первые же прикидки показали, что ракета должна иметь массу поряд- ка 12 т и двигатель тягой 25-30 тс. На пути ее создания стояли огромные тех- нические трудности, прежде всего в части двигателя и системы управле- ния, которая оказалась слабым местом А-3. Работа, в которую включились бо- лее 120 сотрудников Центра, грозила затянуться надолго. Решено было с опережением создать уменьшенный (примерно в масштабе 1:2) аналог - главным образом для от- работки системы управления. На про- ектирование и изготовление «Агрегата №5» ушло два года. В марте 1939 г. на- чались летные испытания, в рамках которых вплоть до 1941 г. было запу- щено более 20 изделий. Многие из них были спасены и использовались пов- торно. Спасанием ракеты занимались водолазы, вылавливавшие упавшие «агрегаты» из Балтийского моря. Только после первых успехов А-5 ко- манда Дорнбергера - фон Брауна смог- ла вплотную заняться проектом А-4. И лишь через десять лет после начала те- оретических исследований и после шести лет практических работ эта ра- кета сумела доставить заряд массой 1 т на расстояние 275 км. «Агрегат №4», самая большая и со- вершенная ракета своего времени, представляла собой обтекаемое вере- тенообразное тело максимальным диа- метром 1.65 м и длиной 14.3 м, в голов- ной части которого находился заряд взрывчатого вещества, оснащенный контактным взрывателем. Стартовая масса А-4 составляла 12.8 т. В средней части стального корпуса подвешивались алюминиевые баки со спиртом и с жидким кислородом. В хвос- товом отсеке размещался однокамер- ный ЖРД тягой 25 тс с турбонасосной подачей компонентов. Окислитель и го- рючее закачивались в камеру сгорания сферической формы через индивиду- альные форсуночные головки (предка- меры). Турбонасосный агрегат (ТНА) приводился в действие парогазом, полу- чаемым каталитическим (катализатор - раствор перманганата калия) разложе- нием маловодной перекиси водорода. Охлаждение камеры, имевшей двойные стенки, осуществлялось горючим. К хвостовому отсеку крепились че- тыре мощных стабилизатора сложной формы (обусловленной габаритными ограничениями при перевозке по же- лезной дороге) и довольно большой площади. Их наличие обуславливалось стремлением обеспечить статическую устойчивость ракеты при прохожде- нии зоны трансзвуковых скоростей и больших скоростных напоров, а также необходимостью стабилизации полета при пикировании на цель. Управление по всем трем каналам осуществлялось четырьмя графитовыми газовыми ру- лями, установленными близ среза соп- ла двигателя и выходившими в поток истекающих газов. А-4 еще находился в процессе разра- ботки, когда речь зашла о строитель- стве завода по выпуску серийных ра- кет. В январе 1939 г. начиналось пла- нирование комплекса «Пенемюнде - Юг». Закрытая зона на острове Узедом была увеличена1. Несмотря на такое внимание со сто- роны военных, высокое руководство практически не посещало Пенемюн- де. По словам Ботто Штюве, старшего инженера центра «Пенемюнде - За- пад», «в первое время существования Центра высоких посетителей наме- ренно держали подальше от завода. До первого большого налета здесь не бывали ни Гйтлер, ни Геринг, ни Гим- млер. Если они хотели получить ин- формацию по ракетной технике, то приезжали в Управление вооружений в Куммерсдорф и получали там нуж- ные данные. Было известно, что о Куммерсдорфе как о военном центре знают многие, а потому для иностран- ных разведок не было ничего чрезвы- чайного, когда там появлялись высо- копоставленные лица. Но Пенемюнде было свободно от этих визитов вплоть до первого большого налета». Состояние «условной свободы» для специалистов Пенемюнде закончилось 1 сентября 1939 г., когда Вермахт пере- шел границу с Польшей. С началом войны значение и темпы работ Центра резко усилились. Главнокомандующий сухопутными войсками Вальтер фон Браухич потребовал, чтобы к 1941 г. А-4 была готова для серийного произ- водства. Как быть? Ведь лишь 21 мар- та 1940 г. начались огневые испыта- ния совершенно нового двигателя кон- струкции Вальтера Тиля (Walter Thiel), главного двигателиста Пенемюнде... 1 мая 1940 г. руководство строитель- ством завода в Пенемюнде взял на себя Альберт Шпеер (позднее ставший гит- леровским министром вооружений). Тем временем театр военных действий расширился: летом 1940 г. немцы зах- ватили Нидерланды и Северную Фран- цию, откуда позже в направлении Лон- дона будут стартовать крылатые и бал- листические ракеты. «Первая попытка запуска А-4 весной [13 июня] 1942 г., - пишет британский Фото с сайта commons.wikimedia.org А Препарированный двигатель А-4 историк ракетной техники Кеннет Гэт- ленд, - окончилась большим разочаро- ванием: ракета опрокинулась и взорва- лась. Второй экземпляр успешно взле- тел [16 августа], прошел т.н. “звуковой барьер”, но после 45 секунд полета отк- лонился от курса и развалился. После того, как были приняты необ- ходимые меры по упрочнению прибор- ного отсека, из Пенемюнде стартовала третья ракета А-4. На этот раз она вела себя превосходно, достигнув высоты 85 км и упав на расстоянии 190 км от места запуска. Это произошло 3 октяб- ря 1942 г. Впервые в истории управляемый ап- парат летел значительно быстрее зву- ка. В ту же ночь в Пенемюнде состоя- лось празднование, на котором сам Дорнбергер сказал: “Этот... день... стал первым днем новой эры, открыв дорогу к полетам в космос...”» 1 По словам Лео Шюсселе, инженера по летным испытаниям Пенемюнде, «пропуска проверять начинали еще в Цинновице, после первой проверки надо было проехать по специальной железнодорожной ветке 12 км до завода. Там был главный пропускной пункт. Столько заборов! Например, каждому сотруднику нужно было носить на службе значок. Были всякие разные значки по отдельным службам - разных цветов, форм и вариантов исполнения. И для каждого значка был свой «ареал»». Как вспоминала Густель Фриде (в Пенемюнде - секретарь Вернера фон Брауна), до войны строгости было поменьше: «Когда мы ехали на работу, нам выдавали опознавательные карточки. Их надо было постоянно носить с собой. Они были разных цветов. В остальном мы были сво- бодны, нам только не надо было разговаривать между собой о работе, потому что это было секретно. Тогда существовали три степени секрет- ности: «Обычная», «Только руководству» и «Секретно». А так мы могли поехать домой, в отпуск, куда угодно - мы были свободны, и за нами ни- кто не следил, что мы говорим по телефону и всякое такое. Но и мы знали, как следует себя вести. Это было в данном случае решающим». 31
Космические крылья Через два года тысячи А-4 обруши- лись на Англию, Бельгию, Голландию и Францию, а рейхсминистр пропаган- ды Геббельс назвал эту ракету «оружи- ем возмездия» (Vergeltungswaffe). Одна- ко нас первая в мире серийная дальняя баллистическая ракета интересует лишь постольку, поскольку она послу- жила прототипом для изделий совсем другого рода - для крылатых машин, на одной из которых команда фон Бра- уна собиралась штурмовать космос. Тема эта служит предметом много- численных спекуляций, так как доку- ментальных свидетельств о крылатых изделиях фон Брауна очень немного, и исследователи вынуждены во многом полагаться на мемуарные источники. Потом в ход идет фантазия, и некото- рые современные авторы с серьезным видом повествуют о суборбитальных полетах немецких космонавтов на двух- ступенчатой системе А-9/А-10, которая вообще никогда не летала! В действительности зимой 1944- 1945 года состоялось всего два опыт- ных пуска одного из крылатых вариан- тов А-4. Все остальные проекты гер- манских ракет дальнего действия не Фото с сайта img.tripatla.com:8080 ▲ Памятник гению и злодейству - ракета А-4 в Пенемюнде продвинулись дальше чертежной доски и расчетного бюро, продувки моделей в АДТ и в лучшем случае - изготовления и испытания отдельных агрегатов. Задолго до начала боевого примене- ния А-4 разработчики поняли, что ос- новными недостатками их детища, кроме невысокой надежности, обуслов- ленной большой сложностью образую- щих систем и механизмов1, были не- большая дальность и низкая точность. В Пенемюнде прорабатывались три способа увеличения дальности. Пер- вый заключался в совершенствовании характеристик конструкции А-4 и ее двигателя - а по сути требовал долгой и дорогостоящей разработки ЖРД на но- вых компонентах топлива. Во втором дальность предполагалось удвоить за счет скользящего спуска - на нисходя- щем участке баллистической траекто- рии ракета, оснащенная крыльями, должна была переходить на сверхзву- ковое планирование. Наконец, третий вариант предусматривал создание двухступенчатой системы межконти- нентальной дальности. Проект А-8 прорабатывался в период с 1940 по 1943 г. Изделие внешне и по габаритам повторяло А-4, но оснаща- лось модернизированным двигателем тягой 30 тс со временем работы от 90 до 104 сек. В нем планировалось ис- пользовать новое, высококипящее топ- ливо: окислитель - азотная кислота с добавлением серной («сальбай»), горю- чее - газойль, продукт перегонки неф- ти. По энергетической ценности оно немного уступало паре «жидкий кисло- род - спирт», но было значительно плотнее и допускало неограниченно долгое хранение при температуре ок- ружающего воздуха. Ракета нормаль- ной длины могла доставить заряд мас- сой 1000 кг на дальность 390 км, а в уд- линенном варианте - на 430 км. В но- ябре 1942 г. проводились сравнитель- ные испытания моделей А-4 и А-8 в АДТ. Камера ЖРД была доведена до ог- невых испытаний, но летные двигате- ли и ракеты не изготавливались. В июне 1939 г. Курт Патт (Kurt Patt) из проектного отдела Вальтера Риделя предложил установить ЖРД на беспи- лотный аппарат в виде летающего крыла и тем самым достичь дальности 550 км. Вскоре были выдвинуты две новые, не столь радикальные концеп- ции: А-4 с крылом (она называлась Gleiter А-4, т. е. «планирующая А-4») и А-4 в виде оперенного снаряда (Flossen- geschoss) с четырьмя стабилизаторами, длина которых составляла примерно 3/5 длины корпуса. Последняя рассмат- ривалась в качестве второй ступени для сверхдальней баллистической ракеты. В течение 1940-1941 гг. в АДТ фир- мы Цеппелина в Фридрихсхафене и в сверхзвуковой АДТ в Пенемюнде вы- полнялись многочисленные продувки моделей с условными обозначениями V12 (крылатая) и VI3 (оперенная). Сре- ди крылатых моделей особое внимание уделялось варианту V12/a с трапецие- видным и V12/с со стреловидным кры- лом. Отчет о продувках этих моделей был выпущен 27 ноября 1940 г., а свой окончательный вид проект А-4 V12/c приобрел в январе 1941 г. Позднее именно он получил обозначение А-9. Согласно проекту, исходное изделие модифицировалось путем пристыков- ки крыла размахом 6 м и стреловид- ностью 45°... прямо в средней части корпуса! Стреловидность была выбра- на «как наилучшая для данной ракеты» на основе экспериментальных проду- вок. Расчетная дальность А-9 состав- ляла 550 км с 25-тонным двигателем и 750 км с новым 30-тонным. Для запус- ка крылатого варианта А-4 применя- лось то же самое оборудование, что и для бескрылого. Странное с сегодняшней точки зре- ния решение приделать крыло к бал- листической ракете, не меняя ничего в ее конструкции, можно объяснить только одним: в Пенемюнде были зава- лены работой по доводке А-4, и сил на новые разработки уже не хватало. 1 По словам Вернера фон Брауна, чтобы превратить А-4 в безотказное оружие, в условиях нацистской Германии ему не хватило одного года. На деле же доработка ракеты продолжалась значительно дольше: ее советский аналог - Р-1 - поступил на вооружение только в 1950 г, пос- ле пяти лет напряженной работы. 32
Немецкий прорыв: достижения подлинные и мнимые Рисунок Скотта Лоузера Разработчики подробно изучили различные варианты крылатой ракеты на базе А-4: 1 - «летающее крыло» 1939 года, 2 - A4V12/a с трапециевидными крыльями, 3 - A4V12/f со ступенчатыми крыльями, 4 - летный вариант А-4Ь Компоновочная схема крылатой ракеты А-4Ь: 1 - боевая часть; 2 - отсек системы управления; 3 - силовой набор корпуса; 4 - бак горючего; 5 - консоль крыла (2 шт); 6 - бак окислителя; 7 - бак с перекисью водорода; 8 - ТНА; 9 - стабилизаторы (4 шт.); 10 - камера сгорания; 11 - аэродинамические рули (4 шт); 12 - газовые рули (4 шт.) Графика Александра Шлядинского Для отработки новых решений про- екта А-9 (в первую очередь крыльев и системы управления на этапе плани- рования) была разработана масштаб- ная модель А-7, фактически представ- ляющая собой изделие А-5 с крыльями и первоначально обозначавшаяся А-5 V12/c. В полном виде - с ЖРД тягой около 1800 кгс, обеспечивающим по- лет на дальность 25 км - ракета не из- готавливалась. В октябре 1942 г. упро- щенную летающую модель без двига- теля дважды сбрасывали с самолета- носителя Не. 111. Ракета должна была планировать в течение 10 сек, а затем раскрывался спасательный парашют. Оба сброса были неудачны. 13 ноября 1941 г. Дорнбергер в пер- вый раз закрыл проект А-9 - по-види- мому, в пользу баллистической ракеты А-8. В марте он был возобновлен, но в октябре 1942 г. работы по А-7 и А-9 бы- ли опять остановлены. Летом 1943 г. перед Пенемюнде пос- тавили задачу особой важности - нала- дить крупносерийное производство и боевое применение А-4. Лишь в июне 1944 г., когда летные испытания А-4 были в основном завершены и до пер- вых пусков по Парижу, Лондону и Ант- верпену оставалось три месяца, руко- водитель отдела будущих проектов Людвиг Рот (Ludwig Roth) получил раз- решение возобновить работы по А-9. Как раз в этот момент союзники выса- дились во Франции и в сентябре 1944 г. очистили ее северное побережье и боль- шую часть Бельгии. Создалась угроза утраты Нидерландов и тех стартовых позиций, с которых 8 сентября немцы начали обстрел Лондона ракетами А-4. Задача повышения дальности герма- нских ракет приобрела исключитель- ную важность. Об использовании на А-9 модерни- зированного ЖРД не было уже и речи. Для ускорения летных испытаний в ок- тябре 1944 г. фон Браун предложил срочно изготовить из имеющихся час- тей А-4 и А-9 экспериментальные раке- ты, которые получили обозначение А- 4Ь (от bastard - гибрид). Видимым от- личием от проектной А-9 были рули высоты и направления значительно меньшей площади. К декабрю плани- ровалось также изготовить первые 20 экземпляров А-9, но чем кончилась эта серия - неизвестно. Первая попытка запуска A-4b №G1, предпринятая 27 декабря 1944 г., ока- залась неудачной: на высоте 30 м от- казала система управления, и ракета упала в 400 м от старта. На 13 января 33
Космические крылья намечался второй пуск, но при провер- ке на герметичность потек спиртовой бак. Лишь 24 января 1945 г. опытный экземпляр №G3 (изготовлен на подзем- ном заводе Миттельверк, заводской но- мер 18543) успешно стартовал и уве- ренно преодолел звуковой барьер, дос- тигнув в вертикальном полете наивыс- шей скорости 1200 м/с и высоты 82 км. При снижении А-4Ь вначале беспоря- дочно кувыркалась, а потом, под дей- ствием аэродинамических сил, смогла восстановить нужную ориентацию, застабилизировалась и даже стала планировать. Но снижение было очень крутым (ракету преднамеренно запус- тили по траектории, близкой к верти- кальной), и под воздействием явно не- расчетных аэродинамических нагру- зок обломилась одна консоль крыла. Изделие разрушилось. В целях повышения устойчивости полета в режиме планирования проект А-4Ь был передан Научно-исследова- тельскому авиационному институту для детального аэродинамического изучения и определения эффективной конфигурации крыла с наименьшим перемещением центра давления во Рисунок из книги К. Gatland, Astronautics in the Sixties ▲ Сравнительная схема вариантов А-4, А-9 и А9/А10 всем диапазоне скоростей полета. В начале 1945 г. макет ракеты А-4Ь про- ходил испытания в аэродинамической трубе института, но эти работы пре- кратились с эвакуацией Пенемюнде. И, наконец, следующий проект гер- манских ракетчиков полностью соот- ветствует целям повествования дан- ной книги: загадочная межконтинен- тальная ракета для обстрела Америки, состоящая из баллистической первой и крылатой второй ступеней. Именно она, по словам разработчиков из Пене- мюнде, должна была стать прототипом пилотируемых космических носителей Третьего рейха. В ноябре 1939 г. Людвиг Рот предло- жил первую концепцию двухступенча- той системы, состоящей из мощного ускорителя и ракеты А-4 в качестве второй ступени. Расчет системы вы- полнил в июле 1940 г. инженер фауне. Хорошо известен вариант этого про- екта от 10 июня 1941 г. Соответствую- щий чертеж воспроизведен в отчете по А-4 и ракетах на ее основе, составлен- ном в 1965 г. X. А. Шульце из Центра космических полетов имени Маршал- ла. Внешне изделие весьма напомина- ло проект Германна Оберта1, опублико- ванный им еще в 1923 г. И на чертеже за номером В 88/41 BSM, и на изобра- жении стартующей двухступенчатой ракеты четко просматривается «опе- ренная» вторая ступень типа V13. Система с последовательным соеди- нением ступеней имела длину 26.0 м при диаметре 1 -й ступени 4.15 м и мак- симальном диаметре по стабилизато- рам 9.0 м. Вторая ступень была 14.2 м в длину (без учета стабилизаторов - 13.3 м). Стартовая масса оценивалась в 85320 кг, в т.ч. второй ступени - 16260 кг. Двигатели обеих ступеней должны были работать на высококипя- щем топливе (сальбай и газойль). Обычно эту двухступенчатую систе- му называют А-9/А-10 - именно так она значится в послевоенных мемуарах Дорнбергера и в других источниках. Неизвестно, однако, относилось ли в действительности обозначение А-10 к первой ступени или ко всей системе, не говоря уже о том, что ее рисовали и просчитывали в нескольких вариан- тах. В качестве второй ступени, судя по имеющимся данным, в 1941-1942 гг. рассматривались «оперенные» ракеты типа А-4 V13/c, V13/e и (позже) V12/f, а в 1943 г. - даже «планирующая» А-4 V12/C, то есть А-9. К примеру, широко известный график высоты и дальности полета двухступенчатой ракеты отно- сится к изделию, состоящему из пер- вой ступени A-18D и планирующей второй ступени А-4 V12/c. Но что та- кое A- 18D? Загадка! Так или иначе, стартовая ступень, израсходовав за 50 сек свои 50 т топ- лива, должна была набрать скорость 1200 м/с и отделиться; маршевая сту- пень, разогнавшись до 2800 м/с, была способна пролететь 4000-5000 км при- мерно за 35 мин1 2. Разработчики хоте- ли спасать первую ступень, спуская ее на парашютах в Атлантику, для пов- торного использования. Таким обра- зом, А-9/А-10, вероятно, была един- ственным проектом... многоразовой МБР! Для спасения первой ступени планировалось использовать стальные сетчатые парашюты. Поиск и подъем ступени должны были вести подвод- ные лодки, которые возвращали А-10 в район повторного пуска. Тогда эта идея, как казалось, имела смысл... В августе 1941 г. Дорнбергер и фон Браун представили Гйтлеру свои про- екты, в том числе и двухступенчатой ракеты. Безусловно, А-10 - будь она ре- ализована - стала бы следующим после А-4 грандиозным шагом ракетострое- ния. Именно для нее Вальтер Тиль, ко- торый уже совершил одну техничес- кую революцию в двигателестроении, создав 25-тонник, предложил в декабре 1 Оберт с июня 1938 г. работал в Высшей технической школе в Вене, с июля 1940 г. - в Дрездене (разрабатывая по заказу фон Брауна насос- ную подачу топлива для А-4), а с июля 1941 по декабрь 1943 г. - в Пенемюнде. Известно, что в октябре 1941 г. он представил отсчет “О наи- лучшем делении многоступенчатых агрегатов”, но как учитывались результаты этой работы в проекте Рота - Граупе, неизвестно. 2 Межконтинентальная машина требовала качественного технологического рывка, а значит, - сил, средств, времени. Военный же заказчик тре- бовал серию, реальное оружие, и только затем - снаряд в полтора раза большей дальности - на 450 (а вскоре и 600) км, на чем и сосредоточи- лись усилия разработчиков. В этих условиях чисто баллистическая ракета А-8 представлялась (и сейчас представляется) более перспективной. 34
Немецкий прорыв: достижения подлинные и мнимые Графика Александра Шлядинского 1941 г. поэтапную разработку двигате- ля первой ступени тягой сначала 180, а затем и 200 тс. Каждый из них обещал стать техническим чудом. Первый дол- жен был состоять из шести отдельных камер сгорания с общим соплом (!), а второй предполагался однокамерным. Для сравнения: в нашей стране ЖРД с такой тягой одной камеры был создан только в начале 1980-х годов! Тиль же предполагал завершить разработку двигателя для А-10 к концу 1944 г. Но... в ночь с 17 на 18 автуста 1943 г. англичане провели операцию «Гйдра» и подвергли Пенемюнде грандиозной бомбардировке. Серьезно пострадали опытное производство и кислородный завод, были разрушены жилой городок и лагерь военнопленных. Среди 735 погибших было 130 сотрудников Цент- ра, и одним из них оказался Вальтер Тиль. Для дальнейшего развития не- мецких ракет эта потеря оказалась не- восполнимой. Без него не удалось даже закончить модернизацию двигателя А-4, а создание 200-тонника преврати- лось в техническую авантюру. Насколько серьезным был проект межконтинентальной ракеты? В прин- ципе, послевоенное развитие ракетной техники, во многом базировавшееся на немецком заделе, подтвердило воз- можность создания МБР. Но ряд техни- ческих деталей немецкой разработки дает основание полагать, что А-9/А-10 была в 1941 г. не более чем наброском. В первую очередь это касается кон- струкции сочленения ступеней: верх- няя была как бы «утоплена» в корпусе нижней. Видимо, такое решение было обусловлено стремлением «спрятать» от набегающего потока ее крыло, кото- рое на участке работы первой ступени играло дестабилизирующую роль. Но каким образом планировалось их раз- делять? Неясно. Проект А-9/А-10 был остановлен в 1944 г. в силу нереализуемости1 в усло- виях военного времени. Вести какие- либо серьезные работы, а тем более ог- невые и летные испытания А-10 было просто некому! Инженеры Пенемюнде пребывали под постоянной угрозой «списания» и отправки на фронт. Рапор- тов и результатов ожидали от каждого без промедлений. Передача А-4 в серию была сплошной головной болью: в пери- од с начала производства и до конца войны в конструкцию ракеты было вне- сено 65 тысяч изменений! А ведь А-4 была не единственным ракетным изде- лием, серийно выпускавшимся под эги- дой инженеров с острова Узедом! Достичь высокой точности попада- ния было даже труднее, чем достичь высокой дальности: устройства наве- дения 1940-х годов не блистали совер- шенством. Видимо, поэтому немцы выдвинули идею «усовершенствовать» систему управления своих ракет, поса- див на них пилотов. Насколько серьезно она прорабаты- валась в Пенемюнде, неизвестно: в до- кументах военного времени о ней нет практически никаких упоминаний. А вот в пространном отчете «Германские разработки в области управляемых ра- кет», изданном американскими воен- ными вскоре после окончания войны, имеется короткое, но интригующее описание проекта пилотируемой раке- ты с дальностью полета 1800 км - по- видимому, на базе А-9. Этот аппарат имел стреловидное крыло размахом 6,3 м абсолютно новой конструкции, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) вместо подфюзеляж- Основные параметры германских ракет серии А Изделие Стартовая масса, кг Стартовая тяга, тс Длина, м Диаметр корпуса,м А-1 150 0,3 1,4 0,30 А-2 107 0,3 1,61 0,30 А-3 748 1,5 6,74 0,68 А-5 900 1,5 5,83 0,78 А-7 1000 1,5 5,83 0,78 А-4 12 805 25,0 13,60 1,65 А-8 17 650 30 1,65 А-9 16 260 25 14,18 1,65 А-10 69 060 200 12,7 4,15 ного вертикального киля, трехстоеч- ное посадочное шасси и в носовой час- ти - герметичную кабину экипажа с не- большим выступающим фонарем. После вертикального старта аппарат переходил на горизонтальный полет и на высоте 20 км и скорости 1000 м/с запускался ПВРД, который поддержи- вал сверхзвуковую скорость в течение почти 30 мин. Затем следовало плани- рование и безмоторная посадка при скорости 160 км/ч. Для уменьшения длины пробега предусматривался тор- мозной парашют. Германские разработчики говорили об экспериментах по выбору топлива для ракетного и воздушно-реактивно- го двигателей: вместо жидкого кисло- рода и спирта предлагались также тет- ранитрометан и визоль для ЖРД, а для ПВРД - ацетилен. Увеличив заправку ацетилена, можно было увеличить дальность до 3100 км. Упоминалось также некое «весьма энергоемкое топ- ливо», которое увеличивало эффектив- ность ПВРД примерно в 10 раз (!), из-за чего дальность полета могла возрасти до 23 500 км. Это была уже чистая фан- тастика: такие дальности «на прямо- точке» недостижимы и сегодня. По-видимому, прорабатывался так- же и пилотируемый вариант двухсту- пенчатой системы. Первые публика- ции о нем относятся еще к 1947 г., од- нако «доказательная база» очень скуд- 1 Специалисты Пенемюнде признавали, что идея А-9/А-10 была фактически неработоспособной из-за проблем с теплозащитой конструкции, которые они в то время не могли преодолеть. 35
Космические крылья Проект межконтинентальной ракеты А9/А10 Первая ступень - А10 Вторая ступень - А9 Первый вариант Длина, м Нет данных 14,0 Диаметр, м 3,5 1,65 Стартовая масса, кг 86 960 13 000 «Сухая» масса, кг 25 020 3814 Масса топлива, кг 61 490 8000 Масса перекиси водорода Топливо вытесняется 186 и перманганата кальция, кг / давлением азота Полезный груз, кг Ракета А-9 1000 Удельный расход топлива, кг/сек 1237 118 Время работы двигателя, сек 50 68 Эффективная тяга, кгс 200 000 25 000 Скорость к концу работы двигателя, м/с 1200 2800 Высота полета к концу работы двигателя, км 24 160 Относительная масса 2,63 2,70 Дальность полета, км - 5000 Стартовая масса системы, кг 99 960 Эффективное отношение масс 7,1 :1,0 Второй вариант Длина, м 20,0 14,2 Диаметр, м 4,15 1,65 Стартовая масса, кг 69 060 16 260 «Сухая» масса, кг 17 000 3000 Масса топлива, кг 50 560 11 910 Масса перекиси водорода и перманганата кальция, кг 1500 350 Полезный груз, кг Ракета А-9 1000 Удельный расход топлива, кг/сек 1012 125 Время работы двигателя, сек 50 95 Эффективная тяга, кгс 200 000 25 400 Скорость к концу работы двигателя, м/сек 1200 2800 Высота полета к концу работы двигателя, км 24 160 Относительная масса 2,56 4,07 Дальность полета, км - 5000 Стартовая масса системы, кг 85 320 Эффективное отношение масс 10,42:1,0 Таблица приведена по книге В. Лей. Ракеты и полеты в космос. М.: Воениздат, 1961. С.384-385. на. Лишь на одном из чертежей второй ступени с дельтавидным крылом сверх- малого удлинения в передней части корпуса можно видеть герметическую кабину, что «однозначно указывает на пилотируемое применение ракеты» (!). Сейчас это представляется нонсен- сом, но разработчики полагали, что пилот, обеспечив наведение межконти- нентальной ракеты, на конечном участке траектории должен был ката- пультироваться1 и приводниться в Ат- лантический океан, где его. встречали подводники Кригсмарине. Для повышения точности обстрела Нью-Йорка была даже предпринята попытка засылать в США специально обученных диверсантов, которые долж- ны были установить радиомаяки не где-нибудь, а на крыше «Эмпайр Стейт Билдинг»! Фон Браун вместе с некоторыми еди- номышленниками действительно ви- дел за проектом А-9/А-10 и возмож- ность полетов в космос. За что и попла- тился! 15 марта 1944 г. Вернер фон Браун, Клаус Ридель и Гельмут Грёттруп были арестованы гестапо по обвине- нию в саботаже проекта А-4. Арест был одним шагов в борьбе Армии и SS за контроль над ракетной программой, но поводом стали неоднократные заявле- ния фон Брауна о том, что конечно целью специалистов Пенемюнде явля- ется космический полет. А раз так, зая- вили следователи, он и его коллеги не отдавали все свои силы «оружию воз- мездия»! Только категорическое требо- вание генерала Дорнбергера вернуть ценных специалистов спасли «пионе- ров ракетостроения» от катастрофы: их освободили, но подозрения остались. Таким образом, создатели А-4 и ее крылатых вариантов вплотную подош- ли к технической реализации пилоти- руемого полета на ракете. Однако до нас дошли лишь самые предваритель- ные наброски, да и то выполненные уже в плену у американцев. Находясь в США, немецкие ракетчи- ки «вспомнили» не только А-9/А-10, сле- ды которой все-таки имеются в архи- вах. Вернер фон Браун рассказал аме- риканцам о трехступенчатой косми- ческой системе А-9/А-10/А-11. Новая ракета А-11 должна была стать первой ступенью, «подведенной» под А-9/А-10, а крылатая ступень А-9 должна была выходить на низкую орбиту с однотон- ным полезным грузом. Еще более ам- бициозным, чтобы не сказать фантас- тическим, был проект четырехступен- чатой ракеты А-9/А-10/А-11/А-12. При стартовой массе 3500 т (больше, чем у Saturn V!) этот монстр должен был выводить на полярную орбиту 10 т полезного груза. Старт обеспечивала огромная ступень А-12 с пятьюде- сятью (!) однокамерными ЖРД... До сих пор нет никаких доказа- тельств, что все эти проекты были вы- пущены в Пенемюнде. Более вероятно, что они были придуманы фон Брауном в тот период, когда его допрашивали американцы в Форт-Блиссе. Немецких ракетчиков можно понять. Их вывезли в США и заставили обеспечивать пуски трофейных А-4 - а это был давно прой- денный ими этап. В течение несколь- ких лет немцы, желавшие заниматься разработкой новой техники, были по существу отлучены от любимого дела. В историческом отделе NASA хранит- ся любопытный документ. Это собра- ние отчетов немецких специалистов (включая фон Брауна и Дорнбергера), сделанных ими для американцев еще в Гармиш-Партенкирхене в 1945 г. Нем- цы предприняли пропагандистскую кампанию, которая строилась на двух тезисах: «это вам нужно» и «мы это мо- жем». Ракетчики, естественно, поста- рались придать максимальную значи- мость своим проектам и показать, что они продвинулись в своих разработках достаточно далеко. Так они стремились побудить американцев к активным действиям в области ракетной техники и космических исследований, заодно обеспечивая себя работой на многие го- ды. Желание вполне человеческое! Вспомним также, что усиленной рек- ламой А-9/А-10 в послевоенные годы за- нимались не только вывезенные в США Дорнбергер и фон Браун, но и извест- ные пропагандисты ракетной техники и космонавтики Кеннет Гэтленд и Вил- ли Лей. Зная о дальнейших событиях, можно сказать, что «пиар-акция» Дорн- бергера, фон Брауна и их довоенных единомышленников более чем удалась. 7 Учитывая уровень техники того времени, пилота можно было считать смертником. 36
Немецкий прорыв: достижения подлинные и мнимые «Серебряная птица» Эйгена Зенгера Кроме работ Вернера фон Брауна, в нацистской Германии существо- вал еще один уникальный проект, кото- рый, хотя и был далек от практической реализации, оказал серьезное влияние на последующие разработки космичес- ких ракетопланов. Это был проект бом- бардировщика - «антипода» Зенгера - Бредт, предназначенного для нанесе- ния ударов по трассе полета вплоть до противоположной месту старта - анти- подной - точки земной поверхности. Автор идеи - Эйген Зенгер (Eugen Sanger) - принадлежал ко второму по- колению пионеров космонавтики. Нес- мотря на то, что стимулом для его ра- бот явились идеи, сформулированные ранее Эно-Пельтри, Годдардом, Обер- том и Циолковским, сами решения, предложенные им для доступа в кос- мос, являлись весьма оригинальными. Они проистекали из так называемой «Венской школы», представители кото- рой, такие как Макс Валье, Франц фон Гефт и Гвидо фон Пирке, предлагали для достижения орбитальных скорос- тей и глобальных дальностей не бал- листическую ракету, а специальный самолет. Самые ранние публикации Зенгера показывают, что он был твердо убеж- ден в превосходстве ракетных самоле- тов многократного использования, способных обеспечить самый надеж- ный и, как он полагал, наиболее рента- бельный способ достижения «небесной тверди». Эйген Зенгер родился 22 сентября 1905 г. в городе Пресниц в Богемии, входившей в состав Австро-Венгрии. Его интерес к космическим путешест- виям пробудился в раннем детстве, но решающее значе- ния оказало в 1923 г. чтение книги Г. Оберта «Ракета в межпланетное пространство». В 1929 г. тема «ракетоплана» созрела как часть его докторс- кой диссертации. Однако об- ласти, которые первоначально планировалось осветить в дип- ломе, затрагивали весь спектр космической деятельности: ра- кетный самолет, космическую станцию и дальние путешест- вия посредством космических кораблей с электрическими двигателями, использующими эффект уменьшения времени полета, который Эйнштейн описал в специальной теории относительности. В 1930 г. Зенгер успешно за- щитил диссертацию по теме «Статистические расчеты крыла с множественными пе- ресекающимися силовыми связями». Прошло несколько лет, и весной 1933 г. он частным образом издал (понеся большие расходы) свои базовые изыс- кания в книге «Техника ракетного по- лета» (Raketenflugtechnik), которая се- годня считается первым инженерным трудом, посвященным астронавтике и написанным специалистом с уни- верситетским дипломом. Эта книга стала краеугольным камнем техни- ческих воззрений многих последова- телей Зенгера, а также легла в основу работ, сделавших его «первым и основ- ным апологетом аппаратов типа Space Shuttle» в том виде, в котором они представлены сегодня. В книге отражались все технические аспекты нового метода космического полета, подразумевающего горизонтальный старт; дозвуковой, трансзвуковой, сверхзвуковой и гиперзвуковой полет; фазу планирования; явления нагрева, сопутствующие обстоятельствам сверхскоростной аэродинамики. Так и было положено начало проекту «антипода». В первых прикидках раке- топлана Зенгер принял «консерватив- ные», по его мнению, параметры: ско- рость истечения газов из ракетного двигателя в 3700 м/сек, а отношение массы полезного груза к стартовой массе -0,15. При этих допущениях он показал расчетным путем возмож- ность достижения дальности полета от 4000 до 6000 км при скорости, соотве- тствующей числу М= 13 на высотах в пределах от 40 до 60 км. Приняв в проекте максимально ма- лое соотношение масс, оптимизиро- ванные аэродинамические качества ▲ Эйген Зенгер для самолетов этого типа и высокоэф- фективный двигатель, он оценил глав- ные проблемы ракетного ЛА, способно- го совершать полеты с Земли до около- земной орбиты, и понял, что проектан- ты будут стоять перед лицом необходи- мости разработать химический ЖРД с характеристиками, максимально близкими к теоретически предельно возможным. Карьера Зенгера как практического специалиста-ракетчика началась с опытов в Венском университете: он ис- пытывал экспериментальный двига- тель, в сферическую камеру сгорания которого подавался газообразный кис- лород и жидкий бензин. Время функ- ционирования двигателя было для тех лет просто огромным: некоторые об- разцы непрерывно работали в течение 20 минут, а один - целых полчаса. По расчетам, ему удалось достичь скорос- ти истечения газов примерно 3000 м/с, что для того времени было чрезвычай- но много1. Полагаясь на результаты ис- пытаний, Зенгер сделал вывод, что проблемы создания более крупных дви- гателей практически разрешимы. Следующим шагом стала разработ- ка технических требований, предъ- являемых к конструкции ракетного самолета. Германн Оберт указывал, что самолет с ракетным двигателем может обладать большим радиусом действия, если будет взлетать почти вертикально, переходя на большой высоте в горизонтальный полет и развивая при этом скорость за счет использования всего топлива в воз- можно короткое время, далее плани- руя при больших скоростях. Зенгер пришел к аналогичным вы- водам, но решал проблему как авиаконструктор, выска- завшись за наклонный (под углом 30°) старт. Приняв вре- мя работы двигателя равным 20 мин, он рассчитал, что общее время полета самоле- та составит чуть более часа, а средняя скорость - более 2500 км/ч. Предложенная компоновка весьма напоми- нала первую схему америка- нского экспериментального самолета Х-1. Интересно, что уже в 1934 г. он выдви- нул идею использования ра- кетоплана в качестве меж- континентального бомбар- дировщика. (США осознали опасность намерений Зенге- ра по крайней мере уже в 1942 г., когда NACA перевел на английский его книги 1934 года издания.) 1 С высоты сегодняшнего дня можно предположить, что это значение было вычислено с большими погрешностями. 37
Космические крылья Австрийские публикации Зенгера встретили положительный отклик во- енных чиновников из Верховного ко- мандования люфтваффе, которые в 1936 г. пригласили ученого в Герма- нию. Ему была поручена организация Научно-исследовательского института техники ракетного полета в Трауэне и поставлена задача создания сверх- скоростного сверхдальнего бомбарди- ровщика. К 1939 г. были подготовлены лабора- тории, мастерские, испытательные стенды и служебные помещения, и Зенгер с небольшой группой высоко- квалифицированных специалистов, в которую входила математик Ирен Бредт, ставшая впоследствии его же- ной, начал осуществление своей про- граммы, рассчитанной на десять лет. В программе он наметил ряд фундамен- тальных проблем, которые предстояло решить до практической реализации проекта. Вот эти проблемы: - разработка математической тео- рии и методов расчета оптимальных траекторий дальнего ракетного само- лета; - исследование аэродинамических нагрузок и рациональных форм пове- рхностей для полета при числах Маха от 3 до 30; - определение аэродинамических сил при свободномолекулярном режи- ме обтекания; - поиск эффективных видов топлива; - исследования материалов, стой- ких к воздействию очень высоких и очень низких температур; - разработка камер сгорания тягой порядка 100 тс, работающих при высо- ких температурах и давлении газа до 100 атм, с водяным охлаждением сте- Фото из архива Хартмута Зенгера ▲ Лист из ранних рукописей Э. Зенгера и испытанная камера сгорания нок и внутренним паровым охлажде- нием и т. п. Руководимый им коллектив интен- сивно работал над решением пробле- мы защиты крыла и фюзеляжа самоле- та от воздействия аэродинамического нагрева при полете на суборбитальной скорости в верхних слоях атмосферы с целью обеспечения прочности и рабо- тоспособности конструкции. Взлет самолета Зенгера-Бредт дол- жен был происходить с помощью авто- номной ракетной тележки, движущей- ся по горизонтальному рельсовому пу- ти. Предполагалось, что первоначаль- ный набор высоты будет осущес- твляться по инерции за счет подъем- ной силы, возникающей на аэродина- мических поверхностях1. На некото- рой высоте должен был включаться ра- кетный двигатель, который разгонял самолет до высоких скоростей. Разработчиков беспокоила способ- ность тележки скользить на полозьях по стальной колее со сверхзвуковыми скоростями. Для того чтобы показы- вать работоспособность концепции, был построен специальный стенд: стальная пуля, выстреливаемая из во- енного карабина, скользила внутри стального спирального канала. Первые опыты на стенде были неудачными: пуля серьезно деформировалась. Был проведен тщательный подбор соответ- ствующих смазочных материалов. В результате при испытаниях в июне 1939 г. удалось доказать, что возмож- но скольжение «сталь по стали» при высокой скорости без повреждений конструкции. В соответствии с предлагавшейся концепцией, самолет, разогнавшись при помощи ракетного двигателя, вы- скакивал из атмосферы, совершал по- лет по баллистической траектории в космосе и вновь входил в атмосферу. При этом в какой-то момент аэродина- мические силы вызывали повторный подъем в космос. Таким образом, само- лет должен был совершать многократ- ный аэродинамический маневр (рико- шетирующее движение) по постепенно затухающей волнообразной траекто- рии на границе плотных слоев атмос- феры, что увеличивало дальность по- лета. Считалось, что аэродинамичес- кий нагрев корпуса самолета при дви- жении в атмосфере затем будет сни- жен за счет теплоизлучения обшивки в космическом пространстве. Антиподный бомбардировщик, наз- ванный Зенгером «Серебряной пти- цей» (официально это название никог- да не использовалось), был низкопла- ном со стреловидным крылом (тонкий гиперзвуковой профиль и острые кромки) и вертикальными управляю- щими поверхностями на концах гори- зонтального стабилизатора. Отличи- тельной чертой самолета был несущий фюзеляж, площадь нижней поверхнос- ти которого, как уже говорилось выше, учитывалась в аэродинамических рас- четах. Подобная компоновка была предложена в 1938 г. Тогда же крылья в сравнении с фюзеляжем стали мень- ше. Модель аппарата, изготовленная из нержавеющей стали, была испыта- на в аэродинамической трубе при сверхзвуковых скоростях. Четыре бака (два - для окислителя и два - для горючего), расположенные рядом друг с другом, занимали более двух третей длины фюзеляжа, внутри хвостовой части которого находился ЖРД. Двигатель имел длинную цили- ндрическую камеру сгорания, изготов- ленную способом спиральной намотки тонких медных трубок, полусферичес- кую форсуночную головку с пересече- нием струй впрыскиваемого топлива и профилированное сопло. Давление в камере сгорания должно было соста- вить 100 атм. Для подачи компонентов топлива предполагалось использовать ТНА с приводом от паровой турбины. Пар по- лучался испарением воды в рубашке охлаждения камеры. После срабатыва- ния на турбине пар конденсировался в двух теплообменниках-конденсаторах по бокам камеры, через которые перед подачей в камеру сгорания проходил жидкий кислород. Сконденсированная вода с помощью насоса снова прокачи- валась через рубашку охлаждения, нагревалась и превращалась в пар. Первоначальную раскрутку ТНА обеспечивал пусковой парогазогенера- тор. В отличие от А-4, которая исполь- зовала аналогичное устройство для привода турбонасоса, здесь перекись расходовалась только в период запуска двигателя: смесь горячего кислорода и перегретого водяного пара шла в ТНА, Интересно, что в расчет принимались не только крыло и горизонтальное оперение, но и вся нижняя поверхность фюзеляжа. 38
Немецкий прорыв: достижения подлинные и мнимые одна основная стойка шасси Рисунок В. Лукашевича на основе 30-модели В. Малюх и Н. Назаренко, выполненной по чертежам Скотта Лоузера (Scott Lowther), опубликованных в Aerospace Projects Review V5N6 39
Космические крылья Рисунок В. Лукашевича на основе ЗО-модели В. Малюх и Н. Назаренко, выполненной по чертежам Скотта Лоузера (Scott Lowther), опубликованных в Aerospace Projects Review V5N6 ▲ Бомбардировщик Зенгера-Бредт над целью раскручивала его ротор, а затем сбра- сывалась за борт Как только ЖРД вы- ходил на режим, закипала вода в охлаж- дающем контуре, и начинала работать основная система привода турбонасо- сов. Иными словами, д-р Зенгер пред- ложил двигатель с замкнутой регене- ративной системой охлаждения. Стартовая тележка, разгонявшая са- молет по трехкилометровому рельсово- му пути, оснащалась ракетным двига- телем тягой примерно 600 тс, который работал на перегретом водяном пару. В течение 11 сек он доводил скорость аппарата до 500 м/с, что соответству- ет числу М= 1,5. Затем самолет отцеп- лялся от тележки и за счет подъемной силы крыла и фюзеляжа начинал по- лет по инерции. Он должен был подни- маться под углом 30° к горизонту до высоты 1700 м, где предполагалось включить двигатель. Под действием тяги, постепенно уменьшавшейся для ограничения перегрузки, самолет за 8 минут набирал высоту 150-160 км, совершая дальнейший полет по волно- образной баллистической траектории с многочисленными «рикошетами» - входами и выходами из атмосферы. «Принимая скорость истечения рав- ной 3000 м/с, - писал Зенгер, - можно довести скорость ЛА до 6000 м/с и под- нять его на максимальную высоту 150 км». Далее бомбардировщик мог двигаться по инерции по описанной выше траектории, и при максималь- ной заправке топливом и минималь- ной массе ПГ он в принципе мог бы об- лететь вокруг Земли. Необходимость достижения «анти- подной» дальности (примерно 20000 км) или даже выполнения кругосветно- го полета следовала из особенностей базирования и боевого применения бомбардировщика. При старте с основной базы на тер- ритории Германии и возвращении туда же после выполнения задания самолет неизбежно имел очень большие потери скорости на разворот и - соответствен- но - ограниченный радиус действия. Его можно было бы значительно увели- чить, закончив полет на вспомогатель- ной базе за целью. Особенный интерес предоставляла посадка в «антиподной» точке, на удалении 20 000 км от старта. В «антиподном» полете по половине ду- ги земного шара можно было, в зависи- мости от азимута пуска, отбомбиться над любым районом Земли и выйти в район посадки вообще без разворота. Гйпотетически такой полет с посад- кой в антиподной точке мог бы выгля- деть следующим образом. После стар- та с немецкого аэродрома, разгона и полета по волнообразной траектории бомбометание производится при под- лете к Нью-Йорку, во второй нижней точке траектории, на расстоянии больше 5000 км от старта. Дальней- ший полет уже пустого самолета про- должается по волнообразной кривой до девятой нижней точки траектории, лежащей в 16 800 км от точки старта. Затем самолет в течение некоторого времени летит на высоте 40 км, а в 23 000 км от точки старта начинает терять высоту и, пролетев еще 500 км, совершает посадку, покрыв в сумме половину кругосветного расстояния. Посадочная скорость должна была составить всего 145 км/ч, что давало возможность любому существовавше- му аэропорту принять такой самолет. Вспомогательную базу можно было бы оснастить и средствами обеспече- ния боевых вылетов в обратном на- правлении. Проблема была в одном: «антиподная» точка находилась в райо- не к востоку от Новой Зеландии, и все аэродромы в конце маршрута принад- лежали противнику. Эту проблему можно было бы ре- шить кардинально, отправив самолет в кругосветный полет. Однако и дости- жение антиподной дальности уже бы- ло связано с серьезными проблемами. Даже при исключительной малой бом- бовой нагрузке - всего 500-700 кг - нужны были весьма высокие характе- ристики ЖРД (скорость истечения с не менее 3000 м/с) и отношение старто- вой массы к массе пустого самолета. По мнению специалистов тех лет, необ- ходимой удельной тяги, возможно, и удалось бы достичь, но вот получить соотношение масс 10:1 представля- лось нереальным1. По оценкам самого Зенгера, стои- мость разработки «антиподного» само- лета выливалась в астрономическую Баллистические ракеты с отношением масс порядка 10 появились лишь в начале 1960-х годов. 40
Немецкий прорыв: достижения подлинные и мнимые сумму - порядка 3 млрд фун- тов стерлингов! Кроме применения «обыч- ных» ЖРД, Зенгер кратко ис- следовал возможность ис- пользования для движения ядерной энергии. Он опреде- лил, что такой двигатель бу- дет значительно эффектив- нее химического, но эта тех- нология - дело слишком дале- кого будущего, чтобы быть полезной уже сейчас. Наряду с ядерной энергией, Зенгер также серьезно изучал ис- пользование экзотических химических топлив - жидкого озона (который чрезвычайно ядовит, чувствителен к виб- рации и самопроизвольно взрывается) вместо жидкого кислорода и металли- зированных жидких горючих. По его мнению, смешивая тонко размолотые порошки алюминия, бериллия, лития, магния или бора с нефтью, можно бы- ло значительно увеличить эффектив- ность ЖРД. Зенгер строил модельные двигатели, которые успешно работали на этих смесях. С тех пор минули деся- тилетия, металлизированные топлива до сих пор представляют большой ин- терес, но практические проблемы всег- да препятствовали их использованию. Параллельно Зенгер вел исследования и эксперименты в области ПВРД. Поначалу темп работ в Трауэне был очень высок, но с началом войны рез- ко замедлился. Летом 1941 г. Гйтлер приказал прекратить финансирова- ние всех научно-исследовательских и конструкторских работ, конкретная практическая польза по которым не могла быть получена в течение бли- жайших шести месяцев. Разработка бомбардировщика - «антипода» про- должалась, но в очень низком темпе. В 1942 г. стало ясно, что долгосрочную программу института нереально осу- ществить до конца войны. Кроме того, график разработки постоянно сдви- гался из-за призыва работников на во- енную службу и на работу в военную промышленность. Пришлось сокра- тить и потребление таких материалов, как никель, медь и хром. Все это быст- ро привело к остановке работ. Летом 1942 г. Зенгер вынужден был оставить свой пост и взяться за проект ПВРД для Института планеризма DFS (Deutsches Forschungsinstitut fur Segelflug) в Дармштадт-Грисхайме. К моменту закрытия институт в Тра- уэне имел стенды для испытания экс- периментальных ЖРД тягой около тонны, работавших на жидком кисло- роде и бензине. Охлаждение происхо- дило за счет прокачки воды через тон- кие трубки, обмотанные спиралью вок- руг камеры двигателя по всей длине. Предметом гордости института являл- ся огромный бак для хранения жидко- ▲ Стендовые испытания ЖРД тягой в 1 тс в Трауэне го кислорода емкостью около 50 000 л, крупнейший в Германии. После прекращения работ над «анти- подом» Эйген Зенгер и Ирен Бредт под- готовили в 1944 г. итоговый секретный отчет «О ракетном двигателе для даль- него бомбардировщика» (Uber einen Raketenantrib fur Fembomber). Помимо описания конструкции и аэродинамики аппарата, динамики взлета и посадки, в нем были подробно описаны физико- химические процессы горения топлива при высоких давлениях и температу- рах, проанализированы энергетичес- кие свойства топлива, включая эмуль- сии легких металлов в углеводородах. Не будем забывать: «антипод» Зенге- ра-Бредт родился в воюющей Герма- нии, и это обусловило исключительно военный характер проекта1. Поэтому большое внимание в отчете было уде- лено детальному рассмотрению такти- ко-технические аспектов боевого при- менения бомбардировщика. Технические характеристики «антиподного» бомбардировщика Зенгера - Бредт Параметр Величина Длина самолета 28 м Размах крыла 15 м Мидель фюзеляжа 3,6x1,8 м Площадь крыла 44,8 кв. м Площадь несущей поверхности фюзеляжа 81 кв. м Стартовая тяга двигателя самолета 100 тс Стартовая масса 100 т Масса топлива 90 т Нагрузка на крыло при взлете 780 кгс/м2 Нагрузка на крыло при посадке 78 кгс/м2 Максимальная скорость полета 21 600 км/ч (6 км/с) Максимальная высота полета 160 км Посадочная скорость 145 км/ч Массовые характеристики: - кабина 500 кг - ракетный двигатель 2500 кг - крыло 2500 кг - фюзеляж 3250 кг - хвостовое оперение/посадочное шасси/бомбовый отсек 1250 кг Авторы писали: «В заранее рассчитанный момент бом- бы сбрасываются с самоле- та. Самолет, описывая боль- шую дугу, возвращается на свой аэродром или на дру- гую посадочную площадку, а бомбы, летящие в первона- чальном направлении, обру- шиваются на цель... Такая тактика делает на- падение совершенно не за- висящим от времени суток и погоды над целью и лишает неприятеля всякой возмож- ности противодействовать нападению... Соединение из 100 ракет- ных бомбардировщиков спо- собно в течение нескольких дней под- вергнуть полному разрушению площа- ди, доходящие до размеров мировых столиц с пригородами, расположенные в любом месте поверхности земного шара». Серьезное внимание было уделено проработке проблем бомбометания с большой высоты с учетом высокой ско- рости бомбы, сбрасываемой задолго до подхода к цели. В частности, были про- ведены оценки разрушений Нью-Йор- ка при попадании в центр Манхэттена боезаряда, движущегося с тангенци- альной скоростью до 8000 м/с (!), с уче- том ошибок прицеливания, возникаю- щих из-за различных случайных (нап- ример, ветровых) возмущений. Говоря современным языком, авто- ры пытались «обосновать боевую эф- фективность предлагаемого стратеги- ческого ударного средства». Результаты расчетов по определе- нию дальности полета в зависимости 1 Заметим, что с этого момента все последующие проекты воздушно-космических аппаратов (или систем) создавались либо с исключитель- но военными целями, либо с преобладанием военных задач при их использовании. Такова, увы, логика технического прогресса: любая авиа- ционно-космическая система создается прежде всего как оружие... 41
Космические крылья Фото Рено Мангалона (Sharkit.com) ▲ Бомбардировщик на разгонной тележке от скорости истечения с из камеры маршевого ЖРД, начальной скорости полета бомбардировщика vQ после отк- лючения ЖРД и массы полезного груза Зенгер и Бредт свели в итоговые таб- лицы, номограммы и графики. В мно- гочисленных схемах, опоясывавших весь земной шар и показывавших ве- личину доставляемой бомбовой наг- рузки в зависимости от дальности по- лета при старте с территории нацис- тской Германии, авторы отчета «забот- ливо» указали все города с населением более 1 млн человек, попадавшие в зо- ну действия «антипода». Из данных отчета следовало, что предложенный ЖРД с тягой 100 тс при выбранном способе старта позволял осуществить полет на высотах от 30 до 1300 км со скоростями 1000-8000 м/с и дальностью от 300 до 91000 км!1 Зенгер и Бредт провели расчеты для скоростей истечения с вплоть до 5000 м/с, но мы будем говорить только о тех результатах, которых можно было бы достичь с сегодняшней точки зрения. Итак, предполагалось несколько сце- нариев использования бомбардиров- щика в зависимости от задачи и от на- личия вспомогательной базы в конце пути. В первом и основном варианте рассматривалась атака точечной цели с возвратом на аэродром вылета. Необ- ходимым условием поражения цели была малая скорость вблизи нее. Поэ- тому профиль полета предусматривал два включения маршевого ЖРД. Пер- вый импульс выдавался после схода со стартовой тележки для первоначально- го разгона и обеспечивал выход в район цели с минимальной остаточной энер- гией. После прицельного сброса боеп- рипасов бомбардировщик, имея дозву- ковую скорость, легко разворачивался на обратный курс, выдавал второй раз- гонный импульс и возвращался домой. Сравнительно малая начальная ско- рость ограничивала радиус действия. Тем не менее при довольно скромной скорости истечения с=3000 м/с он сос- тавлял 2000 км, и бомбардировщик Зенгера мог с территории Германии достичь Москвы с бомбовой нагрузкой 15 т. Приуменьшении полезной нагруз- ки до 5 т радиус возрастал до 3000 км - отличный показатель даже для совре- менной фронтовой авиации! В зону по- ражения попадал обширный регион, от Исландии на западе до Каспия и Урала на востоке, а также Северная Африка и Суэцкий канал. При с=4000 м/с самолет Зенгера мог бы доставить пять тонн бомб на рас- стояние 5200 км - то есть до западного ▲ Фотографий Э. Зенгера времен Второй мировой войны практически не осталось. Это - одна из немногих. Собрание сотрудников института в Трауэне. Настроение невеселое... Вероятно, получено сообщение об очередном поражении на Восточном фронте, или о сворачивании работ и сокращении сотрудников. Э. Зенгер стоит у лестницы, прислонившись к стене Фото из архива Хартмута Зенгера побережья Канады или до Красноярс- ка. При наличии вспомогательной ба- зы появлялась возможность пораже- ния целей и на большей дальности, но лишь вблизи этой базы. Так, при раз- мещении ее на Марианских островах, принадлежавших в то время Японии, с теми же пятью тоннами можно было достигнуть Шанхая или Владивостока. В качестве примера авторы привели расчет поражения двухтонным боеп- рипасом шлюзов Панамского канала на дальности 9450 км (!) с посадкой на вспомогательной базе в 3200 км от це- ли, у западного побережья Америки. При с=4000 м/с скорость бомбарди- ровщика в конце первого разгона сос- тавляла 4560 м/с на высоте 60 км. 1 Отметим, что расчеты дальности проводились исходя из теоретических данных по аэродинамическим параметрам самолета, и поэтому их результаты носили приближенный характер. Расчетная скорость в момент отключения ЖРД и дальность полета существенно зависят от удель- ной тяги (вместо которой Зенгер и Бредт использовали скорость истечения газов) и запаса топлива, поэтому при неизменном запасе топли- ва для обеспечения требуемой дальности им пришлось существенно уменьшать массу ПГ 42
Немецкий прорыв: достижения подлинные и мнимые ▲ Зоны досягаемости бомбардировщика Зенгера с бомбовой нагрузкой от 30 до 0 т в зависимости от скорости истечения с и профиля полета. Варианты 1, 2 и 3 описывают поражение точечной цели при двухимпульсном варианте полета и возврате на аэродром вылета при скорости истечения 3000, 4000 и 5000 м/с соответственно. Вариант 4 дает зоны поражения точечной цели в случае посадки на вспомогательной базе на Марианских островах и при условии выдачи второго импульса во время поворота к этой базе. Принятая скорость истечения - 4000 м/с. Рисунки из отчета Э. Зенгера и И. Бредт В тех случаях, когда исключительная важность цели оправдывала безвозв- ратную потерю самолета и гибель или пленение пилота, самолет Зенгера, сог- ласно расчетам, мог при одноимпульс- ном старте и рикошетирующем полете достичь любой точки земного шара. При безвозвратной атаке территории США даже при с = 3000 м/с можно было прицельно доставить в Нью-Йорк до 12 т бомбовой нагрузки1. Атаковать площадную цель предпо- лагалось с большой высоты и скорости, а значит, увеличивалась продолжи- тельность начального разгона и даль- ность полета. После старта самолет ле- тел к цели по волнообразной траекто- рии, задолго до подлета к ней сбрасы- вал бомбы и после пологого разворота возвращался к аэродрому базирования. Несмотря на значительные потери при развороте на гиперзвуковой скорости, дальность полета с пятитонной нагруз- кой при с = 3000 м/с достигала 3400 км, что позволяло «накрыть» весь европейс- кий театр военных действий (от Урала на востоке до Гренландии на западе). Самолет мог бы достичь Ньюфаундлен- да, но... с нулевой бомбовой нагрузкой. Если принять скорость истечения с=4000 м/с, то, согласно расчетам, при аналогичном полезном грузе дальность увеличивалась до 7000 км. Авторы привели расчет удара по Нью-Йорку: начальная скорость 6370 м/с достига- ется на высоте 91 км и в 736 км от стар- та, сброс шести тонн бомб выполняет- ся на дальности 5550 км от германско- го аэродрома и в 950 км от цели, затем следует разворот по нисходящей спи- рали радиусом 500 км с уменьшением скорости с 6000 до 3700 км и высоты с 50 до 38 км, и возвращение домой че- рез 4755 сек после старта. При наличии вспомогательной базы рядом с западным побережьем Мекси- ки (о-в Клипертон)1 2 самолет Зенгера даже при с = 3000 м/с мог бомбить пло- щадные цели на всей территории США и Канады (кроме Аляски) с боезапасом в каждом вылете 2-5 т. База на Марианс- ких островах позволяла бы атаковать цели в Сибири, на Дальнем Востоке и на территории Китая. При полете на антиподную даль- ность самолет Зенгера с с=3000 м/с мог нести примерно 700 кг бомбовой нагрузки, а при увеличении скорости истечения до 4000 м/с и и0=6000 м/с - уже до 8 тонн! Что же касается возможности кру- госветного полета, то при с=3000 м/с бомбардировщик не мог «замкнуть круг» даже с нулевой бомбовой нагруз- кой. Лишь при скорости истечения с = 4000 м/с можно было рассчитывать на кругосветный полет с тремя тонна- ми бомб, которые можно было бы сбро- сить на любую точку земного шара. Начальная скорость в этом варианте составляла 7200 м/с на высоте 101 км, а продолжительность кругосветного полета - 3 час 38 мин. Сто экземпляров отчета были разос- ланы для секретного ознакомления ве- 1 В этом случае бомбардировщик мог бы быть применен и в беспилотном варианте, если бы удалось решить проблему автономной навигации. 2 Был и еще один вариант, который упустили авторы отчета. Самолет мог после бомбометания осуществить боковой маневр вправо на 7000 км, приземлившись на островах Океании, захваченных в то время Японией. При таком маршруте потери в величине доставляемой к Восточному побережью США бомбовой нагрузки были незначительны, а затяжной боковой маневр, выполняемый по волнообразной траектории с рикоше- тированием от атмосферы в космос, по сути, являлся аналогом того, что получило название «нырка» в середине 1970-х годов: погружения в атмосферу с изменением наклонения орбиты за счет выполнения аэродинамического маневра крылатого аппарата. 43
Космические крылья Рисунок из архива Хартмута Зенгера ▲ Рикошетирующая траектория полета - основная изюминка проекта бомбардировщика Зенгера дущим экспертам по вопросам авиа- ции и вооружения нацистской Герма- нии. Копии доклада получили профес- сор Гейзенберг, специалист в области атомной энергии, доктор Вернер фон Браун, генерал Дорнбергер (оба из ар- мейского ракетного исследовательско- го центра Пенемюнде), профессора Мессершмитт (фирма «Мессерш- митт»), Танк (фирма «Фокке-Вульф»), Дорнье (фирма «Дорнье»), Хейнкель (фирма «Хейнкель»), Мадер (фирма «Юнкере»), Прандтль (Аэродинамичес- кий исследовательский институт в Ве- не), Прелль (Инженерный институт в Ганновере) и некоторые другие. Все они, по-видимому, ознакомились с докладом, но, учитывая обстановку того времени, не сумели применить его положения в своей работе. Кстати, Эйген Зенгер и Вернер фон Браун в годы Второй мировой войны встречались только дважды, но успе- ли наладить дружеские отношения. Фон Браун обнаружил существование строго секретного института в Трауэ- не, когда искал новую систему зажи- гания для ракетного двигателя. В 1940 г. ему разрешили посетить объ- ект вместе с двумя коллегами (Вальте- ром Тилем и Рудольфом Германном). В октябре 1940 г. Зенгер получил ответ- ное приглашение посетить научно-ис- следовательскую конференцию спе- циалистов по сверхзвуковой аэроди- намике в Пенемюнде. Вернемся с небес на землю и попы- таемся понять, почему основная цель работ Зенгера - создание сверхдальне- го ракетоплана с очень высокими лет- ными характеристиками - не могла быть достигнута ни в Германии 1930- 1940-х годов, ни в промышленно раз- витых странах сразу после войны. Об- щемировой научно-технический уро- вень еще не позволял решать задачи такой сложности. Основной заслугой Зенгера можно считать глубокую проработку десяти- летней программы исследований, на- правленной на обеспечение реализа- ции проекта «антиподного» бомбарди- ровщика. Конечно, и эта программа не была лишена недостатков, которые, в конечном счете, сказались на расчет- ных характеристиках проекта. Так, например, отсутствие в ней пункта ис- следований атмосферы на больших высотах привело к неправильному по- ниманию разработчиками влияния распределения плотности атмосферы на траекторию полета самолета. Более того, в сам проект «антиподно- го» бомбардировщика было заложено несколько сомнительных решений: 1. Разгон огромного ЛА до скорости, соответствующей числу М=1,5, с по- мощью ракетной тележки, скользящей по рельсовой направляющей. 2. Полет самолета со сверхзвуковой стартовой скоростью по инерции до высоты 1700 м, что приводит к сущест- венным потерям скорости к моменту включения его ЖРД. 3. Сравнительно низкая тягово- оруженность самолета, неизбежно снижавшая его характеристики, осо- бенно при полете в плотных слоях атмосферы. 4. Энергетические характеристики ДУ самолета явно завышены. Даже до- ведя давление в камере сгорания кис- лородно-керосинового ЖРД до 100 атм, невозможно получить удельную тягу свыше 300-305 единиц на уровне моря, что гораздо ниже значения, заложен- ного в проект. Трудности создания и отработки замкнутой системы подачи топлива с приводом ТНА от паровой турбины столь значительны, что не компенсируются возможными преи- муществами. Похожая схема подачи (привод турбонасоса путем газифика- ции водорода в рубашке охлаждения ЖРД с последующим сжиганием его в камере сгорания существенно более низкого давления) была реализована только в первой половине 1960-х годов на американском кислородно-водород- ном двигателе RL10 второй ступени ра- кеты-носителя Atlas-Centaur. 5. В проект была заложена кон- струкция со слишком высокой весо- вой отдачей. К идее использовать волнообразную траекторию для уменьшения термоди- намических нагрузок при возвраще- нии космоплана вернулись в конце 1950-х-начале 1960-х, в значительной степени основываясь на результатах работы Зенгера. К сожалению, экспе- рименты, особенно проведенные в ходе программы Dyna-Soar, показали, что возвращение по волнообразной траек- тории не уменьшает нагрузку на кос- моплан по сравнению с прямым входом в атмосферу. Сброс теплоты излучени- ем во время прыжка аппарата над ат- мосферой минимален, поскольку излу- чение - обычно неэффективный способ «сброса» тепла. Использование излуче- ния (радиации) как средства теплоот- вода наиболее эффективно, когда наг- реваемый объект горяч, «как лампа на- каливания или еще сильнее». Кроме того, проект совсем не предус- матривал управление ЛА в космосе и верхних слоях атмосферы - авторы считали, что имеющихся аэродинами- ческих органов вполне достаточно для всех режимов, включая и полет по инерции в безвоздушном простран- стве. Но режим «управляемого рикоше- тирования» при динамическом погру- жении в атмосферу требует точной ориентации ЛА в условиях неэффек- тивности аэродинамических органов, поэтому такой аппарат неизбежно дол- жен быть оснащен двигателями реак- тивной системы управления (РСУ). Гораздо серьезнее проблема кромок в конструкции крыла «антипода». В то время как крылья с острыми кромка- ми и острые углы на нижней стороне фюзеляжа повышают подъемную си- лу на сверхзвуковых скоростях, пос- кольку обладают формой с минималь- ным торможением потока, они совер- шенно не пригодны для гиперзвуко- вых скоростей полета. Острые перед- ние кромки конструкции для гипер- 44
Немецкий прорыв: достижения подлинные и мнимые звукового ЛА можно делать из матери- алов, которые позволяют применять пассивные методы охлаждения, но та- кие материалы были разработаны совсем недавно - в 1990-е годы. Таким образом, чтобы сделать антиподный бомбардировщик Зенгера жизнеспо- собным при гиперзвуковых скорос- тях, требовались решения, которых 50 лет назад просто не было. Но проект «антипода» ценен не конк- ретными техническими решениями, которые, как было сказано выше, не всегда соответствовали поставленной задаче. Многие открытия, инновации и изобретения Эйгена Зенгера впослед- ствии осуществились и были реализо- ваны в сегодняшних ракетных двигате- лях замкнутого цикла. В это семейство двигателей, технология которых отра- батывалась, например, фирмой МВВ в ФРГ, входит и маршевый двигатель системы Space Shuttle, обладающий внушительными характеристиками. Еще летом 1939 г. Зенгер начал ис- пытания ЖРД с давлением в камере сгорания около 100 атм. Это значение было освоено двигателистами-ракет- чиками только четверть века спустя! К теоретическому и практическому наследию «Серебряной птицы», несом- ненно, следует отнести исследования в следующих направлениях: - успешные испытания по сжиганию дисперсий легких металлов в бензине и водороде вместе с кислородом; - проектирование оптимальных форм фюзеляжа гиперзвукового ЛА, имеющего полуоживальную форму, специальных профилей крыла с пост- роением их дозвуковых поляр; - возведение и эксплуатация испыта- тельного трека, предназначенного для исследований (впервые в мире) трения при скоростях до 800 м/сек; - наземные и летно-конструкторские испытания новых типов высокотемпе- ратурных ПВРД по схеме Рене Лорена (Rene Lorin, 1908 г.), в чем Эйген Зенгер также добился заметных успехов. Зенгер прекратил все свои работы, связанные с авиацией, незадолго до конца войны. Однако это не оградило его от внимания западных союзников. В период 15 мая по 23 ноября 1945 г. он не менее 25 раз допрашивался различ- ными комиссиями, а с 7 по 11 июня 1945 г. находился в тюрьме Гармиш- Партенкирхен, где его допрашивали научные эксперты американской раз- ведки. Что он им говорил, неизвестно, но его отпустили. Однако 3 сентября 1945 г. Эйгена Зенгера и его коллегу д-ра Вальтера Георгии по ошибке (или по чьей-то «наводке») причислили к на- учно-техническому руководству Треть- его рейха и заключили в тюрьму Бад- Рейхенхалле. Правда, уже 11 сентября их отпустили вновь. Вот что интересно: тогда доктор Зенгера и его сотрудники неоднократ- но и подробнейшим образом расска- зывали о результатах своих работ. Чем руководствовались представители ко- миссий, задерживая и отпуская спе- циалистов из Трауэна, - непонятно. В аналогичной ситуации вся команда фон Брауна оказалась под плотным колпаком. Возможно, отсутствие ярко выраженного интереса союзников к Зенгеру объяснялось тем, что у фон Брауна на руках были готовые про- дукты, а «антипод» нуждался в даль- нейшей разработке. Примерно 70 из 100 копий секретно- го доклада о бомбардировщике-«анти- поде» попало в руки англичан и амери- канцев в Берлине и Дессау. Реакция во- енного руководства союзников неизве- стна, но приведенные в документе дан- ные вызвали необычайный интерес ученых и специалистов, работавших в области авиационной и ракетной тех- ▲ Схема двигательной установки бомбардировщика Зенгера: 1 - баки с окислителем; 2 - баки с горючим; 3 - ТНА; 4 - теплообменники (2 шт); 5 - камера сгорания; 6 - сопло ▼ Прямоточные воздушно-реактивные двигатели разработки Э.Зенгера испытывались в полете незадолго до конца II мировой войны ’исунок из архива Хартмута Зенгера Рисунок из архива Хартмута Зенгера ники на Западе, многие из которых, такие как Александр Ананов, Теодор фон Карман, Фрэнк Малина и Йозеф Штеммер, вскоре после войны налади- ли контакты с доктором Зенгером. Ученые, которым были близки по ду- ху его идеи, рассматривали проект ра- кетного бомбардировщика как первый шаг к космическим полетам. Сразу же после окончания войны в большинстве промышленно развитых государств были сформированы различные обще- ства для оказания содействия в облас- ти космических исследований, на ра- боту которых оказывали большое вли- яние немецкие специалисты по ракет- ной технике. Но это было чуть позже, а осенью 1945 г. Зенгеру и его коллегам, видимо, надоели вынужденные «отсидки». Они решили не искушать судьбу и покинуть Были ли обоснованы эти опасения, мы расскажем в следующей главе.
Космические крылья Германию. Возможно, Зенге- ра предупредили и о «непод- дельном интересе» к персоне автора проекта «антипода» со сторону русских1. Профессор Вальтер Гёоргии, глава Инс- титута планеризма DFS и ру- ководитель исследовательс- кого отдела люфтваффе, был известнейшим метеорологом и экспертом мирового класса в области аэродинамики пла- неров. Он сохранил хорошие связи с Францией, где всегда (даже во время войны) под- держивал нормальные отно- шения со специалистами в области планеризма. Георгии сумел наладить контакты с французской армией и предс- тавителями разведки и «обсу- дить» условия сдачи Зенгера и других специалистов. 30 но- ября 1945 г. майор Паре из французско- го Министерства авиации пригласил их продолжить исследования во Франции, куда Эйген Зенгер и переехал в июле 1946 г. со своими близкими сотрудника- ми. Он был принят на работу в компа- нию Arsenal de lAeronautique (в 1958 г. переименована в Nord Aviation) в городе Шатильоне под Парижем. Там Зенгер и работал над различны- ми проектами в качестве инженера- консультанта в таких областях, как ПВРД и проблема охлаждения ракет- ных двигателей. Он участвовал в раз- работке различных ЖРД и РДТТ, про- тивотанковых ракет SS-10, пилотируе- мого экспериментального самолета Griffon (первый в мире сверхзвуковой самолет, который использовал объеди- ненную - ТРД и ПВРД - двигательную установку и впервые полетел в 1957 г.), ракеты R-010 с «прямоточной». Осенью 1950 г. в Париже состоялся первый Международный астронавти- ческий конгресс. В сентябре 1951 г. на втором Конгрессе в Лондоне была осно- вана международная организации по мирным исследованиям космоса - Международная астронавтическая фе- дерация IAF (International Astronautical Federation), и первым ее президентом был избран доктор Зенгер. Уже с 1949 г. он числился почетным членом многих европейских космических обществ, в частности, Британского межпланетно- го общества BIS (British Interplanetary Society). Осенью 1954 г., когда Федеративной Республике Германии было вновь раз- ▲ Представительский макет бомбардировщика Зенгера, выпускаемый фирмой Sharkit. Говорят, он очень похож на металлическую модель, изготовленную в начале сороковых годов и предназначенную для аэродинамических испытаний решено продолжать работы в области авиации, Эйген Зенгер вернулся туда. В Научно-исследовательском институ- те физики реактивных двигателей в Штуттгарте он учредил первый иссле- довательский центр, специализирую- щийся на пограничных между авиаци- ей и космонавтикой исследованиях. В 1957 г. он получил звание почетного профессора Штуттгартского универ- ситета. Наряду с крупномасштабными испытаниями ракетных двигателей на перегретом паре, он продолжал иссле- довать различные проблемы создания аэрокосмических систем. Весной 1961 г. Вальтер Дорнбергер, коллега и бывший шеф фон Брауна, пригласил Зенгера на американскую фирму Bell Aerosystems в Буффало оз- накомиться с кислородно-водородным ЖРД, имевшим регенеративное охлаж- дение и колоколообразное сопло. При его создании нашли воплощение мно- гие идеи в области ракетного двигате- лестроения, высказанные в ранних ра- ботах Зенгера. По признанию послед- него, это были одни из самых счастли- вых дней в его жизни. В начале 1963 г. Эйген Зенгер поло- жительно ответил на предложение Берлинского технического универси- тета, где только что было учреждено звание «профессор по элементам аст- ронавтической технологии». Работая консультантом для различ- ных германских авиационных и ра- кетно-космических предприятий, Эй- ген Зенгер подготовил в период с 1961 по 1964 гг. объемистый отчет «Предварительные предло- жения о разработке евро- пейского космоплана» для компании JFM. В центре предложений, ле- жавших в русле прежней дея- тельности профессора, была пилотируемая ракетно-кос- мическая система стартовой массой 200 т, способная вы- водить на низкую околозем- ную орбиту полезный груз 3 т. Рассматривался взлет с рель- совой направляющей с по- мощью катапульты, работаю- щей на перегретом паре. На двух ступенях системы, кото- рую Зенгер называл Raum- fahrttransport - «Космический грузовик» - должны были сто- ять кислородно-водородные двигатели. Профессор под- черкивал, что в идеальном случае можно было создать даже од- ноступенчатый орбитальный космоп- лан, используя уже известные техно- логии (в частности, имеющиеся ЖРД, эффективность которых значительно повышалась при установке ПВРД)! 10 февраля 1964 г., в последнее утро своей жизни, Эйген Зенгер закончил 32-ю главу отчета по космической транспортной системе для компании JFM. Даже последние часы его жизни были отданы идее, которой Зенгер был очарован с юности, сохраняя не- поколебимую веру в то, что он не раз пророчески писал в своем дневнике: «И мои серебряные птицы полетят»... Безо всяких сомнений, в годы Вто- рой мировой войны Германия стала мировым лидером в области авиаци- онно-ракетных технологий. Практи- чески не осталось ни одной известной области ракетной техники, в которой немецкие ученые и инженеры не вели каких-либо разработок. Несмотря на кажущуюся фантастичность некото- рых проектов, тех же, к примеру, А- 11, А-12 или гиперзвукового ракетоп- лана Зенгера, идеи, заложенные в них, оказали прямое влияние на ин- женерную мысль во всем мире, и в первую очередь, в США и СССР. Пос- тепенное развитие этих идей привело к появлению ряда проектов аэрокос- мических систем, таких как ракетные самолеты Х-1 (фирмы Bell) и Х-15 (North American), космопланы Х-20 Dyna-Soar (Boeing) в Америке и «Спи- раль» в СССР. Вскоре они получили известность во всем мире. 46
Глава 3 БОЕВОЙ НОЖ КОРЕННОГО ЖИТЕЛЯ СЕВЕРНОЙ АМЕРИКИ Заокеанский вариант А-4Ь Последовательное повествование нашей книги придется прервать маем 1945 г.: с этого момента действия по интересующему нас предмету в СССР и США развиваются настолько параллельно, что событиям середины 1940-х - конца 1950-х годов придется посвятить две отдельные главы. За всю историю американской авиа- ционно-космической техники, пожа- луй, ни одна программа не оказала столь значительного воздействия на развитие технологии, перспективных концепций и способов решения слож- ных инженерных задач, как проект сверхзвуковой межконтинентальной крылатой ракеты Navaho («Навахо»)1. При ее разработке был проделан поис- тине титанический объем научно-ис- следовательских и опытно-конструк- торских работ, который до этого в США ни в авиации, ни в ракетной технике не встречался. Все началось с того, что к концу лета 1945 г. Министерство обороны США ре- шило заняться средствами доставки ядерной боевой части (БЧ) на «очень большую дальность» и в середине осени выдало 17 крупнейшим авиастроитель- ным фирмам запрос на предложения по исследованию новых концепций. Заме- тим сразу: к ракетам - баллистическим или крылатым интереса особого не бы- ло, поскольку ставка делалась, в основ- ном, на дальние тяжелые пилотируе- мые бомбардировщики, которые в из- бытке стояли на вооружении. С наступлением мирного времени за- казы на военные самолеты были анну- лированы, и руководство большинства фирм встало перед лицом массовых увольнений. Так, например, списочный состав только компании North American Aviation (NAA)1 2 предполагалось сокра- тить в 16 раз - со 100 до 6,5 тысяч чело- век. Новые средства доставки могли стать спасательным кругом, позволяв- шим фирмам остаться на плаву. Чтобы сориентироваться в бурном море новых технологий (сверхзвуковой полет, ракеты, электроника, радиоло- каторы), на фирме NAA была создана исследовательская Лаборатория аэро- физики, руководителем которой назна- чили Уильяма Боллея (William Bollay), бывшего начальника отдела разрабо- ток турбореактивных двигателей Бюро аэронавтики ВМС США (Navy Bureau of Aeronautics). Он предложил подклю- чить к решению данной проблемы все имеющиеся ресурсы, в т. ч. использо- вать немецкие работы, выполненные во время Второй мировой войны, а так- же идеи бомбардировщика-«антипода» Зенгера и сверхдальней системы А-9/ А-10 фон Брауна, и разработать3 амери- канский вариант ракет А-4Ь или А-9. Грубо говоря, предполагалось создать баллистическую ракету с крыльями: на первом этапе она стартовала верти- кально и выходила на траекторию по- лета, на нисходящем участке которой ▲ Экспериментальная ракета, созданная в NACA для испытания ПВРД. Январь 1947 г. Фото NASA вела себя уже не как артиллерийский снаряд, а как сверхзвуковой планер. Такие ракеты иногда называют еще крылато-баллистическими или аэро- баллистическими. Идея, по-видимому, оказалась неплоха, и 24 марта 1946 г.4 компания получили контракт на раке- ту МХ-770 с дальностью до 800 км. Че- рез три месяца массу боеголовки уве- личили с 900 кг, которые были у А-9, до 1360 кг. Никакого собственного задела по ра- кетам у NAA не было. Чтобы хоть не- много понять, что такое ракета и с ка- кой стороны к ней подступиться, фир- ма начала эксперименты с ракетными ускорителями производства компании Aerojet тягой 450 кгс (1000 фунтов), имевшимися в избытке, и с модельным двигателем тягой 130 кгс (300 фунтов) собственной разработки. В качестве импровизированного стенда использо- вался... бульдозерный скребок, уста- новленный на автостоянке компании и 1 По американской терминологии - межконтинентальный крылатый управляемый снаряд (Intercontinental Cruise Missile). 2 Впоследствии - North American Rockwell и Rockwell International; ныне - Boeing North American (г. Лос-Анжелес). 3 А точнее говоря, воспроизвести по имеющимся чертежам и эскизным наброскам. 4 По другим данным - в феврале 1946 г. 47
Космические крылья защищавший припаркованные рядом автомобили от неизбежных взрывов... Поскольку за основу были взяты не- мецкие наработки, опираться предпо- лагалось также на уже созданные в на- цистской Германии технологии. В июне 1946 г. Боллей предложил NAA восста- новить и испытать двигательную уста- новку ракеты А-4, благо последние име- лись в распоряжении правительствен- ных служб. С исходного двигателя, полу- чившего условное обозначение Mark I, предполагалось «снять мерки» по аме- риканским стандартам и на их основе сделать и испытать уже американский вариант Mark II. Видя недостатки концепции А-4Ь (и прежде всего - малую, дозвуковую, ско- рость непосредственного подхода к це- ли), специалисты лаборатории1 пред- ложили трехэтапную программу иссле- Эскиз одного из первых вариантов КР Navaho - NAA 704 дований, базирующуюся на немецких достижениях в области сверхзвуковых ПВРД. На первом этапе предполагалось исследовать аэробаллистические раке- ты типа А-4Ь и А-9, на втором - изучить возможность замены ракетного двига- теля на сверхзвуковой ПВРД для увели- чения дальности полета, на третьем - определить размер и тип стартового ус- корителя, необходимого для разгона ракеты до скорости, на которой возмо- жен запуск ПВРД. К концу 1946 г. на фирму прибыли два двигателя А-4. В марте 1947 г. ком- пания арендовала большой участок земли северо-западнее Лос-Анжелеса, в гористом районе Сайми-Хиллз; бли- жайшими населенными пунктами бы- ли Санта-Сузана и Канога-Парк. Здесь NAA начала строительство базы для ис- пытаний мощных ракетных двигате- лей (18 стендов разной размерности), используя 1 млн $ собственных средств и 1,5 млн $ из бюджета ВВС. Одновре- менно с этим на головном предприятии в Лос-Анджелесе началось создание сверхзвуковой АДТ. Когда инженеры NAA разобрали и внимательно изучили двигатель раке- ты V-2, они сделали вывод, что немец- кая «Модель 39» со сложной головкой, включающей 18 форкамер, - это тупик, «инженерное безумие». Но для ускоре- ния работ чертежи все-таки были пе- реданы для доработки и производства: ничего другого подходящей тяги у аме- риканцев попросту не было. Поскольку было известно, что во вре- мя войны немцы испытывали более продвинутый двигатель «Модель 39а» с одной форкамерой, Боллей решил взять за основу дальнейших работ именно та- кой вариант, обозначив новый двига- тель NA-704 Mark III. Ему разрешили привлечь в качестве технических кон- сультантов непосредственных разра- ботчиков А-4 - специалистов из группы Вернера фон Брауна, которые в то вре- мя работали для Армии США: Вальтера Риделя (Walther J. Riedel), Ганса Хютера (Hans Hiiter), Рудольфа Байхеля (Rudolf Beichel) и Конрада Данненберга (Konrad К. Dannenberg). Последний, в частности, работал в Пенемюнде над плоским смесителем типа «душевая го- ловка», который и был нужен для нового двигателя. Дитер Хуцель (Dieter К. Е Huzel), один из ближайших помощников фон Брауна, был вообще принят на пос- тоянную работу в NAA для улучшения ко- ординации совместных действий с груп- пой немецких специалистов. В сентябре 1947 г. началось эскизное проектирова- ние изделия Mark III, равного по тяге дви- гателю Mark II, но на 15% более легкого. Из других достижений инженеров лаборатории Боллея того времени можно назвать проект «кинетического акселерометра с двойным интегри- рованием», который позволял инер- циальной платформе, стоящей на ра- кете, определять не только ускорение и скорость, но и расстояние, которое пролетало изделие. Благодаря этому точность наведения беспилотных объ- ектов значительно повышалась. В расчетах и при продувках мало- масштабных моделей аэродинамики из NAA обнаружили, что конфигура- ция А-9 со стреловидным крылом неус- тойчива при трансзвуковых скоростях. Для ракеты МХ-770 компания выбрала компоновку типа «утка» - с крылом в хвостовой части фюзеляжа и передним горизонтальным оперением (ПГО). Следует заметить, что даже к 1947 г. вопрос о выборе типа аппарата для доставки ядерной БЧ в национальных масштабах еще не был решен. Во-первых, продолжалась разработ- ка пилотируемых бомбардировщиков - как дозвуковых, так и сверхзвуковых. Во-вторых, в марте 1946 г. ВВС вы- дали фирме North American Aviation Inc. контракт на сверхзвуковую крыла- тую ракету (КР) МХ-770. В-третьих, в апреле 1946 г. фирма Consolidated Vultee Aircraft1 2 получила от Управления технического обеспече- ния Армии США контракт на изучение возможности создания межконтинен- тальной баллистической ракеты (МБР), включая летные испытания экспери- ментальных ракет МХ-774. И, в-четвертых, в декабре 1946 г. фирмы Martin и Northrop начали иссле- дования дозвуковых КР большой даль- ности по проектам МХ-771 (Matador) и МХ-775 (Snark). 1 В лаборатории Боллея уже работали 43 человека, из них 30-с высшим образованием, включая 12 докторов наук. 2 Известна также как Convair; с 1953 по 1996 г. - отделение Convair Division фирмы General Dynamics. 48
Боевой нож коренного жителя Северной Америки Итак, к июню 1947 г. была начата разработка отдельных компонентов Navaho - системы навигации XN-1 и двигателя Mark III. На автомобильной стоянке продолжались испытания тес- тового ЖРД тягой 1,5 тс, на котором проверялись различные компоненты, в том числе распылительная головка ду- шевого типа. Параллельно шло изго- товление американской копии двигате- ля Mark II с 18 форкамерами, чтобы по- лучить опыт производства мощных ЖРД. В июне на этот двигатель было выдано проектное задание, а в сентяб- ре начался выпуск рабочих чертежей и изготовление первых частей. Работы начального периода сосредо- тачивались, главным образом, на полу- чении исходных данных в области свер- хзвуковой аэродинамики, двигательных установок и систем наведения. С этой целью в 1947 г. была создана серия из се- ми небольших экспериментальных ра- кет RTV-A-3, или NATIV (North American Test Instrumented Vehicle; «Нейтив»). Сейчас подобные изделия назвали бы демонстраторами технологии. С по- мощью ЖРД, работавшего на азотной кислоте и анилине, и крестообразного крыла в хвостовой части ракета подни- малась на высоту свыше 15 км и совер- шала полет по траектории, имитировав- шей траекторию полета будущей КР. Ин- формация о характеристиках работаю- щих систем и внешней среды передава- лась на землю с помощью 32-канальной телеметрической радиосистемы. 26 мая 1948 г. с территории авиаба- зы ВВС Холломан (штат Нью Мексике) была предпринята первая попытка пуска «Нэйтива». Сколько всего ракет было запущено - неизвестно. Один ис- точник говорит, что шесть, другой - че- тыре, третий - три. Вероятнее всего, имело место шесть попыток запуска, в трех из которых ракета не ушла со стартового стола, в двух - пролетела некоторое расстояние, и лишь один может считаться успешными (достиг- нута скорость, соответствующая числу М=2,23 на высоте 18 км). Чуть раньше, в феврале 1948 г., гря- нула первая ревизия проекта МХ-770: ВВС потребовали увеличить дальность ее полета с 800 км до 1600 км. Дело в том, что когда осенью 1947 г. ВВС вы- делились из Армии, была достигнута договоренность, что под эгидой «ар- мейцев» остаются ракеты дальностью до 1600 км, а «авиаторы» занимаются более дальнобойными изделиями. Но ракета МХ-770 принадлежала ВВС - следовательно, ее дальность должна была превосходить 1600 км! North American уже успела потра- тить на проект 3,9 млн $. Теперь же предстояло серьезно отойти от концеп- ции А-9 в пользу крылатого аппарата с маршевым ПВРД: ракетный двигатель используется для старта и разгона ап- парата до сверхзвуковой скорости, на которой запускается «прямоточка»1. Это означало, что меняется все: нави- гация, двигательная установка и аэро- динамике. Весь аппарат «подрос» на 33%, а двигатель Mark III пришлось пе- репроектировать для увеличения тяги с 25 до 34 тс. Ракета с новым обозначением XSSM-A-2 включала стартовый ЖРД1 2, два маршевых ПВРД3 и инерци- альную навигационную систему XN-1. Однако последняя «уходила» на 1,6 км за каждый час полета, а это означало, что КР не сможет соответствовать тре- бованиям ВВС США по точности. По заданию квадратичное вероятное от- клонение (КВО) составляло 800 м. Чтобы получить необходимую точ- ность, фирма NAA начала разработку навигационной платформы XN-2, объ- единяющей инерциальную систему XN-1 со следящим астродатчиком, что гарантировало высокую точность даже в дальних полетах. Заказчик хотел, чтобы XSSM-A-2 стала первым этапом пересмотренной трехэтапной программы для семей- ства ЛА, использующих ракетный ус- коритель и маршевый ПВРД: 1. с дальностью 1000 миль (1600 км) и массой БЧ в 3000 фунтов (1350 кг); 2. с дальностью 2000-3000 миль (3200- 4800 км) и массой БЧ в 1350 кг; 3. с дальностью 5000 миль (8000 км) и массой БЧ в 10000 фунтов (4540 кг). Для достижения таких дальностей NAA изучила возможность разделения 500 0 MI. RAMJET MISSILE 1000 MI. ROCKET-RAMJET XSSM-A-2 MISSILE MOD GERMAN CANARD 500 MI. GLIDE ROCKETS Фото из архива Boeing через Скотта Лоузера NATIV ROCKET VEHICLE Разработки ракет в рамках начального периода проекта Navaho системы на стартовый ускоритель и маршевую ступень. Это позволяло за- правлять КР только топливом для ПВРД, что резко увеличивало дальность при не- изменных размерах маршевой ступени. В июле 1948 г. значительно разросша- яся лаборатория Боллея вместе с элект- ромеханическим отделением NAA пере- ехала в Дауни (Downey), в восточную часть Лос-Анджелеса, на территорию завода, ранее принадлежавшего фирме Consolidated Vultee. Именно здесь были построены КР Navaho и Hound Dog, а позднее изготавливался командный модуль «Аполлона» и проектировалась орбитальная ступень шаттла. В начале 1949 г. был наконец готов первый ЖРД Mark II - американский аналог двигателя А-4. Однако к тому времени умами инженеров из NAA вла- дели уже более перспективные разра- ботки, и этот ЖРД так и остался неким промежуточным этапом. В мае North American намеревалась выполнить проект межконтиненталь- ного ЛА, который получил название Navaho4: это должна была быть двух- ступенчатая ракета с тандемным рас- положением ступеней: снизу - ускори- тель (бустер) с ЖРД, сверху - маршевая крылатая ступень с ПВРД. «Навахо» обретает форму В августе 1949 г. Советский Союз нео- жиданно для США произвел свой первый ядерный взрыв. В результате ад- министрация президента Гарри Трумена (Напу Truman) перенаправила «финан- совые потоки» в проекты ракет. Чтобы перейти к летным испытаниям по уско- ренному графику, аэродинамическую схему Navaho «заморозили», чтобы на- чать изготовление изделий XSSM-A-2. К концу ноября 1949 г. команда Сэма Хоффмана (Sam Hoffman) подготовила первый вариант двигателя Mark III для испытаний на новом объекте в Санта- Сузане. Поскольку турбонасосы сде- лать не успели, компоненты топлива вытеснялись сжатым газом из массив- ных стендовых баков с толстыми стен- ками. Разработчики из NAA сначала погоняли ЖРД на 10% от максималь- ного расхода топлива в течение 11 сек. Попытки испытать двигатель на боль- шее время работы в декабре привели к возникновению колебаний давления в 1 Как мы помним, такой подход анализировался немцами для «продвинутых» вариантов А-9. 2 Анализировались варианты запуска КА с разгонной тележки или катапульты, в воздухе с самолета и при вертикальном пуске. 3 Их подрядилась делать фирма Curtiss-Write. 4 В честь боевого ножа индейцев племени навахо; известно, что фирма NAA питала пристрастие к названиям, начинающимся на Na. 49
Космические крылья Фото из архива Boeing через Скотта Лоузера _________________________________________Графика Александра Шлядинского камере сгорания («пушечный запуск»), причем таких мощных, что могли даже разрушить камеру и стенд. Вальтер Ри- дель провел большую работу по улуч- шению проекта ЖРД. В марте 1950 г. экспериментальный двигатель вышел на номинальный режим тяги (34 тс) и работал в течение 4,5 сек, после чего эффектно взорвался. Но уже в мае и ию- не он устойчиво «гудел» более минуты! В декабре 1949 г. компания Curtiss- Wright завершила проект и начала из- готовление ПВРД. В апреле 1950 г. были уже готовы первые три фюзеляжа XSSM-A-2, и тут руководство ВВС вдруг сообщило, что КР на 1600 км не нужна, a North American должна сразу сосредо- точиться на создании ракеты на даль- ность... 10000 км, причем с использо- ванием аэродинамики, двигателей и системы навигации, которые уже нахо- дились в разработке для XSSM-A-2. Вторая крупная ревизия проекта бы- ла формализована в июле 1950 г. с на- чалом войны в Корее. Система оружия WS- 104А класса «поверхность - поверх- ность» должна была доставлять ядер- ную БЧ массой 7000 фунтов (3150 кг) на дальность 5500 морских миль (10200 км) с КВО 1500 футов (460 м) при полете на крейсерской скорости М = 2,75-3,0 на высоте более 18 км. Для достижения вышеназванных требований была разработана новая конфигурация, которая стала позже ха- рактерной чертой системы «Навахо»: мощный стартовый ускоритель и кры- латая ступень, прилепленная к нему сбоку под некоторым углом. Такая ком- поновка минимизировала длину всей системы и упрощала доступ к ее отдель- ным агрегатам на стартовом столе. Ракету предполагалось создать в три этапа: 1. Использование беспилотного ЛА - аналога многократного применения (назван X-10) для проверки аэродинами- ки, концепции, автопилота и инерциаль- ной системы навигации для маршевой ступени. Алюминиевый аппарат, осна- щенный турбореактивными двигателя- ми, был рассчитан на скорость до М=2. 2. Разработка масштабного (2/3 нату- ры) варианта G-26 для отработки вер- тикального ракетного пуска и маршево- го полета при помощи ПВРД. Стальной аппарат должен был развивать ско- рость М = 2,75 при дальности 2300 км. 3. Постройка полноразмерного про- тотипа G-38 боевой системы, способ- ного достичь дальности 10 200 км с по- лезным грузом массой 3150 кг, 1,5 м в диаметре и 2,3 м в длину, имитирую- щим 20-килотонную ядерную боего- ловку W-4. Хотя запуски XSSM-A-2 были отме- нены, разработка ЖРД продолжалась. В конце марта 1950 г. был собран пер- вый двигатель с ТНА (у заказчика он по- лучил обозначение XLR-43-NA-1) и в августе успешно испытан на стенде в течение минуты при 12,3% от номи- нальной тяги. Осенью начались огне- вые стендовые испытания (ОСИ) при полной тяге; в конце октября было дос- тигнуто значение 31,6 тс при времени работы менее пяти секунд, и возникла новая проблема - неустойчивое горе- ние при выходе на штатный режим. В результате только в одном из семи пос- ледующих ОСИ (15 ноября 1950 г.) был достигнут номинальный уровень тяги. Проблема высокочастотной неус- тойчивости горения (ВЧ) в одной боль- шой камере возникла не в первый раз: немцы не могли решить ее до конца войны (отсюда и разбиение зоны сме- шивания и горения на 18 форкамер). Спасовали они и сейчас1... Следует отметить, что отечественные двигателисты, наступив на эти грабли, также предпочли сначала отойти, разбив большую Камеруна зоны и/или на малые камеры. Но случилось это все же чуть позже - к середине 1950-х, и с ВЧ им пришлось потом встречаться еще неоднократно. 50
Боевой нож коренного жителя Северной Америки Однако инженеры NAA решение нашли! К марту 1951 г. проблема неус- тойчивого сгорания была под контро- лем. Важная веха: впервые группа North American самостоятельно реши- ла важнейшую задачу! Грозный приз- нак ВЧ еще не раз возникал то в одной, то в другой двигательной программе, но работы 1950-1951 гг. дали амери- канским инженерам несколько спосо- бов решения проблемы. Именно ракетное отделение NAA, об- разованное в 1949 г. и получившее имя Rocketdyne1, вырвалось далеко вперед в подготовке общетехнической базы для дальнейших американских разра- боток в области ЖРД. Всего за три года оно создало двигатель XLR-43, который был почти вдвое легче немецкого про- тотипа (669 кг против 1127 кг) и разви- вал при этом на 34% большую тягу. Но вернемся к Navaho. Как уже гово- рилось, для получения аэродинами- ческих данных о крейсерском полете на высоких сверхзвуковых скоростях инженеры NAA разработали в 1946- 1951 гг. беспилотный эксперимен- тальный самолет-аналог Х-10 (перво- начальное фирменное обозначение RTV-A-5), оснащенный двумя турборе- активными двигателями Westinghouse J40-WE1 тягой 2950-3300 кгс (фор- сажная тяга 4950 кгс). Первоначально предполагалось, что Х-10 будет запус- каться в воздухе с самолета-носителя В-36. Но в августе 1950 г. ВВС отказа- лись поддержать решение по воздуш- Таблица 1. Характеристики экспериментального аппарата Х-10 Длина 20,2 м Размах крыла 8,6 м Площадь крыла 39,7 м Высота 4,5 м Стартовая масса 19 500 кг Сухая масса 11 700 кг Максимальная высота полета 13 700 м Дальность полета Около 1300 км Максимальная скорость (число М) 2,05 ному пуску; изменение концепции привело к задержке проекта. В результате «демонстратор техноло- гии» стал уменьшенной копией крыла- той ракеты - маршевой ступени Navaho. Он мог самостоятельно взлетать с ВПП, совершать автоматическую горизон- тальную посадку на выпускаемое трех- стоечное шасси и использоваться по- вторно. К декабрю 1950 г. NAA завершила продувки модели Х-10 на собственной АДТ в Санта-Сузане - первой промыш- ленной американской трубе, рассчи- танной на испытания при скоростях потока, соответствующих числам М=3. В июне 1951 г. руководству ВВС был показан полноразмерный макет Х-10. Совершенно секретный «трехмаховый» 1 На протяжении почти полувека Rocketdyne оставалось в составе North American и Rockwell International, в 1996 г. вместе с ним влилось в Boeing, а в 2005 г. было продано Pratt & Whitney ▲ Самолет-демонстратор имел убирающееся шасси, самостоятельно взлетал и садился проект, короткое дельтавидное крыло и ПГО сильно отличали аппарат от пило- тируемых самолетов тех лет. В сентяб- ре рабочие чертежи Х-10 пошли в про- изводство. В декабре 1952 г. с помощью специ- ально модифицированного истребите- ля F-86D прошли летные испытания системы наведения (автопилота) Х-10. В 1952 г. испытания по программе Navaho шли широким фронтом. NAA изготовила макет изделия G-26 и нача- ла проектирование прототипа G-38. Система навигации XN-2 испытыва- лась на самолете С-97 в период между апрелем 1952 г. и маем 1953 г. На раке- те Х-7 фирмы Lockheed был испытан 20-дюймовый ПВРД - масштабная (1:2) модель 40-дюймового двигателя для ракеты G-26. Из семи пусков только один был полностью успешным и два - частично. Наконец, в июне 1952 г. бы- ли проведены ОСИ камеры жидкостно- го двигателя тягой 55 тс - самой мощ- ной из испытанных к тому времени. Однако в ней все еще использовалась двухстеночная конструкция с редкими связями, заимствованная с двигателя XLR-43, вместо трубчатой, которую планировалось реализовать на серии XLR-71. ОСИ первого полностью уком- Фото из архива Boeing Rocketdyne Фото музея ВВС США плектованного прототипа прошли 19 ноября, а к концу года были выпу- щены рабочие чертежи на G-26. 23 декабря 1952 г. ВВС США выдали компании NAA первый производствен- ный контракт по программе Navaho, включавший изготовление десяти ра- кет G-26, 13 стартовых ускорителей и пяти инерционных навигационных систем XN-6 с астрокоррекцией (пред- полагалось, что первые полеты КР бу- дут радиоуправляемыми). Первая по- ▲ ЖРД с трубчатой камерой (1952 г.) - «визитная карточка» американских двигателестроителей - впервые был создан в NAA в рамках проекта Navaho 51
Космические крылья Фото из архива Скотта Л оузера Г рафика Александра Шлядинского 1 - ПГО; 2 - фюзеляж; 3 - воздухозаборник (2 шт); 4 - кили (2 шт); 5 -сопло ПВРД (2 шт); 6 - крыло Таблица 2. Характеристики системы Navaho G-26 Длина с ускорителем 25,14 м Длина КР без ускорителя 20,70 м Длина ускорителя 23,10 м Диаметр корпуса ускорителя 1,83 м Размах крыла КР 8,72 м Высота КР (при установке на шасси) 5,25 м Площадь крыла КР 38,88 м2 Наибольший поперечный размер системы 6,41 м Емкость бака горючего КР 24101 л Емкость бака горючего ускорителя 16410л Емкость бака окислителя ускорителя 15890л Тяга ускорителя на старте 109 тс Время работы ускорителя 40 сек Высота полета (максимальная) 21 000 м Проектная дальность полета 3200 км ставка системы ожидалась в 1953 г., первые пуски - в феврале 1956 г. Двухступенчатая система XSM-64, обозначавшаяся также G-26 и XSSM- А-4, включала сигарообразный ускори- тель (стартовая ступень) со стабилиза- торами в хвостовой части, оснащен- ный двумя ЖРД XLR-71-NA-1 тягой по ▲ Изготовление и сборка КР 54.5 тс, и установленную сбоку КР (маршевая ступень) с двумя ПВРД Curtiss-Write XRJ-47-W5. Последние имели максимальную тягу по 18,1 тс, диаметр по 1,2 м и боковые воздухоза- борники с центральным телом. Маршевая ступень строилась по схеме «утка» с ПГО и треугольным низкораспо- ложенным крылом в задней части, имев- шим большую стреловидность по перед- ней кромке и тонкий сверхзвуковой про- филь. Вертикальное хвостовое оперение представляли два трапециевидных киля, имевшие большое поперечное V. Использование системы виделось следующим образом. После вертикаль- ного старта с помощью ракетного уско- рителя траектория полета постепенно изгибается. На высоте 15 км и скорости, соответствующей числу М=2,5, запус- каются ПВРД. Ускоритель отделяется, а КР продолжает разгон на «прямоточке», поднимаясь еще выше, на высоту 25- 30 км. Крейсерский полет на скорости, соответствующей числу М=3,0, закан- чивается крутым пикированием при подходе к цели. Во время пикирования скорость должна возрасти до М=4. Наведение аппарата на участке ра- боты стартового ускорителя осущест- 52
Боевой нож коренного жителя Северной Америки Графика Александра Шлядинского Проекции сверхзвуковой крылатой ракеты «Навахо» (G-26) 53
Космические крылья Фото Kogo с сайта commons.wikimedia.org ▲ Прямое наследие проекта Navaho - ЖРД баллистической ракеты Redstone влялось радиоинерциальной систе- мой, управлявшей газовыми рулями в выхлопной струе ЖРД; на участке крейсерского полета КР «вела» инерци- альная система с астрокоррекцией. Параллельно с доводкой старой сис- темы навигации XN-2 разрабатывалась новая XN-6, способная компенсировать ошибки прецессии одноосных гироско- пов. Ее летные испытания начались на борту самолета Т-29 в мае 1954 г. До начала летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) полноразмерной сис- темы Navaho планировалось провести 40 полетов Х-10. В мае 1953 г. первый аппарат был доставлен на авиабазу Эд- вардс в Калифорнии, где 14 октября на- чались его облеты. До марта 1955 г. пять экземпляров Х-10 выполнили 15 экспе- риментальных полетов. Затем испыта- ния перенесли на мыс Канаверал. Там еще в 1953 г. началось сооруже- ние монтажно-испытательных корпу- сов для сборки ракет XSM-64, стартово- го комплекса LC-9 и посадочной поло- сы Skid Strip шириной 70 м и длиной 3000 м для приземления многоразовых аппаратов X-10 и G-26. Фирма NAA монтировала оборудова- ние в лаборатории средств наведения, бункере и здании управления полетом Navaho, которые были возведены еще до завершения строительства других наземных сооружений полигона. Первый самолет-аналог Х-10 был за- пущен с мыса Канаверал 19 августа 1955 г., а до конца 1956 г. X-10 уходили в полет еще 11 раз. Из 12 флоридских полетов семь прошли успешно. (Много времени было потрачено впустую, а два первых аппарата разбились и сго- рели в ходе отработки автоматической посадки на полосу Skid Strip. Пожалуй, на одноразовом изделии аэродинами- ку и систему наведения можно было бы отработать быстрее!) 11 января 1955 г. ВВС выразили до- верие к проекту Navaho, выдав второй промышленный контракт на G-26: в него были добавлены еще 12 марше- вых ступеней, 21 ускоритель и шесть навигационных систем N-6. Таким об- разом, всего было заказано 22 марше- вых ступени, 34 стартовых ускорителя и 11 систем навигации. Руководство NAA не могло не чувство- вать нараставшую конкуренцию со сто- роны баллистических ракет. Програм- мы разработки ракет Thor, Jupiter, Atlas и Titan велись с большим напряжением. Но эти ракеты нуждались в системах наведения и двигателях, a Navaho в этом отношении вырвалась далеко впе- ред: все, что нужно, у нее было. 7 ноября 1955 г. коллектив North American, занятый по программе XSM-64, был разделен. Отделение уп- равляемых ракет (Missile Development Division) в Дауни продолжало работать с Navaho и ее возможными варианта- ми. Отделение автоматических систем (Autonetics Division), создававшее сис- темы инерциальной навигации и дру- гую бортовую электронику, переехало в Анахейм, лежащий в 20 км восточ- нее, а отделение Rocketdyne, работав- шее с ЖРД, переехало на новый объект в городке Канога-Парк на западе доли- ны Сан-Фернандо, поближе к испыта- тельным стендам. Отделения получи- ли автономность и могли предлагать свои разработки для использования на ракетах других компаний. Отметим, что отделение Rocketdyne, было образовано в 1949 г. специально для создания ЖРД Navaho, однако ее работы быстро вышли за пределы од- ного проекта. Уже в марте 1951г. Армия США выбрала ЖРД тягой 34 тс для ус- тановки на свою первую дальнюю бал- листическую ракету Redstone. Ракету проектировала группа немецких спе- циалистов под руководством Вернера фон Брауна, которая наконец-то полу- чила в свое распоряжение полностью переработанный американский вари- ант двигателя «Фау-2»! Он обозначался NAA75-110 и был вариантом двигате- ля XLR-43, предназначавшегося для самого первого варианта КР Navaho. Впоследствии ракета Redstone пос- лужила первой ступенью носителя Juno I (Jupiter-C), с помощью которого 31 января 1958 г. был запущен первый американский искусственный спут- ник Земли. Последующие же двигатели Rocketdyne подняли американских аст- ронавтов в космос, доставили их на ор- биту и в конечном счете - на Луну... Двигателями Rocketdyne были осна- щены баллистические ракеты Thor, Jupiter и Atlas, и только на МБР Titan стояли ЖРД разработки фирмы Aero- jet. Так было сделано преднамеренно: ВВС хотели иметь дублера на тот слу- чай, если у МБР Atlas возникнут неуст- ранимые катастрофические пробле- мы, коренящиеся в самом проекте. Летные испытания В середине 1956 г. по программе Navaho на мысе Канаверал рабо- тало уже 605 человек из персонала фирмы North American. Они готовили первый пуск XSM-64 (G-26), который задержался на целых шесть месяцев из-за проблем со вспомогательной си- ловой установкой (ВСУ). В конце 1956 года ангары Е1 и F на Мысе стали ареной интенсивной под- готовки, сборки и испытаний гигант- ской для своего времени системы. Для пусков были приготовлены две ПУ: ста- ционарный комплекс LC-9 с откидыва- ющейся башней обслуживания и упро- щенный мобильный комплекс LC-10. Первый пуск G-26 был выполнен 6 ноября 1956 г. с комплекса LC-9 с ис- пользованием ускорителя № 03 и мар- шевой ступени №01. Он оказался неу- дачным из-за неправильной установки скоростного гироскопа в канале танга- жа. После включения ускорителя изде- лие достигло высоты около 3200 м, но 1 Впоследствии он использовался для работ с твердотопливным межорбитальным буксиром IUS системы Space Shuttle. 54
Боевой нож коренного жителя Северной Америки Фото NASA ▲ Исторические кадры: подготовка к пуску КР Navaho №7 со стационарной пусковой установки ► Подготовка к пуску КР Navaho с мобильной пусковой установки разрушилось и взорвалось через 26 сек после старта... За следующие семь месяцев были за- пущены еще три G-26, и все с неудов- летворительными результатами. Так, 22 марта 1957 г. произошел отказ стар- тового ЖРД. 25 апреля изделие подня- лось всего на метр, упало на старт и раз- рушило его. При пуске 26 июня удалось дойти до момента отделения стартово- го ускорителя, но он не обеспечил рас- четной скорости, ПВРД не запусти- лись, и ракета упала в 68 км от старта. К этим неудачам прибавилась невоз- можность начать испытания системы управления на дальность 2800 км: за первые три месяца 1957 г. они пред- принимались десять раз и постоянно срывались по различным причинам. Итак, четвертая подряд Navaho тер- пит аварию в полете... И на этом фоне начинаются летные испытания даль- них баллистических ракет: 25 января 1957 г. - Thor, 1 марта-Jupiter и 11 ию- ня - Atlas. Поначалу пуски заканчива- ются авариями, но уже 31 мая Jupiter летит на полную дальность 2100 км! Армия «по-быстрому» демонстрирует необходимые технологии входа боего- ловки МБР в атмосферу, запуская ма- кеты при помощи многоступенчатого варианта ракеты Redstone. Становит- ся ясно, что баллистические ракеты, каждая из которых ненамного сложнее стартового ускорителя Navaho, могут доставлять ядерную боеголовку на ту же дальность, но при скорости в семь раз выше... Кроме того, весьма успешно продви- гается разработка дозвуковой крыла- той ракеты межконтинентальной даль- ности Snark - значительно менее слож- ного снаряда, чем Navaho. Огромные и ничем не окупаемые трудности, стоящие перед создателя- ми сверхзвуковой КР, а также очевид- ные успехи баллистических ракет за- ставили Министерство обороны США уже 11 июля 1957 г. выпустить поста- новление о приостановке работ по про- екту Navaho, на который к тому време- ни уже было потрачено 641 млн $. На следующий день, 12 июля, 4705 служащих NAA были отправлены в не- оплачиваемый отпуск. Все выглядело просто нелепо: по интеркому или по внутрифирменной пневмопочте люди получили сообщения: «Остановите ра- боту, пройдите к ближайшему выходу и сложите личные вещи из ящиков Фото из архива Скотта Лоузера 55
Космические крылья Фото из архива Boeing Фото Transcendental Genealogist (www.flickr.com) ▲ Музейная КР Navaho G-26 (ускоритель № 15, маршевая ступень № 10) на территории станции ВВС США «Мыс Канаверал» Фото Скотта Лоузера своих столов в указанные корзины». К концу месяца общее число временно уволенного персонала компании дос- тигло 15 600 человек. Не помог и скры- ваемый от посторонних глаз «козырь в рукаве»: ВВС сообщили, что ракетная система полной дальности G-38, кото- рая находилась в процессе изготовле- ▲ Экспериментальная КР Navaho G-26 №08 в полете ния и подготовки к первым летным ис- пытаниям в конце 1958 г., им тоже не нужна. Вот здесь кое-что надо уточнить. Напомним: разработка системы ве- лась в обстановке строгой секретнос- ти. Из-за этого даже в компании NAA было немало инженеров, лишь приб- лизительно представлявших, над чем они работают, и никогда не видевших ни Х-10, ни G-26 до самого закрытия программы. Даже название Navaho бы- ло секретным, как и обозначения ра- кет на фирме-производителе (G-26) и в ВВС США (XSM-64). Видимо, поэтому самой большой тайной до сих пор яв- ляется окончательный вид системы G-38. К моменту, когда программа бы- ла закрыта, его форма и размеры были известны лишь узкой группе избран- ных. До сих пор рассекреченный комп- лект чертежей или хотя бы точную схе- му ракеты не видел никто. Общеизвестно, что на стартовом ус- корителе стояли три мощных ЖРД XLR-83-NA-1, а маршевая ступень име- ла один вертикальный киль и два (или все-таки три?) ПВРД. Но все это не дает целостной картины, а лишь напомина- ет старую байку о шести слепых мудре- цах, которых попросили описать сло- на. Мозаика остается неполной... Чтобы не было разночтений, сдела- ем то, о чем обычно историки америка- нской ракетно-космической програм- мы предпочитают не упоминать, пос- кольку часто рассматривают изделие G-26 как окончательный вариант сис- темы Navaho. Скажем так: XSM-64 был всего лишь масштабно уменьшенным аналогом G-38 (SSM-A-6, SM-64A), а последний был не просто больше по размерам, но и принципиально отли- чался по всем характеристикам. Уже к началу 1953 г. стало ясно, что для реализации «полноразмерной» системы необходимы новые техничес- кие решения. Для их определения на Rocketdyne начали «Программу усовер- шенствования ракетных двигателей» (Rocket Engine Advancement Program). Одно из первых решений заключалось в увеличении эффективности ЖРД стартового ускорителя G-38 и упроще- ния проблем со снабжением за счет за- мены спиртового горючего на керосин. Увы, это вновь означало очередную за- держку программы Navaho. Как мы знаем, на ускорителе G-26 стоял потомок немецкого двигателя от ракеты А-4, работавший на топливе 56
Боевой нож коренного жителя Северной Америки Таблица 3. Предположительные характеристики системы Navaho G-38 Длина с ускорителем 29,03 м Длина КР без ускорителя 26,71 м Длина ускорителя 28,06 м Диаметр корпуса ускорителя 1,98 м Размах крыла КР 13,04 м Высота КР (при установке на шасси) 4,66 м Масса КР при запуске 54,17т Масса ускорителя при запуске 81,19т Масса всей системы при запуске 135,40 т Емкость топливных баков КР (керосин) 43570 л Емкость топливных баков ускорителя (окислитель) 46114л Емкость топливных баков ускорителя (горючее) 28110л Двигательная установка стартового ускорителя три двигателя XLR-83-NA1 Тяга ускорителя на старте 183,7 тс Высота отключения двигателей ускорителя 17,9 км Высота включения ПВРД 19,1 км Высота разделения системы 21,4 км Двигательная установка КР два nBPflXRJ47-W7 фирмы Wright Aeronautical Тяга двигательной установки КР 18,2 тс на высоте 13,7 км, или 2,7 тс на высоте 26 км Удельный импульс тяги ПВРД 1564 сек Скорость полета КР соответствует числу Маха 3,25 Высота полета КР от 17,7 до 25 км Дальность полета КР 9650 км КВО 1830 м на дальности 9650 км «жидкий кислород - этиловый спирт». G-38 предполагалось перевести на топ- ливо «жидкий кислород - керосин» как более калорийное (заодно упрощалась система заправки, поскольку ПВРД маршевой ступени тоже работали на керосине). Двигатель с тремя «трубча- тыми» камерами, развивающий на старте тягу 184 тс1, был построен и ис- пытан на стенде. Обшивка и силовой набор G-26 изго- тавливались из нержавеющих сталей 18-8 и 17-7. Фюзеляж G-38 также пред- полагалось сделать из нержавейки, но крыло и стабилизатор - из специально разработанного титанового сплава 6A14V. Технология формообразования и электродуговой сварки титана, кото- рые были разработаны для Navaho, пошли на сборку легендарных сверх- звуковых самолетов серии А-11/А-12/ SR-71 семейства Blackbird. На ускорителе системы G-38 для уп- равления полетом вместо привычных газовых рулей использовались шар- нирно закрепленные ЖРД - новейшая разработка в области ракетного двига- телестроения. Установка двигателей в карданном подвесе впоследствии ши- роко применялась в таких ракетах, как Atlas, Delta, Titan, Saturn V и, наконец, в маршевых ЖРД корабля системы Space Shuttle. (Удивительно и чисто внешнее сходство связки трех двигате- лей ускорителя G-38 и орбитальной ступени шаттла!) Далее: по всем параметрам «рабочая» система была выше (длиннее, шире) и значительно тяжелее, чем G-26. И тем не менее G-38 предполагалось использовать как частично мобильную ▲ Лист из ранее секретной презентации системы ХВ-64А (Navaho G-36) Рисунок из архива Boeing через Скотта Лоузера систему оружия. Ракету надо было со- бирать в главном монтажно-испыта- тельном корпусе, расположенном на авиабазе ВВС, с которой ее предстояло запускать. В случае поступления при- каза о применении ракету передавали на установщик, отвозивший ее на стартовый комплекс (планировалось развернуть несколько пусковых пло- щадок), заправляли и запускали. По тактико-техническим требованиям, на весь процесс - от начала сборки и до пуска - отводилось 16 часов, из кото- рых восемь шли на проверку и запуск собранной ракеты. G-38 должна была стартовать с ПУ, внешне напоминав- шей поздние наземные комплексы МБР Atlas. С установки, которую в просторечии называли «ружье для Navaho», ракета могла стартовать в те- чение 20 мин. после поступления при- каза на запуск. Можно только вообразить себе, как этот монстр передвигался бы по дороге. Даже если на систему не ставить хвост и крылья, она все равно поражает сво- ей громоздкостью: один только старто- вый ускоритель имеет длину 92 фута (28,1 м). Что касается ракеты, то даже без крыльев в поперечнике ее ширина как у танка «Абрамс» - 140 дюймов (3,55 м)! Однако реальной проблемой, кото- рая в конечном этапе похоронила под собой программу, были боеголовки, ко- торые Navaho должна была нести. Для сравнения: двигательная установка МБР Atlas D развивала тягу 163 тс. Как бы ни была огромна ракета, тип и масса БЧ значительно влияли на дальность полета. С боеголовкой «клас- са В» массой 15000 фунтов (6780 кг) «радиус стрельбы» Navaho достигал примерно 8200 км. С более современ- 57
Космические крылья Рисунок из архива Boeing ___ Фото Скотта Лоузера ▲ Трехкамерная ДУ ускорителя ракеты Navaho G-38. Несмотря на компактность, тяга этого агрегата достигала 184 тс ной БЧ «класса С» массой 7000 фунтов (3175 кг) ракета достигала максималь- ной дальности в 9650 км. Документы ничего не говорят о дальности полета с боеголовками «класса D», но, по оценке, она могла составить 10 200 км. Увы, возможность нести чрезвычай- но тяжелые БЧ к тому времени превра- щалась из достоинства в недостаток. Уже в 1956 г. пятимегатонные бомбы «класса В» (термоядерные боеголовки Мк-21) сходили со сцены, уступая за- рядам «класса С» и «класса D», которые имели аналогичную мощность, но бы- ли в разы легче. Так, БЧ «класса D» для «Атласа» имела массу менее 1500 фун- тов (680 кг)! Система G-38 оказалась значитель- но переразмерена: она мог нести груз в десять раз больше, чем у «Атласа», но этого не требовалось! Если бы масса водородной бомбы ос- тавалась порядка 7000 фунтов, Navaho поборол бы Atlas. Но миниатюризация стала основным лозунгом и направле- нием деятельности в 1950-е годы. Са- ми разработчики G-38 шли в этом же направлении, используя микросхемы в системе наведения и управления поле- том. Развитие твердотельной электро- ники и материаловедения стало одной ▲ Так в представлении художника должна была выглядеть подготовка к пуску боевой КР Navaho из причин значительного уменьшения размеров водородной бомбы. Выдвигались предложения превра- тить систему G-38 в беспилотный бом- бардировщик для рассеивания много- зарядных БЧ в течение одного вылета. Но на практике эту идею воплотить в жизнь было бы очень сложно, так как конструкцию пришлось бы еще раз значительно переделывать. Таблица 4. Хронология запусков КР Navaho G-26 Дата Номер ускорителя Номер ВВС Результаты запуска и маршевой ступени 6 ноября 1956 г. М1-ВЗ AF52-10989 Отказ гироскопа канала тангажа; ракета взорвалась через 26 сек после пуска 22 марта 1957 г. М2-В6 AF52-10990 Повреждение ускорителя при старте; недостаточная скорость для запуска ПВРД 25 апреля 1957 г. М5-В7 AF53-8272 Взрыв на стартовом столе 26 июня 1957 г. МЗ-В8 AF53-8270 Недобор скорости из-за неисправностей в ускорителе, незапуск ПВРД 12 июля 1957 г. Отмена программы Navaho; пуски продолжились по программе Fly Five 12 августа 1957 г. М4-В9 AF53-8271 Отключение ПВРД после 566 сек полета на дальности 280 км 18 сентября 1957 г. М6-В10 AF54-3095 Успешный полет в течение 17 мин 55 сек; достигнута дальность 833 км 13 ноября 1957 г. М7-В11 AF54-3096 Аварийный подрыв через 75 сек после старта из-за отсутствия телеметрии 10 января 1958 г. М9-В13 AF54-3098 Пройдено 1990 км. Отключение ПВРД при попытке разворота на обратный курс 25 февраля 1958 г. М8-В12 AF54-3097 Отказ ускорителя через 20 сек после старта. Изделие подорвано Окончание программы Fly Five, разрешено проводить пуски по программе RISE 11 сентября 1958 г. М12-В4 AF55-4223 Отказ подачи горючего маршевой ступени, незапуск ПВРД 18 ноября 1958 г. М11-В14 AF55-4222 Разрушение изделия в момент отсечки ЖРД стартовой ступени Прекращение пусков по программе RISE Итак, в процессе работы над проек- том Navaho был получен богатый опыт в области разработки мощных ЖРД, а также в других областях, таких как аэродинамика, термодинамика, аэро- упругость, полеты с высокими сверх- звуковыми скоростями, инерциальное наведение и обработка материалов. Но военным на тот момент все это каза- лось ненужным. 21 августа 1957 г. ВВС выдали фир- ме NAA утешительный приз - контракт на крылатую ракету воздушного (авиа- ционного) базирования Hound Dog. Это был проект по оснащению бомбар- дировщиков В-52 сверхзвуковыми ядерными ракетами, которые могли проникать через сильную советскую ПВО. Hound Dog должна была исполь- зовать аэродинамику G-38, а также систему наведения и управления, раз- работанные для Navaho, и готовые тур- бореактивные двигатели. Программа позволяла сохранить основной штат конструкторов и разработчиков на предприятии в Дауни - и эта группа впоследствии выиграла контракты на командный модуль Apollo и орбиталь- ную ступень системы Space Shuttle. Поскольку автопилот Navaho казался весьма перспективным, ВВС разреши- ли пуски пяти готовых G-26 и даже вы- делили под проект Fly Five 4,9 млн $. Инженерный персонал остался еще на полгода на мысе Канаверал, Пуски, про- веденные в период с августа 1957 г. до февраля 1958 г., были более успешны- ми, чем первая серия: удалось дойти до включения ПВРД и устойчивого полета 58
Боевой нож коренного жителя Северной Америки на высоте около 25 км при скорости до М = 3,5. Припуске 10января 1958 г. ра- кета смогла пролететь 2000 км и нача- ла разворот на обратный курс, но в хо- де его ПВРД выключились. Позднее компании NAA было «любез- но разрешено» отстрелять еще семь экземпляров G-26 для получения «не- обходимой информации о характерис- тиках крылатых ЛА при полете на больших скоростях» в рамках соб- ственных программ - бомбардиров- щика ХВ-70 Valkyrie, дальнего перех- ватчика XF-108 Rapier и сверхзвуко- вой КР «воздух - поверхность» AGM-28 Hound Dog. Эта программа была названа RISE (Research In Supersonic Environment, Исследования условий полета на сверх- Рисунок из архива Boeing через Скотта Лоузера ▲ Так должна была выглядеть в полете боевая КР Navaho звуковых скоростях). Ракеты запуска- лись с аппаратурой для измерения температуры и давления в обтекаю- щем КР слое воздуха при скорости по- тока, соответствующей числу М = 3. Увы, интересных данных получено не было. Две первые ракеты, запущен- ные в сентябре и ноябре 1958 г., потер- пели аварии на этапе запуска ПВРД, и Управление проекта системы оружия В-70 распорядилось немедленно прек- ратить все работы по проекту RISE и по программе Navaho в целом. Пять уже изготовленных ракет так и не бы- ли использованы. От программы оставались еще и экс- периментальные аппараты Х-10, кото- рые было решено использовать в каче- стве скоростных мишеней для зенит- ных ракет Nike, Falcon и Bomarc. Фак- тически на полигоне мыса Канаверал состоялось лишь три пуска, в одном из полетов была достигнута скорость, со- ответствующая числу М = 2,05, но все три изделия погибли. Наиболее успешным оказался пер- вый полет 24 сентября 1958 г., когдаX- 10 ушла со старта в сторону океана, развернулась и на сверхзвуковой ско- рости прошла над Мысом. По ней была запущена противоракета Bomarc-A и прошла на дальности, обеспечиваю- щей поражение. При пуске 13 ноября 1958 г. старт противоракеты не состоялся и, как и в первом, в время автоматической по- садки на полосе Skid Strip не вышел тормозной парашют и не сработал аэрофинишер. Оба аппарата выкати- лись за пределы полосы и сгорели. Третий и последний полет 26 января 1959 г. из-за отсутствия запасных час- тей выполнялся с одним электрогене- ратором, и отказ его в воздухе поста- вил крест на выполнении задачи. Ап- парат упал примерно в 105 км от места пуска. На этом и завершилась летная история Navaho. Компания North American не раз пы- талась реанимировать проект, точнее говоря, использовать то, что осталось в заделе - однако заказчика не заинтере- совали ни летающая лаборатория, ни беспилотный разведчик на базе G-26. После запуска первого советского спутника NAA вышла с предложением создать на базе стартовых ускорителей G-26 или G-38 носитель для выведения на орбиту модифицированного раке- топлана Х-15. Но и это было напрасно: эра Navaho кончилась. Подводя итог, можно сказать, что программа летных испытаний ракеты G-26 оказалась в целом неудовлетво- рительной. Семь из одиннадцати про- веденных запусков G-28 были пол- ностью неудачными, и только в четы- рех были испытаны (да и то не по пол- ной программе) ПВРД. На отрицатель- ных результатах сказались недоста- точные знания процессов, протекаю- щих при полете крылатого ЛА с высо- кой сверхзвуковой скоростью, а также недоработки при проектировании, ко- торые привели к недостаточной проч- ности и долговечности конструкции, а следовательно, к ее низкой надежнос- ти и работоспособности. Кроме того, успехи МБР и крылатых ракет с дозвуковой крейсерской ско- ростью показали, что трудности, стоя- щие перед разработчиками сверхзву- ковых межконтинентальных КР, не в полной мере оправдываются преиму- ществами последних. ▲ Запуск КР Navaho (G-26) Фото из архива Boeing через Скотта Лоузера 59
Космические крылья Несмотря на очевидную неудачу, проект Navaho надолго запечатлел себя в... технологии. Вот что пишет Джеймс Гибсон2: «По прошествии полувека можно с уверенностью сказать, что черты систе- мы Navaho можно увидеть в других программах, которые в 1961 г. нельзя было даже предсказать. Первая ступень “лунной” PH Saturn V, которая достави- ла американцев на Луну, была оснаще- на кислородно-керосиновыми ЖРД, построенными фирмой Rocketdyne. Это известно всем. Но не все знают, что, например, специалисты использовали технику Navaho, чтобы приклеить стек- ловолоконную теплоизоляцию на бак с жидким кислородом... Из других программ, которые полу- чили выгоду от проекта Navaho, можно назвать Hound Dog: эта ракета исполь- зовала сокращенный вариант системы наведения N-6 с астрокоррекцией. На подводных лодках с баллистическими ▲ Самолет-демонстратор Х-10 в полете на большой высоте Фото из архива Boeing Фото Скотта Лоузера ▲ Сохранившееся железобетонное основание пускового устройства стартового комплекса LC-9 на станции ВВС «Мыс Канаверал». В период 1956-1958 гг. отсюда были запущены восемь КР Navaho G-26; одна стартовала с упрощенного мобильного комплекса LC-1O ракетами Polaris и Poseidon стояло раз- витие этого блока под названием N-7 для точного определения их положения. На самолете А-5 Vigilante также ис- пользовалась разработанная для Navaho техника наведения и управле- ния полетом, превратившая его в весь- ма точный бомбардировочный и раз- ведывательный аппарат. Да и на дозву- ковой крылатой ракете Snark фирмы Northrop в качестве запасного навига- ционного устройства использовалась ранняя версия N-2C от Navaho. Другими достижениями Navaho бы- ли химическое фрезерование, твердо- тельная электроника, бортовая цифро- вая вычислительная машина, дуговая сварка плавлением в гелии, а также со- товые материалы на основе нержавею- щей стали и алюминия. Кроме того, мыс Канаверал до сих пор применяет методы обеспечения безопасности при работе с жидким кислородом, а также первую систему радиолокационного сопровождения, кинокамеры, управляемые радиоло- катором для документирования поле- тов и основные процедуры испыта- ний и проверок техники». В настоящее время один экземпляр системы XSM-64, состоящий из уско- рителя № 15 и маршевой ступени № 10, установлен на демонстрационной пло- щадке Космического центра имени Кеннеди на мысе Канаверал. Осталь- ные четыре, как и задел по G-38, были уничтожены. Сохранился также один экземпляр экспериментального само- лета-аналога Х-10 номер GM-19307 - он находится в музее ВВС США на ави- абазе Райт-Паттерсон (г. Дейтон, штат Огайо). Инфраструктура Navaho на мысе Ка- наверал, включая стартовые комплек- сы LC-9 и LC-10, была уничтожена, чтобы соорудить на ее месте пусковые установки LC-31 и LC-32 новых твер- дотопливных МБР Minuteman. В силу случая, оказавшись за ограждением новой площадки, уцелело железобе- тонное основание LC-9. В заключение стоит упомянуть об одном феномене - назовем его «Прок- лятье Navaho». Впервые он проявил се- бя именно в этой программе, хотя по- хожие истории случались и позже. Большинство проектов, которые пред- лагались на замену SM-64 в момент закрытия программы , также со време- нем оказались обречены: ни «Вальки- рия», ни «Рапира» на вооружение так и не поступили, а «Хаунд Дог» и «Снарк» оставили в истории гораздо менее глу- бокий след, чем «Навахо»... 1 Джеймс Гибсон (James Gibson) является сотрудником группы «Материалы и технологии» отделения фирмы Boeing в г. Хантингтон-Бич. Он работал по проектам Международной космической станции, PH Delta и корабля Space Shuttle. Гибсон - автор книг «Проект ракеты Navaho» (The Navaho Missile Project) и «Ядерный арсенал Соединенных Штатов» (Nuclear Weapons of the United States). Его отец Уильям Фредерик Г^бсон 35 лет проработал инженером по прочности на предприятии в Дауни. Гибсон-старший является ветераном программ Navaho, Apollo и Space Shuttle. 60
Глава 4 ПОСЛЕДНЯЯ «БУРЯ» И ПЕРВЫЙ «БУРАН» «Антипод» Келдыша Оставив в покое ракету Navaho, пе- ренесемся назад, в победную вес- ну 1945 года. Когда на территории фа- шисткой Германии шли последние бои, на поиск немецкого научно-техничес- кого «наследства» и военно-промыш- ленных трофеев ринулись разведки стран-союзников по антигитлеровской коалиции. Впервые советские специалисты не- посредственно познакомились с немец- кими ракетами еще в августе 1944 г.1, на захваченном Красной армией на территории Польши ракетном полигоне Хайделагер (Близна). Группа военных специалистов в составе генерал-майо- ра П. И. Федорова, подполковника М. К. Тихонравова, Ю. А. Победонос- цева, майора Н. Г. Чернышева, под- полковника Р. Е. Соркина, М. Е. Шахт- мана и переводчика лейтенанта Ю. А. Федосюка, имевшая мандат, подписанный И. В. Сталиным, смогла обнаружить и организовать доставку в Советский Союз сохранившихся фраг- ментов А-4 - камеры сгорания, топлив- ных баков, деталей корпуса и многого другого. Все это разместили в большом актовом зале НИИ-1, доступ в который поначалу имело только начальство института. Однако вскоре А М. Исаев, Б. Е. Черток, И. А. Пилюгин, В. П. Ми- шин и еще несколько человек смогли осмотреть секретное немецкое оружие. «Войдя в зал, я сразу увидел грязно- черный раструб, из которого торчала нижняя часть туловища Исаева, - вспо- минает Б. Е. Черток. - Он залез с голо- вой через сопло в камеру сгорания и с помощью фонарика рассматривал под- робности. Рядом на стуле сидел рас- строенный Болховитинов. Я спросил: - Что это, Виктор Федорович? -Это то, чего не может быть! - последовал ответ». Вот так: один из талантливейших отечественных авиаконструкторов В. Ф. Болховитинов не мог поверить, что немцам в условиях войны удалось создать такой мощный ЖРД! Ведь со- ветские ученые в те годы использовали для экспериментальных военных само- летов двигатели с тягой в сотни кило- граммов. Полторы тонны казались пре- делом. А здесь уже первые расчеты пока- зали, что тяга агрегата - порядка 25 тс... Через год отечественные специалис- ты знали о «чудо-оружии» гораздо боль- ше. Сегодня, читая замечательные ме- муары Б. Е. Чертока или обширные за- писки о С. П. Королёве, написанные Я. К. Головановым, понимаешь, что к тому времени развитие ракетной тех- ники в СССР шло «правильным» путем. Охвачены были практически все воз- можные направления: от неуправляе- мых твердотопливных ракетных сна- рядов до баллистических и зенитных управляемых ракет. Тем не менее, со- ветское ракетостроение явно отставало от немецкого, особенно в области бал- листических ракет дальнего действия. Причин тому, думается, несколько. Во-первых, это, конечно, известная технологическая отсталость по срав- нению с передовыми западными стра- нами, а во-вторых - ограниченность ресурсов. Но не они были главными, ведь и США, наиболее мощная в техни- ческом отношении страна Запада, имела уровень ракетных достижений, не превосходящий советский. Не были основной причиной и реп- рессии 1930-х годов, поскольку многие репрессированные специалисты смог- ли так или иначе реализовать свой по- тенциал в «шарагах». Вероятнее всего, главной причиной была недооценка потенциала баллисти- ческих ракет и ракетных технологий в целом. В отличие от Германии, на раз- витие военной авиации СССР и США никаких ограничений не накладыва- лось, и самолеты уже с 1930-х годов считались главной ударной силой, на- ряду с артиллерией. Это соображение подтверждается тем фактом, что наи- большее развитие и в Советском Союзе, и в Соединенных Штатах получили авиационные и наземные неуправляе- мые ракетные снаряды на твердом топ- ливе. И все же задел тридцатых годов позволил вырастить целую плеяду ра- кетных специалистов, которые смогли по достоинству оценить достижения не- мецких конструкторов и уже на их осно- ве развивать ракетную технику да льше. Однако следует упомянуть, что пер- выми огромный потенциал немецких достижений в области ракетной техни- ки оценили американцы. Они оказа- лись весьма расторопными и в течение 1945-1946 гг. смогли найти и вывезти из поверженной Германии техничес- кую документацию и свыше 100 гото- вых ракет А-4, заполучив также руко- водителя проекта Вернера фон Брауна с когортой единомышленников. Наш «улов» был более скромным, но все же значительным. На подземном заводе «Миттельверк» были обнаруже- ны агрегаты, из которых с использова- нием немецкого персонала там же, в Германии, удалось собрать и вывезти первые 12 ракет А-4. Затем, в течение двух послевоенных лет, удалось до- укомплектовать и собрать еще две се- рии по десять ракет, причем последняя «немецкая» серия собиралась уже в СССР, куда также была вывезена и часть немецких ракетчиков. Кроме то- го, в начальный период работы в Гер- мании были организованы институты «Рабе», затем «Нордхаузен», куда стека- лась и обрабатывалась вся необходи- мая информация по немецкой ракет- ной технике. Советские специалисты смогли укомплектовать немецкой ис- пытательной аппаратурой два спецпо- езда, которые позволили сократить сроки оснащения советского ракетно- го полигона в Капустином Яре. В США ракеты со временем нашли свое место как в сухопутных войсках, так и в авиации и на флоте. У нас же становление ракетной отрасли прохо- дило иначе... Пока наши специалисты работали в Германии, в Москве встал вопрос: какому наркомату передать работы по ракетному вооружению? Генерал Л. М. Гайдуков, которому было поруче- но руководить этой работой, при пер- 1 Комиссия прибыла в Близну 5 августа, за месяц до того, как первые «Фау-2» ударили по Парижу и Лондону. 61
Космические крылья вой же возможности доложил И. В. Ста- лину о состоянии работ в Германии и необходимости их переноса в Советс- кий Союз. Иосиф Виссарионович док- лад выслушал, значение и перспектив- ность нового ракетного оружия оценил, но конкретного решения о том, кому Фото из книги Б.Е.Чертока «Ракеты и люди» (том 1) ▲ Л.А. Воскресенский, С. П. Королев и В. К. Шитов в Пенемюнде, 1946 г. эту технику поручить, не принял. Льву Михайловичу поручалось лично озна- комить наркомов с проблемой. Вот как об этом вспоминает Б. Е. Черток: «...Выбор был невелик: Шахурин - нарком авиапромышленности, Ванни- ков - нарком боеприпасов (он же руко- водитель Первого главного управления, ведавшего атомной проблемой) и Усти- нов - нарком вооружения. В то время все наркоматы готовились к преобразо- ванию в министерства. Это могло озна- чать и смену руководителей. Сталин мог вспомнить какие-либо промахи в разработке техники времен войны и не утвердить наркома министром. Такая опасность грозила и Шахурину. Во вре- мя войны он был любимцем Сталина, чаще других бывал у него на докладах и больше других наркомов пользовался помощью Сталина для организации массового выпуска новой техники, ко- торая превзошла немецкую по количе- ству и по качеству, за исключением ре- активной авиации. Сталин получал доклады об отставании нашего реак- тивного самолетостроения, и это сказы- валось на его отношении к руководству наркомата авиационной промышлен- ности. Первоочередной задачей Шаху- рина была турбореактивная техника... В этих условиях надеть на авиапро- мышленность еще и «ракетную удавку» было невозможно. В ответ на обраще- ние Гайдукова Шахурин отказался от участия в программе создания ракет- ного вооружения. С этого отказа нача- лось продолжавшееся многие годы противостояние авиационной и ракет- ной техники». Однако А. И. Шахурин принимал свое решение не в одиночку: он собрал совещание ведущих специалистов в области авиационной науки и техники, среди которых были А. С. Яковлев, А. Н. Туполев, А. И. Микоян и С. А. Ла- вочкин. Авиационные специалисты стояли за реактивное самолетострое- ние, поэтому совещание пришло к вы- воду, что ракетное оружие... бесперс- пективно! Вновь предоставим слово Б. Е. Чертоку: «Нарком Ванников объяснил Гайдуко- ву, что он теперь отвечает за создание атомного оружия и тут уж ему не до ра- кет. Последним оказался нарком воору- жения Устинов. Ни он, ни его соратники по Птавному артиллерийскому управле- нию никакого отношения к ракетной технике не имели. Они отвечали за ар- тиллерию, стрелковое оружие и т. п.» Однако из доклада своего заместите- ля В. М. Рябикова, побывавшего в Гер- мании, Дмитрий Федорович понял, что у нового изобретения Вернера фон Брауна большое будущее. Его поддер- жал маршал артиллерии Н. Д. Яковлев: в состав подчиненных ему подразделе- ний входили легендарные реактивные «Катюши». После некоторых раздумий Д.Ф. Устинов взял заботу о создании ракетного вооружения на себя. В итоге 13 мая 1946 г. Совет Минист- ров СССР выпустил постановление № 1017-419сс «Вопросы реактивного вооружения», в котором ракетная про- мышленность определялась как специ- альная отрасль машиностроения. Об- щее руководство работами было возло- жено на министра вооружения СССР Д. Ф. Устинова. Именно ему 32 года спустя, 7 ноября 1978 г., было суждено утвердить Тактико-техническое зада- ние на разработку многоразовой кос- мической системы «Энергия-Буран». Первоначально задачей советских ра- кетчиков стало изучение образцов тро- фейной немецкой техники с последую- щим копированием наиболее удачных. Необходимо сказать, что ни советс- кий, ни американский опыт разработки крупных ракетных конструкций к мо- менту окончания Второй мировой вой- ны ни в коей мере не мог сравниться с немецким. К тому моменту нигде в мире не было столь мощной и высокооргани- зованной ракетной промышленности, как в Германии. Но если США вышли из войны окрепшими и обогатившимися, то Советский Союз встретил начало мирного периода с разоренным хозяй- ством и разрушенной промышлен- ностью. Поэтому копирование немец- кой техники в 1940-е годы было необхо- димым даже скорее не для организации ее серийного производства, а для того, чтобы понять идеологию ее создания и принцип работы и впоследствии начать развивать наиболее рациональные нап- равления этой техники. Уже к 1947 г., после подробного изу- чения самой крупной серийной немец- кой ракеты А-4 (V-2, «Фау-2»), стало яс- но, что для организации активной обо- роны СССР нужны более мощные даль- ние изделия. На совещании в Кремле 14 марта (по другим данным - 14 апреля) 1947 г., где присутствовали председатель Государ- ственной плановой комиссии Н. А. Воз- несенский, министр вооружения и сек- ретарь ЦК ВКП(б) Д.Ф.Устинов, мар- шал авиации К. А. Вершинин, специа- лист по ракетной технике, начальник лаборатории Военно-воздушной инже- нерной академии имени Н.Е. Жуков- ского полковник Г. А. Токаев, авиа- конструкторы А. С. Яковлев и А. И. Ми- коян и министр авиационной промыш- ленности М. В. Хруничев, И. В. Сталин поднял вопрос о возможности созда- ния в СССР сверхдальнего самолета по типу «антиподного» бомбардировщика Зенгера-Бредт. Одна из ста печатных копий доклада Зенгера об «антиподе» была найдена еще в мае 1945 г. группой сотрудников НИИ-1 в Пенемюнде. Документ, вызы- вавший прилив небывалого энтузиаз- ма советских специалистов, как вспо- минает Б. Е. Черток1, был совершенно случайно обнаружен... в поленнице дров: «...По диагонали слегка подмо- ченной обложки шла красная полоса и страшная надпись “Streng Geheim - Строго секретно”. Организованная тут же коллективная экспертиза установи- ла, что это - проект ракетного бомбар- дировщика...». Смелостью мысли «антипод» поразил А. М. Исаева, который до этого работал по самолету БИ-1. Проект был в тайне доставлен в тот же НИИ-1, где с ним оз- накомились В. Ф. Болховитинов и не- которые другие специалисты. Один из них - ведущий инженер Игорь Никола- евич Моишеев - настолько проникся задачей, что предложил продолжить разработку в Советском Союзе, прив- лекая к ее реализации самого Эйгена Зенгера и его команду! Вот что он пи- сал 31 августа 1946 г. в докладной за- писке* 2 на имя генерал-лейтенанта Т. Ф. Куцевалова, начальника военно воздушного отдела Советской военной администрации в Германии: «Проект, оконченный проф. Зенгером в ноябре 1944 г. и найденный нами в Германии в 1945 г., является своеобраз- но официальной версии [см. книгу «Исследовательский центр имени М. В. Келдыша. 70 лет на передовых рубежах ракетно-космической техники»], документ был обнаружен в Германии в июле 1945 г. сотрудником НИИ-1 Г. В. Миклашевским, доставлен в институт и переведен с немецкого М. Ю. Голлендером. 2 Цитируемые ниже документы были обнаружены в Российском государственном архиве экономики виднейшим экспертом по истории российской космонавтики Асифом Сиддики (Asif Siddiqi). 62
Последняя «Буря» и первый «Буран» ним синтезом научной мысли в облас- ти реактивной техники. Его осущест- вление, а равно и исследования по это- му пути сулят неограниченные воз- можности. Работа проф. Зенгера явля- ется теоретическим, эксперименталь- ным и конструкторским трудом. Число лиц, занятых у проф. Зенгера, в послед- нее время превышало две сотни и про- должало быстро возрастать по мере на- капливания соответствующего экспе- риментального и научного материала... ...Сам проф. Зенгер и его сотрудни- ки, как и его работы, должны представ- лять для нас исключительный инте- рес. Наблюдение за работами заграни- цы показывает с полной очевидно- стью, что такие группы, как доктор фон Браун, NACA, Виккерс и др., ведут упорную и успешную работу в деле по- лучения, освоения и эксплуатации в военных целях высоких сверхзвуковых скоростей и стратосферных высот по- лета. Было бы недопустимой ошибкой пренебречь возможностью организа- ции подобных работ в СССР и привле- чением к участию в них всех выдаю- щихся ученых и энтузиастов, не счита- ясь с издержками и средствами...» И.Н.Моишеев отмечает, что «...орга- низационные усилия в деле привлече- ния к нам на работу в первую очередь проф. Зенгера и его сотрудников до на- стоящего момента не были достаточны- ми и эффективными вследствие отсут- ствия государственной поддержки...», и предлагает проводить поиск в Австрии, Венгрии, Западной зоне Германии и пр. одновременно, имея специальное реше- ние вышестоящих органов, а также спе- циальные средства и предоставление разнообразных формальных возмож- ностей: «... Руководитель работы дол- жен в своем распоряжении иметь сред- ства, необходимые для оплаты и стиму- лирования агентов и сотрудников Зен- гера... Кроме того, в его распоряжении должен находится резерв продоволь- ственных карточек высоких норм... продукты первой необходимости (сига- реты, жиры, мясо, хлеб и прочее) и средства связи (автомашина, самолет У-2, самолет Л-34, телефонная и телег- рафная связь с Министерствами)...» Понятно, что в роли руководителя группы И. Н. Моишеев1 видел себя... По его мнению, «...руководитель ра- бот должен иметь право изменить план работы на месте по своему усмотрению в соответствии с обстановкой... Русские товарищи получают право на ношение формы и оружия на время командиров- ки, а также все соответствующие полно- мочия, вызванные специфическим ха- рактером этой важной и короткой рабо- ты... Для приема прибывающих лиц группы Зенгера в СССР в Москве отво- дится жилплощадь и, как база для рабо- ты, завод №456 (совместно с ОКБ тов. Птушко). Группа проф. Зенгера оформ- ляется как самостоятельное научно-ис- следовательское бюро, которое развер- нется с течением времени в более мощ- ную и авторитетную организацию...» В заключение И. Н. Моишеев пишет: «...Наличие проф. Зенгера и его ра- боты в арсенале нашей науки и техни- ки полностью окупит произведенное усилия и затраты. Перспектива всей работы сводится к тому, что наша родина приобретет не только крупнейших и талантливейших ученых, но и возможность получить в свои руки поистине непобедимое и страшное оружие, не говоря уже о на- учном значении тематики проф. Зен- гера, воплощенной в жизнь...» Как видим, идея использовать в ра- боте над проектом «Зенгера и его ко- манды» становилась все более попу- лярной. В какой-то момент ситуация оказалась настолько острой, что это привлечение допускалось даже в фор- ме похищения! В частности, 19 сентября 1946 г. мар- шал авиации К. А. Вершинин в письме на имя министра авиационной про- мышленности М. В. Хруничева писал: «По моему мнению, реализация про- екта Зенгера совпадает с дальнейшим развитием самолетной и ракетной тех- ники, поэтому организация работ над [этим] проектом... или другими подоб- ными ему является делом уже вполне своевременным, иначе мы неизбежно отстанем в данном вопросе. Предложе- ние о привлечении к работе проф. Зенгера и его сотрудников яв- ляется правильным. Нужно иметь в ви- ду, что здесь дело идет не о простом конструкторском бюро, а об организа- ции специального института с мощны- ми стендами и боль- шим коллективом сотрудников, кото- рые частично долж- ны быть специально подготовлены. При- влечение к работе проф. Зенгера и его сотрудников необхо- димо для ускорения разворачивания ра- бот и использования уже имеющегося опыта работ в Герма- нии. На основании вы- шеизложенного це- лесообразно: 1. Найти проф. Зенгера и основных его сотрудников... и привлечь их к даль- нейшей работе, ко- торая будет вестись в специальном Институте в СССР... 2. Поставить вопрос о подготовке специалистов по всему комплексу ра- бот, связанному с работой над самоле- том Зенгера». Через весь лист наискосок Хруничев наложил резолюцию: «Т. Алексееву. Срочно подготовить записку т. Берия!» Докладная записка И.Н.Моишеева была приложена к письму В. Ф. Болхо- витинова, который был в то время за- местителем начальника НИИ-1, на имя заместителя министра авиапро- мышленности М. М. Лукина. Тон пись- ма гораздо более спокойный: «На Ваш запрос от 2 декабря 1946 г. №Н-24/5655сс сообщаю коротко мне- ние НИИ-1 по работе Зенгера, докладной записке генерал-лейтенанта тов. Куце- валова и материалам инж. Моишеева. 1. Работа Зенгера представляет со- бой, в основном, расчетный материал, показывающий возможности самоле- тов с ЖРД. 2. Эти возможности подкреплены экспериментом лишь частично. Для полного выяснения реальности этого проекта необходимо проделать очень большую и разнохарактерную иссле- довательскую работу во многих Инсти- тутах (по аэродинамике, двигателям, приборам, механике и т. д.). 3. Сам сверхдальний самолет для Вооруженных Сил Союза имеет очень важное значение. Поэтому организа- ▲ Эйген Зенгер и Ирен Бредт в период работы над «антиподом» Фото из архива Хартмута Зенгера 1 Одного из авторов данной книги в конце 1980-х годов, по долгу службы, знакомили с И. Н. Моишеевым, рекомендовав его как ведущего специалиста по перспективным воздушно-космическим системам, в том числе с активной теплозащитой. Знать бы тогда, какую роль сыграл (или должен был сыграть) Игорь Николаевич в судьбе отечественной авиационно-космической промышленности... 63
Космические крылья Фото с сайта Sharkit Фото с сайта www.keldysh.ru ▲ А. Н. Тихонов и М. В. Келдыш (на переднем плане) в президиуме торжественного заседания, посвященного 20-летию Института прикладной математики (1973 г.) ция работ по его осуществлению очень необходима и неотложна. 4. Т. к. в этой работе должно участ- вовать большое количество различных Институтов, решающих отдельные на- учно-исследовательские задачи, со- вершенно необходима такая проект- ная организация, которая была бы направляющим и связующим центром всей работы. 5. Само собой понятно, что ускорить эту работу смогут лучше всего те люди, которые много лет посвятили разработ- ке этой проблемы, т. е. Зенгер и его груп- па. С этой точки зрения привлечение их к работе больше, чем целесообразно. 6. Возглавлять эту работу от нас мо- жет только человек высококвалифици- рованный, могущий понимать Зенгера и быть понятным и принятым им. С этой точки зрения кандидатура тов. Моишеева в руководители такого ОКБ непригодна. 7. Кандидатура тов. Моишеева мо- жет быть пригодна для отыскания и сбора всей группы, но не больше». А с технической стороной проекта бомбардировщика Зенгера - Бредт бы- ло поручено ознакомиться Мстиславу Всеволодовичу Келдышу, который был назначен 2 декабря 1946 г. начальни- ком НИИ-1 - Научно-исследовательс- кого института реактивной авиации Министерства авиационной промыш- ленности (МАП). В докладе о перспективах реактив- ного двигателестроения и направле- ▲ Подарочная модель бомбардировщика М.В. Келдыша нии развития НИИ-1, прочитанном 1 апреля 1947 г. на заседании Научно- технического совета Минавиапрома, М. В. Келдыш, в частности, упомянул данный проект и дал предваритель- ный анализ развития жидкостных и воздушно-реактивных двигателей на тот период. В докладных записках, направленных в НКАП 3 апреля и 8 июля 1947 г., он подчеркивает, что для самолетов обычных схем самосто- ятельное применение ЖРД малоэф- фективно вследствие крайне малой экономичности этих двигателей. По его мнению, зенгеровский «антипод» будет совсем не похож на другие кры- латые аппараты, выпущенные ранее. «Такие ракетные самолеты, - пишет Кел- дыш, - по своему типу и тактическим свойствам, вероятно, будут сильно отли- чаться от самолетов с обычными двига- телями и будут приближаться по харак- теру полета к ракетам типа “Фау-2”». Как следствие, замечает Мстислав Всеволодович, построить дальний ра- кетный самолет в данный момент не- возможно, в частности, из-за нерешен- ности целого ряда научно-технических проблем. Да, в Кремле, несомненно, были ос- ведомлены о положении дел: детально обсужденный вопрос о начале работ по «антиподному» бомбардировщику был представлен И. В. Сталину и Совету Министров. Пессимизм специалистов, однако, не уменьшил интереса руко- водства страны к этой концепции. Комиссии советских специалистов, изучавших в Германии трофейную ра- кетную технику, было дано задание углубить поиски в направлении более полного сбора сведений о проекте дальнего бомбардировщика с ракет- ным двигателем. Так, может, предло- жение И. Н. Моишеева имело ход? К со- жалению, установить, проводилась ли операция «по поиску и привлечению Зенгера», не удалось. Скорее всего, не проводилась или сорвалась. По широко распространенному на Западе мнению (см., в частности, ма- териалы Скотта Лоузера - Raumwaffe, 1946), «попытка советских агентов выкрасть Зенгера в 1947 г. потерпела неудачу частично вследствие того, что Зенгер был уже во Франции, а не в Герма- нии или Австрии, как думали Советы, а час- тично вследствие то- го, что один из двух агентов решил перей- ти на сторону Англии». Это, в частности, подтверждает Г. А. То- каев. Он пишет: «В ав- густе 1947 г. комиссия столкнулась с невозможностью получения новых данных по этому проекту». И это имен- но он, полковник Токаев1, и был тем са- мым «агентом Советов», который в но- ябре 1947 г. ушел на Запад через брита- нскую оккупационную зону! Однако о его реальной роли в деле Зенгера мож- но только догадываться, поскольку большая часть опубликованной им на Западе информации на этот счет носит характер путанных автобиографичес- ких записок с явным преувеличением собственной значимости. В октябре 1947 г. проект Зенгера был передан на рассмотрение специалис- там по ракетной технике во вновь обра- зованный НИИ-88, где тогда работала группа немецких специалистов-ракет- чиков под руководством Гельмута 1фёт- трупа - одного из ближайших соратни- ков Вернера фон Брауна. Эти специа- листы помогали налаживать производ- ство ракет А-4 и изготовление прибор- ного оборудования для Советского Со- юза. При этом оставалась надежда, что немцы смогут добавить новую инфор- мацию и внести свежие идеи по «анти- поду». Но германские специалисты от- зывались о проекте отрицательно, ссы- лаясь на завышенную весовую отдачу аппарата, необходимость разработки ЖРД с совершенно нереальными на тот момент характеристиками и невоз- можность обеспечения соответствую- щей теплозащиты при входе аппарата в атмосферу. Все это делало проект не- жизнеспособным. Понимая, что предлагаемые Зенге- ром параметры системы в ближайшее время недостижимы, специалисты НИИ-1 предложили альтернативный вариант подобного самолета с комби- нированной ДУ, состоящей из ЖРД и ПВРД. Использование воздушно-реак- тивных двигателей позволяло достичь результатов, сравнимых с теми, кото- рые получились бы при использовании ЖРД с удельным импульсом выше 400 сек. Например, при массе пустого самолета 22 % (что уже гораздо более реально, чем 10 %, предложенные Зен- гером) можно было достичь скорости 5 км/с и дальности порядка 12 000 км. В 1947 г. в НИИ-1 был выпущен науч- но-технический отчет, посвященный описанию ракетного самолета. По мно- гим признакам ЛА внешне практичес- ки полностью соответствовал «анти- подному» бомбардировщику Зенгера- Бредт, за исключением того, что у предлагаемого самолета на законцов- ках крыла монтировались два сбрасы- ваемых сверхзвуковых ПВРД, а в хвос- товой части, как и у прототипа, стоял ЖРД. То же можно сказать и по кон- 1 Григорий Александрович Токаев, он же Гогки Ахматович Токати, родился 13 октября 1909 г. в Северной Осетии, в Новом Урухе. В 1941 г. защитил в Академии Жуковского докторскую диссертацию по аэродинамике. Воевал в бомбардировочной авиации. В Англии публиковал книги антисоветского содержания и труды по аэро- и гидродинамике, преподавал, возглавлял фа- культет аэронавтики и космической техники Нортхэмптонского колледжа перспек- тивной технологии и Гэродского университета в Лондоне (1961 -1975). После вы- хода в отставку работал в Иордании, Иране, Турции и Нигерии. Умер в г. Чим в графстве Суррей 23 ноября 2003 г. 64
Последняя «Буря» и первый «Буран: ▲ Бомбардировщик М. В. Келдыша в момент запуска ЖРД и перед сбросом СПВРД Рисунок В. Лукашевича на основе 30-модели В. Малюх и Н. Назаренко цепции: в общем она осталась той же, но частности делали ее на шаг ближе к реалиям того времени. Каждая «прямоточка» имела диаметр 2 м, длину 7,2 м и состояла из сверхзву- кового диффузора, камеры сгорания и регулируемого сопла. Конфигурация центрального тела воздухозаборника оставалась неизменной, а регулирова- ние диффузора осуществлялось только за счет движения центрального тела вдоль оси двигателя. В качестве опти- мальной по числу скачков уплотнения и развиваемой максимальной тяге бы- ла выбрана скорость, соответствую- щая числу М = 5. Сопло ПВРД предпо- лагалось выполнить с регулируемыми критическим и выходным сечениями, чтобы пропускать максимально воз- можный расход воздуха. Жидкостный двигатель РДКС-100 конструкции Л. С. Душкина был ближе по конструкции к ЖРД ракеты А-4, чем к агрегату замкнутой схемы, предло- женному Зенгером. Его предполага- лось спроектировать на основе практи- ческого опыта работы, полученного при создании кислородно-спиртового РД-1ОО для первой советской дальней баллистической ракеты Р-1. Камера РДКС-100 - грушевидной формы, образована коническим соплом Лаваля с одной стороны и полусфери- ческой головкой с группой форкамер - с другой. Она сварная, из нержавеющей стали. Расчеты показывали, что про- дукты сгорания керосина в кислороде при давлении 40 атм имеют температу- ру свыше 3000 °C. Для защиты камеры от воздействия высоких температур во время работы внутренняя стенка неп- рерывно охлаждается протоком кероси- на, который поступаетл затем в форсун- ки. Около 10% расхода керосина идет на завесное охлаждение камеры. ТНА состоит из двух одноступенча- тых центробежных насосов подачи жидкого кислорода и керосина из ба- ков в камеру сгорания, и двухступен- чатой турбины, насаженных на один вал. Частота вращения турбины - 4200 об/мин. МощностьТНА4350 л. с., сухая масса 700 кг. Температура паро- газа - около 500 °C, давление - 25 атм. Конечно, мощный двигатель, но обеи- ми ногами стоящий на земле. Герметичную кабину предполагает- ся расположить, как и у Зенгера, в но- совом части самолета, а сзади за ней поставить баки с жидким кислородом. Таблица 1. Характеристики двигателя РДКС-100 Тяга на земле 90 тс Тяга на высоте 20 км 100 тс Удельный импульс тяги на земле 252 сек Удельный импульс тяги на высоте 20 км 285 сек Секундный расход топлива 357 кг/с - керосина 145 кг/с - кислорода 212 кг/с Давление в камере сгорания 40 кгс/см2 Давление подачи топлива 60 кгс/см2 Объем камеры сгорания 1 м3 Диаметр критического сечения 438 мм Диаметр выходного сечения 1124 мм Сухая масса двигателя 2500 кг В районе крыла - бомбоотсек, за ним - баки с керосином. В качестве основного варианта рас- сматривается, как и у Зенгера, стотон- ный самолет, у которого 78 т приходит- ся на топливо (70,5 т) и сбрасываемые ПВРД (7,5 т). На основании предвари- тельного прочностного расчета за мас- су конструкции планера принимается 9 т; учитывается, что после окончания набора высоты масса самолета падает до 22 т и поэтому на дальнейшем участке траектории больших перегру- зок не будет. Масса ПГ самолета -8 т, остальные 5 т делят пополам ЖРД и баки. Для начального разгона и обеспече- ния запуска ПВРД предполагалось осу- ществить взлет самолета с рельсовой направляющей по типу «антипода», но 65
Космические крылья Таблица 2. Зависимость расходуемой массы, требуемой для начального разгона, от удельного импульса тяги ДУ Скорость, м/сек Двигатель Расходуемая масса, в % от начальной 1475 ПВРД* 23 1500 ЖРД (300 сек) 50 1500 ЖРД (400 сек) 40 * В случае с ПВРД в расходуемую массу включены двигатели, агрегаты и топливные баки. использовать в стартовой тележке связку из пяти двигателей РДКС-100, получавших питание от общих топлив- ных баков. Основной особенностью связки являлось наличие одного газо- генератора, обеспечивающего получе- ние парогаза для всех пяти ТНА с запус- ком от автоматического устройства. Посадка самолета не представлялась затруднительной, так как посадочная масса его не должна была превышать 15-20 т, что при расчетных площадях несущих поверхностей и аэродинами- ческом качестве давало величину по- садочной скорости ниже 200 км/ч. В качестве посадочного шасси могла быть использована лыжа. Отмечалось, что при больших ско- ростях длительного разгона в атмосфе- ре поверхности самолета должны под- вергаться нагреву до высоких темпера- тур. В связи с этим был проведен рас- чет температур крыла и фюзеляжа, ко- торый показал, что температура пове- рхности крыла не будет превышать 560 °C. Таким образом, конструкция самолета могла быть изготовлена из существующих сталей, а в кабине пи- лота должно было предусматриваться специальное охлаждение1. Полет должен был происходить по следующей схеме. В конце разгона по рельсовой направляющей самолет от- деляется от тележки. В этот момент включаются ПВРД, с помощью кото- рых самолет набирает высоту 20 км и скорость, соответствующую числу М=5 (1475 м/сек); при этом расходуется 15 т горючего. После достижения заданной скорости и высоты ПВРД общей мас- сой 7,5 т отделяются. Дальнейший раз- гон производится на ЖРД. В таблице 2 для сравнения приведе- ны расходы топлива, необходимые для достижения скорости 1500 м/с. Видно, что ЖРД с удельным импульсом 300 сек расходует в два раза больше топлива, чем ПВРД, а с удельным импульсом 400 сек - более чем в полтора. С помощью методики, разработан- ной Зенгером, для самолета с комбини- рованной ДУ была получена расчетная дальность 11800 км. Для самолета с ЖРД при удельном импульсе 300 сек и при той же остаточной массе она была бы почти в два раза меньше (6800 км). На основании проведенных расчетов был сделан вывод, что теоретически имелась возможность создания комби- нированной ДУ, обеспечивающей даль- ность полета порядка 12000 км. При этом масса конструкции и ПГ состав- ляла 22 % от стартовой массы самолета (100 т), а 78% массы приходилось на топливо и сбрасываемые «прямоточ- ки». Расчеты были проведены исходя из того, что ПВРД и ЖРД создаются из материалов, имеющихся на данный момент, и работают на существующих топливах. На подступах к межконтинентальной ракете По словам ветеранов НИИ-1, этот отчет обозначил верхнюю точку исследований возможностей реактив- ных самолетов, базировавшихся на ис- пользовании ЖРД и ПВРД. К тому вре- мени уже стало ясно, что эти двигатели в авиации не могут конкурировать с турбореактивными (ТРД). За создание последних отвечал Центральный инс- титут авиационного моторостроения (ЦИАМ) имени П. И. Баранова, и тогда Постановлением Совмина от 12 июня 1948 г. НИИ-1 был присоединен к нему на правах филиала, а М. В. Келдыш стал научным руководителем одного из комплексов ЦИАМа. Только 10 мар- та 1952 г. другим Постановлением Сов- мина самостоятельность НИИ-1 МАП под руководством М. В. Келдыша была восстановлена. Но даже в эти четыре года М. В. Кел- дыш с коллегами по институту продол- жили работы в области ПВРД. Мстислав Всеволодович понимал, что работоспо- собность и характеристики «прямоточ- ки* на сверхзвуковой скорости (СПВРД) необходимо продемонстрировать на практике. Под его непосредственным руководством в 1949-1951 гг. совмест- ными усилиями ЦИАМа и ЛИИ была создана первая в СССР эксперимен- тальная двухступенчатая ракета Р-200 с СПВРД. Она была продута в аэроди- намической трубе НИИ-1, а затем ис- пытана на Центральном испытатель- ном полигоне Министерства обороны Капустин Яр. Ракета поднималась на высоту 8000 м под фюзеляжем самоле- та-носителя Ту-2, а затем сбрасыва- лась и разгонялась РДТТ первой ступе- ни до скорости, соответствующей чис- лу М=2,1-2,3. После разделения вклю- чался СПВРД, который доводил ско- рость второй ступени до М = 2,6-2,7. Продолжительность полета ступени с работающим прямоточным двигате- лем составляла около 20 сек, а даль- ность полета - 11 км. Всего было проведено 22 пуска раке- ты Р-200. В реальных условиях полета они подтвердили работоспособность СПВРД, показав тягово-экономические характеристики, близкие к ожидаемым. В октябре 1950 г. ОКБ-3 НИИ-1 было выделено в самостоятельное ОКБ-670 под руководством М. М. Бондарюка. Учитывая опыт работ по ракете Р-200, М. М. Бондарюк начал создавать свои двухступенчатые ракеты с практичес- ким СПВРД «025», «034», «036». Доба- вим, что в 1948-1953 гг. в ОКБ-293 М. Р. Бисновата была создана дозвуко- вая (М = 0,8) крылатая ракета «Шторм» с ПВРД разработки ОКБ-670. В 1948 г. М.В.Келдыша неоднократ- но приглашали для консультаций, а за- тем начался период его совместной ра- боты с НИИ-88 в Подлипках. Здесь он познакомился с С. П. Королёвым и с его планами на будущее. Международная обстановка в те го- ды продолжала обостряться. США в своей политике опирались на страте- гическую авиацию, оснащенную атом- ными бомбами, которая базировалась на военных базах, расположенных вблизи границ СССР. Чтобы противо- стоять этому, требовалась мощная ПВО, поэтому большое внимание уде- лялось созданию зенитных средств, в том числе и ракетных. Если промышленный уровень стра- ны в 1947 г. позволял только начать на- учно-исследовательские и опытно- конструкторские работы в области соз- дания ЛА с межконтинентальной даль- ностью и высокой сверхзвуковой ско- ростью полета, то в 1950 г. проекты по- добных аппаратов стали рассматри- ваться всерьез. Научно-технический уровень СССР по многим показателям превысил довоенный. Готовя адекват- ный ответ на перспективные америка- нские разработки, руководство Советс- кого Союза принимало необходимые ме- ры для укрепления безопасности стра- ны. Предполагалось создать межконти- нентальные сверхзвуковые ЛА и МБР. В ходе перспективных исследований определились основные летно-техни- ческие характеристики и облик ЛА, способных совершать межконтинен- тальные перелеты, а также выдели- лись два основных направления разви- тия таких аппаратов - создание бал- Как показывают исследования последних лет, эта температура существенно превосходит (особенно на острых кромках) указанную величину. 66
Последняя «Буря» и первый «Буран; диетических ракет и сверхзвуковых крылатых ЛА. Как в одном, так и в другом направлениях были свои преимущества и недостатки. Для соз- дания МБР необходимо было иметь очень высо- кую по тому времени весовую отдачу конструк- ции, большой удельный импульс тяги двигате- лей и точную инерциальную систему наведения. Требования к конструкции и топливу крылатых ЛА были менее высокими: при их проектирова- нии можно было учитывать опыт создания само- летов. Необходимую точность достижения цели могла обеспечить система астронавигации. Од- нако уязвимость такого ЛА представлялась су- щественно более высокой, чем баллистической ракеты. 7 декабря 1949 г. на пленарном заседании На- учно-технического совета НИИ-88 состоялась защита эскизного проекта по теме Р-3. Во ввод- ном томе («Принципы и методы проектирования ракет большой дальности», ответственный ис- полнитель - С. П. Королёв) был представлен ма- териал по крылатой ракете дальнего действия (КРДЦ). В конце третьего раздела («Крылатые ра- кеты») давались некоторые выводы, которые да- же в мелочах совпадают с проработками, сде- ланными примерно тогда же за океаном: - применение крылатой ракеты для увеличе- ния дальности действия - перспективное нап- равление; - созданы теоретические предпосылки для начала опытного проектирования и эксперимен- тальных работ по КРДЦ; - использование существующих дальних ра- кет в качестве ускорителей отделяемой крыла- той головки (ОКГ) - наилучшая конструктивная форма; - наиболее перспективна схема ОКГ с марше- вым двигателем ПВРД, поэтому необходимо фор- сировать работы по ПВРД. Несмотря на то что вопрос об использовании комбинированной ДУ для дальних ракет рас- сматривался в общих чертах, здесь прослежива- лось влияние работ НИИ-1 по ПВРД и даже ука- зывается, на каком уровне эти работы находятся. В период 1946-1949 гг. ведущие специалисты НИИ-1 провели фундаментальные исследова- ния, заложившие основы методов проектирова- ния, испытания и отработки перспективных ЖРД и СПВРД, а также выполнили исследова- ния, позволявшие решить проблемы тепловых режимов и защиты ЛА от нагрева. В 1947-1949 гг. прошли летные испытания моделей сверхзвуко- вого самолета конструкции М. Р. Бисновата с ЖРД конструкции А. М. Исаева. Таким образом, к концу 1950 г. сложились все предпосылки для начала проектно-поисковых работ и опытно- конструкторских работ по КР с межконтинен- тальной дальностью. 4 декабря 1950 г. выходит Постановление СМ СССР, в котором было указано начать темати- ческие работы по темам Hl, Н2, НЗ по ракетной технике в НИИ-88 с участием НИИ-1, МИАНа и других научных коллективов, а конкретно по те- ме НЗ: «Перспективы развития ракет дальнего действия» и составной части этой темы: «Комп- лексные исследования и определение основных летно-технических характеристик крылатых составных ракет дальнего действия» (впослед- ствии эта тема станет называться Т2). Общее на- учное руководство было возложено на Птавного конструктора ОКБ-1 НИИ-88 С. П. Королёва. 11 декабря 1950 г. М. В. Келдыш выступил на ежегодном расширенном научно-техническом совете МАП с докладом «О состоянии работ по ПВРД и их применению», в котором наиболее перспективными для сверхзвуковых ЛА при- знавались именно эти двигатели. Он отметил возможность создания самолетов с ПВРД, обла- дающих дальностью полета до 6000-7000 км при высоте полета от 15 до 25 км со скоростью 3000-3500 км/ч. Была подтверждена целесооб- разность использования в качестве стартовых ускорителей двигателей от ракеты Р-1. В докла- де уже определенно виден переход к идее ис- пользования в сверхзвуковых КР дальнего действия комбинации стартовых ускорителей с ЖРД и крылатой маршевой ступени с ПВРД. В ноябре 1951 г. в подготовленной для руко- водства МАП записке «О развитии работ по ис- следованию ПВРД в полете» М. В. Келдыш снова подчеркивает реальную возможность создания СПВРД и эффективность применения его на КР дальнего действия. Одновременно в записке го- ворилось о пока не решенных научных задачах, в частности, указывается: «Учитывая состоя- ние и актуальность работ по сверхзвуковым ПВРД, следует считать, что ближайшими зада- чами должно явиться дальнейшее развитие стендовых работ и работ по летающим моделям с целью решения научных вопросов, необходи- мых для создания натурных объектов». Один из важных вопросов в концепции меж- континентальной КР с прямоточным двигате- лем - выбор траектории полета на разгонном участке. Маршевый полет ракеты мог прохо- дить на высотах около 20 км со скоростью, со- ответствующей М = 3,0-3,5. Но как разогнать ракету? В результате теоретического анализа ученые НИИ-1 показали, что оптимальным в данном случае будет разгон крылатой ступени непос- редственно до маршевой скорости: в неопти- мальном диапазоне скоростей и высот характе- ристики маршевого СПВРД резко падают. Сле- довательно, о слабых ракетных ускорителях и возможности саморазгона на «прямоточке» можно было забыть. 16 января 1952 г. на заседании Президиума Научно-технического совета и Ученого совета НИИ-88 с докладом, посвященным подведению итогов НИР по теме «Комплексные исследова- ния и определение основных летно-техничес- ких характеристик крылатых составных ракет дальнего действия», выступили С. П. Королёв (ОКБ-1), М. В. Келдыш (НИИ-1), С.А.Христиа- нович (ЦАГИ). Докладчики сделали вывод о воз- можности создания двух вариантов ракеты с межконтинентальной дальностью - либо в виде баллистической с ЖРД, либо в виде крылатой со сверхзвуковым ПВРД. В обоих случаях раке- ты полагаются двухступенчатыми. Была выработана концепция дальней КР: это должен быть самолет-снаряд с одним СПВРД диаметром примерно 2 м, летящий на высоте примерно 20 км со скоростью, соответствую- щей числу М = 3. Разгон до маршевой высоты и скорости предполагался при помощи первой ступени с ЖРД. Наведение КР в полете - с ис- пользованием системы астронавигации. В связи с большим научно-техническим заде- лом, имевшимся в НИИ-1 по СПВРД, и слож- ностью для КБ С. П. Королёва одновременного проведения работ по двум направлениям было принято решение передать тематику по крыла- тым ракетам с СПВРД из Министерства оборон- ной промышленности (МОП) в Министерство ► ЭКР разработки ОКБ-1 С. П. Королева перед стартом Графика Александра Шлядинского 67
Космические крылья Графика Александра Шлядинского Устройство ЭКР: 1 - воздухозаборник с центральным телом; 2 - изогнутый воздуховод; 3 - приборный отсек; 4 - крыло; 5 - камера СПВРД; 6 - вертикальный стабилизатор; 7 - приводы управления; 8 - сопло СПВРД; 9 - бак окислителя (азотная кислота); 10 - бак горючего («Тонка-250»); 11 - ЖРД; 12 - стабилизаторы с аэродинамическими рулями; 13 - газовые струйные рули; 14 - первая ступень (ускоритель); 15 - горизонтальные стабилизаторы; 16 - вторая ступень (КР) авиационной промышленности (МАП) при головной научной роли НИИ-1. Основные принципы и технические решения по межконтинентальному из- делию предлагалось проверить на экс- периментальной крылатой ракете (ЭКР). Результаты работ по теме Н-3 были одобрены научно-технической экс- Таблица 3. Расчетные характеристики ЭКР Количество ступеней 2 Общая длина ракеты 13,6 м (17,424 м) Масса ПГ 500 кг Отношение массы ПГ к стартовой массе 6,4% Стартовая тяга 7850 кгс (7874 кгс) Высота полета 20 000 м Максимальная дальность полета 1300 км Первая ступень Длина 6,34 м (8.29 м) Максимальный диаметр корпуса 0,88 м Размах стабилизатора 2,80 м Площадь стабилизатора 4,00 м2 Стартовая масса 4310 кг Удельный импульс тяги 210 сек Высота отделения ступени 20 000 м Вторая ступень Длина 7,26 м (9,43 м) Максимальный диаметр корпуса 0,80 м (0,65 м) Максимальный диаметр ПВРД 0,42 м (0,40 м) Размах крыла 3,00 м (2,018 м) Площадь крыла 5,40 м2 (3,31 м2) Масса ступени 1620 кг (1484 кг) Нагрузка на крыло 300 кгс/м2 (448 кгс/м2) Удельный импульс тяги 1450 сек Скорость полета 880 м/с(М=3,0) Высота полета 20000 м Проектная дальность полета -(16-26 км) Без скобок - поданным РКК «Энергия», в скобках - поданным Центра Келдыша пертной комиссией следующего соста- ва: М. В. Келдыш (председатель), С. А. Христианович, В. Ф. Болховити- нов, Ю. А. Победоносцев, Г. А. Тюлин, Н. Н. Смирницкий, Ю. А. Мозжорин. 13 февраля 1953 г. было принято пос- тановление Правительства, в котором, в частности, дано задание начать раз- работку двухступенчатой КР с даль- ностью полета 8000 км. В этом же Пос- тановлении на ОКБ-1 НИИ-88 (главный конструктор - С. П. Королёв) возлага- лась задача разработать, изготовить и провести летную отработку ЭКР. Руководителем проекта ЭКР был на- значен начальник проектного отдела К. Д. Бушуев, который создал специаль- ную группу «А» под руководством А. С. Будника. Вопросами динамики по- лета КР в ОКБ-1 занимался небезыз- вестный нам И. Н. Моишеев. По систе- ме астронавигации работала лаборато- рия, созданная специально для этого в отделе «У» НИИ-88 (начальник - Б. Е. Черток), под руководством И. М. Ли- совича. За гироскопы отвечал сотруд- ник лаборатории Г. И. Васильев-Люлин. В отделе 21 НИИ-88 под руководством Г. Н. Толстоусова разрабатывался авто- пилот для крылатой ступени. Для сокращения сроков и стоимости разработки ЭКР было предложено ис- пользовать в качестве первой ступени оперативно-тактическую ракету Р-11 на долгохранимом топливе. В основу компоновки второй марше- вой ступени положена схема СПВРД с центральным входом разработки ОКБ- 670 М. М. Бондарюка. В бортовой час- ти системы управления ЭКР предлага- лось использовать упрощенный вари- ант существующего самолетного авто- пилота. Маршевая (крылатая) ступень 68
Последняя «Буря» и первый «Буран» Таблица 4. Основные характеристики баллистической ракеты Р-11 Стартовая масса Масса головной части Масса незаправленной ракеты Масса топлива Длина Диаметр корпуса Тяга при старте Удельный импульс тяги на земле Компоненты топлива: Окислитель Горючее Максимальная дальность стрельбы, км Вероятные отклонения от цели: по дальности боковое оснащалась крестообразным оперени- ем с четырьмя рулями, попарно рабо- тающими по тангажу и рысканию (ру- ли курса одновременно выполняют функции элеронов). Воздухозаборный канал для СПВРД изогнут для создания объема под размещение приборов. На стыке маршевой и стартовой ступеней - кольцевой проток для запуска СПВРД до разделения. Для определения реаль- ной траектории полета на ЭКР предус- мотрена установка радиотехнической системы индикации (предполагалось развернуть сеть наземных пунктов приема сигналов). Первая ступень должна была разог- нать маршевую ступень до скорости, со- ответствующей М=2,9-3,3 и поднять ее на высоту 16-20 км. Далее первая сту- пень отбрасывается, а маршевая сту- пень летит на СПВРД со скоростью М=3 до исчерпания топлива. После выклю- чения «прямоточки» от временного уст- ройства маршевая ступень пикирует или планирует. Рассматривалась также возможность ее спасения с помощью парашютно-реактивной системы. Эскизный проект ЭКР был утверж- ден С. П. Королёвым 31 января 1953 г. и согласован с М. В. Келдышем, С. А. Хри- стиановичем, М. М. Бондарюком. Пос- ле этого началась подготовка к переда- 5350 кг 690 кг 1645 кг 3705 кг 10,424 и 0,88 и 8,3 тс 219 сек Азотная кислота АК-27И Керосин и «тонка» ТГ-02 270 км ±1,5 км ±0,75 км че чертежей в производство. К июлю 1953 г. были изготовлены макеты ос- новных узлов ракеты и приборного от- сека в натуре, проводилось макетиро- вание основных агрегатов. Были изго- товлены также установка для отработ- ки теплозащиты приборного и топлив- ных отсеков и рулевых машинок в тер- мобарокамере, а также рулевой агрегат маршевой ступени ЭКР. Интенсивно продолжались работы по астронавига- ции. Было проведено 10 полетов на са- молете с макетом системы, которые подтвердили правильность выбранных технических решений и возможность получения требуемой точности. Таблица 5. Характеристики прямоточного двигателя РД-040 разработки ОКБ-670 Рабочий диапазон высот 16-26 км Рабочий диапазон чисел М 2,9-3,3 Маршевое число М 3,0 Ресурс 2,5 час Максимальная тяга при М=3,0 и на Н = 18 км 700 кгс Удельный импульс тяги 1200 сек Диаметр камеры 400 мм Длина камеры сгорания с соплом 2400 мм Масса камеры сгорания с соплом 60 кг Топливо Керосин Б-70 В 1952 г. в НИИ-1 был введен в эксплуатацию единственный в то вре- мя в стране стенд СТ-5, представляв- ший собой сверхзвуковую трубу с вы- сотной камерой, с носовым и кормо- вым эжекторами и подогревом воздуха до температуры, соответствующей чис- лу М = 3. В 1953 г. на стенде были прове- дены комплексные испытания двигате- ля РД-040 в летной комплектации - с турбонасосным агрегатом, бортовой системой подачи топлива, системой поддержания заданного числа М. Ими- тация условий полета была полной. При испытаниях двигатель подтвер- дил заданные значения тяги и удель- ного импульса, показал надежность конструкции и всех агрегатов. После успешных стендовых испыта- ний М. В. Келдыш и М. М. Бондарюк подписали заключение о допуске дви- гателя к официальным контрольно- сдаточным испытаниям. Для проведе- ния летных испытаний в составе ЭКР было изготовлено шесть РД-040. Одна- ко результаты стендовых тестов были настолько убедительными, что на тех- ническом совещании, проводившемся по поводу состояния работ по ЭКР (до- клад делал А. С. Будник), руководитель ОКБ-301 С. А. Лавочкин предложил прекратить работы по эксперимен- тальной ракете. По его мнению, соз- данный научно-технический задел был достаточен для начала проектиро- вания полноразмерной КР. После тща- тельного изучения этого предложения в ноябре 1953 г. было принято решение отказаться от летных испытаний ЭКР. От бумаги - к железу Сроки создания межконтиненталь- ной КР необходимо было сокра- тить: из-за океана приходили сообще- ния о работах по стратегической раке- те Navaho. Постановление Совмина СССР от 20 мая 1954 г. №957-409 задавало раз- работку двух типов межконтиненталь- ных крылатых ракет для поражения целей на территории США. Поисковая работа получила наименование «Кры- латая ракета межконтинентальной дальности» (КРМД). Результаты темы КРМД использова- лись при разработке комплексов с меж- континентальными КР «Буря» («изделие 350», В-350, Ла-350) в ОКБ-301 Семена Алексеевича Лавочкина и «Буран» (из- делие «40») в ОКБ-23 Владимира Ми- хайловича Мясищева. Птавным конст- руктором ПВРД оставался Михаил Ма- карович Бондарюк (ОКБ-670). На обес- печение работ этих коллективов были направлены научно-исследовательские работы всех подразделений НИИ-1 и соответствующих отделов Института прикладной математики. Постановле- ние Совмина определяло сроки предъ- явления комплексов к совместным ис- пытаниям -1 квартал 1957 г. На работу отводилось менее трех лет. По замыслу разработчиков, советс- кая межконтинентальная КР должна была представлять собой беспилотный сверхзвуковой самолет с треугольным крылом малого удлинения (стреловид- ность по передней кромке 70°) и тон- ким сверхзвуковым профилем. Старт - вертикальный, с помощью мощных ус- 69
Космические крылья Фото из книги «Энциклопедия самолетов В.М.Мясищева» Фото с сайта НПО имени С.А.лавочкина ▲ Семен Алексеевич Лавочкин ▼ Владимир Михайлович Мясищев корите лей. Несмотря на принципиаль- ное сходство двух проектов, конструк- тивные решения обеих КР были раз- личны. Из-за того, что ракета, разраба- тывавшаяся ОКБ-23, должна была нес- ти в полтора раза большую боеголовку, чем изделие ОКБ-301, первая имела су- щественно большую массу и тягу как маршевого, так и стартовых двигате- лей. БЧ «Бури» должна была быть ядер- ной, а «Бурана» - термоядерной. В качестве стартовых ускорителей применялись мощные ракеты с ЖРД на долгохранимом топливе («азотная кис- лота - керосин»). «Буран» (главный кон- структор темы - Георгий Николаевич Назаров) должен был иметь четыре уско- рителя с двигателями конструкции Ва- лентина Петровича Птушко (ОКБ-456), «Буря» (главный конструктор - Наум Се- менович Черняков) - два ускорителя с двигателями конструкции Алексея Ми- хайловича Исаева (ОКБ-2). Разработка системы управления для дальней КР начиналась в лаборатории Израэля Мееровича Лисовича (НИИ-88) еще в 1947 г. и в 1955 г. была продолже- на в специально организованном фи- лиале НИИ-1 под руководством Рубена Григорьевича Чачикяна (ОКБ-165). Сю- да перешли часть сотрудников НИИ-88, возглавляемых И. М. Лисовичем (аст- ронавигация) и Георгием Николаеви- чем Толстоусовым (инерциальный ав- топилот). Ускорители первой ступени обеих ра- кет имели цилиндрическую форму с плавно заостренной передней частью и состояли из топливных баков и четы- рехкамерных двигателей. Каждый уско- ритель «Бури» оснащался снизу боль- шим аэродинамическим стабилизато- ром. Оснастка «бурановских» ускорите- лей была сложнее: по два крыла трапе- циевидной формы в средней части и по одному перу - в хвосте. Вблизи среза сопла каждой камеры ЖРД располага- лись газовые рули, обеспечивавшие уп- равление ракетой на начальном участке полета. После набора скорости порядка М = 2,5 газовые рули сбрасывались, и управление полетом осуществлялось воздушными рулями и стабилизатора- ми, установленными на ускорителях. Вторая (маршевая) ступень пред- ставляла собой КР, выполненную по нормальной аэродинамической схеме со среднерасположенным тонким кры- лом треугольной формы и малого удли- нения. Крыло имело стреловидность 70° по передней и прямую заднюю кромку и набиралось тонкими симмет- ричными профилями. Крестообразное оперение с аэродинамическими руля- ми было размещено в хвостовой части. Корпус ракеты имел цилиндричес- кую форму, немного суженную спере- ди. Внутри по всей длине проходил канал воздухозаборника маршевого СПВРД. Полость между стенками кана- ла и наружной обшивкой фюзеляжа служила емкостью для топлива (за иск- лючением центральной части, где рас- полагался приборный отсек). Перед- няя часть корпуса представляла собой сверхзвуковой диффузор с трехступен- чатым конусом. Центральное тело диффузора одновременно являлось от- Таблица 6. Основные характеристики прямоточных двигателей разработки ОКБ-670 Обозначение РД-012У РД-018А Назначение КР «Буря» КР «Буран» Рабочий диапазон высот, км 16-25,5 16-26 Рабочий диапазон чисел М 2,8-3,3 2,85-3,25 Маршевое число М 3,15 3,1 Ресурс,час 4 4 Время непрерывной работы, час 2,5 - Максимальная тяга (при М = 3,15 на высоте 18 км), кгс 9050 13 500 Удельный импульс тяги, сек 1560 1358 Диаметр камеры сгорания, мм 1700 2000 Длина камеры сгорания с соплом, мм 5770 6400 Масса камеры сгорания с соплом, кг 750 980 Масса комплекта двигателя (камера сгорания, ТНА с агрегатами регулирования и зажигания), кг 950 1235 Топливо Керосин Т-5 Керосин Т-5 Энергетическая мощность ТНА, кВт 18 - деляемым контейнером для моноблоч- ной термоядерной боевой части. Система управления находилась в ох- лаждаемом отсеке в верхней части фю- зеляжа. Датчики астронавигационной системы были закрыты жаропрочными пластинами из кварцевого стекла. Предэскизный проект «Бури» был за- кончен в августе 1954 г., эскизный - в середине 1955 г. В ходе проектирова- ния массу боевого заряда увеличили с 2,1 т до 2,35 т. Эскизный проект «Бурана» был под- писан 12 сентября 1955 г, но утверж- ден значительно позже - 30 марта 1956 г. 11 августа вышло Постановле- ние Совмина о повышении мощности и массы БЧ «Бурана» до 5 т. Из-за затянувшейся выдачи техни- ческого задания и последующего дол- гого утверждения и коррекций эскиз- ного проекта на «изделие 40» «Буря» по- дошла к летным испытаниям раньше. Но этому этапу предшествовала долгая и сложная наземная отработка систем обеих КР. Аэродинамические схемы ракет уточнялись на экспериментальных стендах и аэродинамических трубах в ЦАГИ, а испытывались в натурных ус- ловиях - на сбрасываемых с самолета масштабных моделях. Система астро- навигации прошла проверку на само- лете Ту-16 при полетах на дальность 4000 км на высоте 11 км. Наиболее сложной и трудоемкой проб- лемой оказалось создание прямоточ- ного двигателя. Специалисты ОКБ-670 спроектировали и изготовили три ва- рианта камер сгорания, которые син- тезировали опыт, накопленный при от- работке «прямоточек» меньших разме- ров. Для установки на КР был выбран вариант с кольцевой форкамерой. Настал черед наземной отработки полноразмерных СПВРД. Для этого требовалось построить стенды, кото- рых к 1954 г. в стране не было. На пер- вых порах (1954-1957 гг.) использова- лись стенды ЦАГИ с присоединенным 70
Последняя «Буря» и первый «Буран: Крылатая ракета межконтинентальной дальности «Буря»: 1 - отделяющееся центральное тело с боевой частью; 2 - воздухозаборник СПВРД; 3 - центральная часть фюзеляжа КР с топливными баками; 4 - горгорт с иллюминаторами и системой астронавигации; 5 - крыло; 6 - хвостовое оперение КР; 7 - хвостовой отсек КР; 8 - аэродинамические стабилизаторы ускорителей; 9 - газовые струйные рули; 10 - сопло СПВРД; 11 - бак горючего ускорителя; 12 - бак окислителя ускорителя; 13 - носовой обтекатель ускорителя Графика Александра Шлядинского 71
Космические крылья Графика Александра Шлядинского Вид снизу/сверху Вид сбоку I Вид сзади Проекции крылатой ракеты межконтинентальной дальности«Буря» 72
Последняя «Буря» и первый «Буран» воздухопроводом, которые позволяли проводить высотные испытания дви- гателя в течение очень ограниченного времени (нескольких минут). В 1956 г. на своей площадке Тураево ОКБ-670 построило стенд с присоеди- ненным воздухопроводом Ц-12, на ко- тором велись длительные (до 6 часов) испытания и доводка натурного двига- теля, но только для начальных высот полета ракеты (Н<20 км). Огромные аэродинамические стен- ды Ц-9Н и Ц-7Н, приспособленные для проведения огневых испытаний пол- норазмерных СПВРД в соответствии с летной программой, были построены на загородной экспериментальной ба- зе НИИ-1 (г. Тураево, филиал ЦИАМ) только к 1958 г. При испытаниях анализировались запуск двигателя, работа его агрега- тов, наработка ресурса, соответствие тягово-экономических характеристик техническим требованиям. Кроме то- го, проверялась работа реактивного сопла при полном расширении продук- тов сгорания, а также работа двигате- ля на топливе, охлажденном до темпе- ратуры -40 °C. На других стендах про- верялась работа автоматики подачи топлива, устойчивость работы СПВРД к порывам ветра в атмосфере и к дру- гим возможным внешним возмущени- ям во время маршевого полета, иссле- довалась способность системы регули- рования противостоять возмущениям по числу М и углу атаки. Также опреде- лялись характеристики натурного сверхзвукового диффузора с учетом всех неточностей его изготовления. Стендовым испытаниям придава- лось большое значение. Так, напри- Таблица 7. Основные характеристики ЖРД первой ступени КР «Буря» Индекс С2.1100 С2.1150 Годы разработки 1954-1957 Компоненты топлива - окислитель АК-27И АК-27И - горючее (Т-1) ТГ-02 ТГ-02 - топливо для привода ТНА ОТ-155 АК-27И + ТГ-02 Тяга двигателя, кгс 68614, 68443, дросселирование дросселирование до 48 274 до 48 600 Удельный импульс тяги - на уровне моря, сек. 236 233 - в пустоте, сек. 263 260 Соотношение компонентов 3,7 3,53 Давление в камере сгорания, атм 47,8, 47,8, снижение до 35,3 снижение до 35,3 Геометрическая степень расширения сопла 8.3 8,3 Частота вращения вала ТНА, об/мин 12 000 11 600 Время работы двигателя, сек. 150 150 Масса двигателя, кг 800 650 Удельная масса, кг/тс 11.65 9,5 Габариты, мм 1823x1238x1238 2034x1203x1203 Особенности Связка четырех Связка четырех автономных ЖРД автономных ЖРД, цельносварная конструкция ▲ Четырехкамерный ракетный двигатель С2.1150 (черный, на переднем плане) для ускорителей КР «Буря» в демонстрационном зале КБХМ имени А. М. Исаева Фото И.Афанасьева мер, анализ результатов первого ре- сурсного испытания РД-012У (16 мар- та 1959 г.) позволил сделать заключе- ние о соответствии двигателя техни- ческим условиям и о готовности к ра- боте в летных условиях. По предложению А. М. Исаева в каче- стве ЖРД для ускорителя «Бури» была применена связка из четырех камер, близких по конструкции к двигателю управляемой ракеты «Изделие 217» зе- нитно-ракетного комплекса С-25 раз- работки ОКБ-301 С. А. Лавочкина - с отдельными агрегатами (ТНА, газоге- нератор и арматура) на каждую каме- ру. Для упрощения конструкции было предложено запитывать газогенератор однокомпонентным топливом («жид- ким порохом») - изопропилнитратом, разработанным в ГИПХе. Компонент разлагается в газогенераторе, выделяя большое количество генераторного га- за, который поступает на турбину, и после отработки выбрасывается через отдельное выхлопное сопло. Такая схе- ма позволяла в короткий срок сделать двигатель на тягу 68 тс и создать уско- ритель для ракеты «Буря». Начальное производство двигателей с газогенераторами на изопропилнит- рате осуществлялось на опытном про- изводстве ОКБ-2 НИИ-88 совместно с заводом №88. Для отработки двигателя нужны были колоссальные по тем вре- менам стенды, которых ОКБ-2 не име- ло. А. М. Исаев предложил для экономии времени и средств отработать «четвер- тушку» двигателя - ведь каждая камера была автономна! В отделе № 16 подлип- кинского предприятия было проведено достаточно большое количество огне- вых испытаний 17-тонника на стенде с небольшим наклоном к горизонту. В филиале №2 ОКБ-1 (НИИ-229, п. Новостройка) был дооборудован стенд № 1, на котором ранее испыты- валась ракета Р-1 С. П. Королёва: он позволил проверить «на огне» всю связ- ку тягой 68 тс. На первом ОСИ при ава- рии двигателя был разрушен стенд. Как выяснилось позже, из-за дефекта сварного шва лопнули трубопроводы подачи изопропилнитрата в газогене- ратор, выполненные для облегчения из алюминия. Стенд восстановили, а 73
Космические крылья Фото из архива музея НПО имени С.А.Лавочкина ▲ Изделие 350 «Буря» (макет в цехе). алюминиевые трубки обвязки двигате- ля заменили на стальные. Испытания двигателя продолжили, и постепенно он был отработан. После показа работоспособности двигателя на автономных испытани- ях на стенде НИИ-229 первые ускори- тели с отработанными двигателями были собраны и перевезены в Химки в сектор «О» на испытательную базу за- вода №301. Там тоже все было непросто (стенд был рассчитан на тягу 8 тс), но после сложной работы к лету 1957 г. уже в про- % цессе летных испытаний «Бу- „ ри» двигатель прошел корен- | ную модернизацию - одноком- g понентный газогенератор был о заменен на двухкомпонент- ный, работавший на основ- ных компонентах топлива. Вся конструкция ЖРД была сделана цельносварной. «Буря» была готова к летным испытаниям. Согласно схеме полета, стартовала ракета вер- тикально с лафета, установлен- ного на железнодорожной плат- форме. После разгона ускорите- лями до скорости М = 3 на высо- те 18-20 Км включались СПВРД. После их выхода на режим пол- ной тяги ускорители сбрасыва- лись (штатная продолжитель- ность работы ЖРД - 80 сек), и 2 полет до района цели происхо- = дил с постоянной скоростью f М = 3,15-3,2 и плавным набо- н ром высоты (по мере выработки g топлива) до 25,5 км. На марше- ₽ вом участке полет корректиро- в вался с помощью системы авто- матической астронавигации. При приближении к цели мар- шевая ступень должна была пе- реводиться автопилотом в кру- тое пикирование на цель с отде- лением боевого ядерного заря- да на высоте около 18 км. сС ЪЗ15 К 30 июля 1957 г. на полигоне Влади- мировка (Астраханская обл.) заверши- лась подготовка технической позиции и стартовой площадки. Установщик привез к стартовому столу первую ра- кету - заводской №2/1. В испытатель- ном варианте она оборудовалась дуб- лирующей системой управления по ра- дио и приемоответчиками, обеспечи- вавшими радиолокационное сопро- чиков ▲ Плакат по подготовке к старту КР «Буря» ▼ Макет КР «Буря» на транспортно-установочной тележке вождение с земли, а также аппарату- рой для записи параметров полета и работы систем. Вместо боезаряда КР несла телеметрическое оборудование. Летные испытания начались в ав- густе 1957 г. и шли очень трудно. Пер- вая «Буря» ушла со старта 1 сентября 1957 г., первый удачный пуск (пятый) состоялся только 22 мая 1958 г. Первая серия испытаний проводи- лась в основном для летной проверки ускорителей. Отрабатывался участок выведения, запуск и работа первой ступени, разделение ступеней, запуск СПВРД и динамика управления на на- чальном участке полета. На следующем этапе летных испы- таний в задачу пусков входила отра- ботка систем ракеты по «малой трассе» (2000 км, без астронавигации) с про- веркой устойчивости управления и ра- боты двигателя маршевой ступени. Пуски начались 28 декабря 1958 г. и продолжались до конца 1959 г. Первый относительно успешный полет с вклю- чением ПВРД и достижением дальнос- ти 1315 км состоялся 29 марта 1959 г. В 1960 г. были проведены пуски ра- кет по «большой трассе» (8000 км, маршрут «Владимировка - мыс Озер- ный на Камчатке») с управлением при помощи астронавигации. В ходе испытаний маршевой ступе- ни «Бури» наблюдались отказы некото- рых ее систем, но, по словам разработ- КР, «не было серьезных замеча- ний, касавшихся аэродинами- ки и прочности конструкции ракеты, СПВРД, тепловых ре- жимов топлива, условий разме- щения имитатора груза в бое- вом отсеке, высокотемператур- ных рулевых машин, прибор- ных отсеков, отсеков астрона- вигационной системы и многих других моментов». Расчетная дальность полета не была дос- тигнута из-за перерасхода топ- лива в СПВРД. Это происходи- ло из-за повышенного лобового аэродинамического сопротив- ления центрального воздухоза- борника и самой ракеты. Нельзя не заметить, что ис- пытания основного конкурента «Бури», межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 раз- работки ОКБ-1 С. П. Королёва, проходившие не менее сложно, достигли успеха значительно быстрее. Да, «Буря» повторила судьбу «Навахо»: в то время, как «изделие 350» только начинало летать, «семерка» уже преодоле- ла расчетную дальность и выве- ла на орбиту первые искус- ственные спутники Земли. В январе 1960 г. первая ракета Р-7 встала на боевое дежурство. Стратегическая задача достав- ки боевого груза на межконти- нентальную дальность была ус- пешно решена, и 5 февраля 1960 г. руководство страны при- няло решение о прекращении 74
Последняя «Буря» и первый «Буран» Таблица 8. Летные испытания межконтинентальной КР «Буря» №пус ка п/п Дата № изд. Основные особенности и цели программы полета Результаты 1 31 июля 1957 г. 2/1 Отработка стартовых ускорителей Сработала система аварийного выключения двигателей (АВД) по при- чине разрушения клапана ОТ-155. Ракета осталась на старте. Ускори- тели подвергли переборке 2 1 сент. 1957 г. 2/1 Повторный пуск после переборки Из-за преждевременного сброса газовых рулей ракета, сделав кувы- рок в воздухе, упала и взорвалась недалеко от старта 3 31 окт. 1957 г. 2/3 - Из-за отказа ТНА произошла отсечка окислителя. Через 30 сек тяга ускорителей упала, активный полет прекратился 4 21 марта 1958 г. 2/2 Вместо маршевой ступени - ве- совой макет (баки наполнены пе- ском), полет рассчитан на 96 сек Вибрации, неустойчивый полет продолжительностью 63 сек. После 60 сек автопилот перевел изделие в пикирование 5 28 апреля 1958 г. 1-03 Заправка баков 2 и 3 водой. Рас- ходные баки заполнены топливом, а баки 1 и 4 - пустые. Штатные ус- корители и облегченная (на 30%) маршевая ступень. Диаметр воз- духозаборника ТНА уменьшен. С 50-й секунды ракета управлялась одновременно газовыми и воз- душными рулями Полет прерван на 81-й секунде из-за неисправности электрической цепи - преждевременная отсечка ускорителей 6 22 мая 1958 г. 2-01 Наполнение баков аналогично 1-03. Расходные баки заполнены топливом Полет продолжался 120 сек. Первая ступень работала нормально и выключилась на 90,5 сек, после чего произошел запуск второй ступе- ни. Разделение прошло нормально. Достигнута высота 17,3 км и ско- рость М=2,95-2,97 7 11 июня 1958 г. 3/1 Баки 2 и 3 второй ступени залиты топливом, баки 1 и 4 - пустые Пуск не состоялся из-за невыхода на режим одной из камер ЖРД уско- рителя. Сработало АВД на 6 сек. 8 3 июля 1958 г. 3/1 После замены первой ступени и переборки изделия Программа полета прервана на 56 сек из-за повреждения цепи обрат- ной связи автопилота 9 13 июля 1958 г. 3/2 Наполнение и программа полета аналогично 3/1 Программа полета продолжалась 96 сек. Был нарушен процесс рас- цепки ускорителей и маршевой ступени и движение изделия стало не- устойчиво 10 10 сент. 1958 г. 1-01 Наполнение и программа полета аналогична 3/1 и 3/2 Полет продолжался нормально до 95 сек и был нарушен после разделе- ния ступеней. Запуск второй ступени по указателю числа М=2,95-3,0. Стабилизация при расцепке нарушена, произошел несимметричный срыв потока на диффузоре до значительных колебаний тяги, но помпаж- ных явлений в диффузоре не было. На 160-й секунде полета упало дав- ление в баке 3, и работа СПВРД прекратилась 11 28 дек. 1958 г. 2-04 Наполнение и программа полета аналогичны Полет продолжался нормально до 309 сек и был прерван вследствие взрыва паров смазки в пустом топливном баке. Первая ступень отра- ботала нормально, расцепка прошла нормально без вибраций. До- стигнута скорость М=3,3-3,4 (завышены характеристики СПВРД) 12 20 февр. 1959 г. 2-05 - Ложное срабатывание АВД в одном ускорителе. Пуск не состоялся 13 29 марта 1959 г. 3-04 Наполнение и программа полета аналогичны Полет продолжался 25 мин 20 сек, достигнута дальность 1315 км. Нор- мальная работа первой ступени и расцепка без вибраций. Из-за не- нормальной работы датчиков произошло падение скорости второй ступени (обеднение воздуха) 14 19 апреля 1959 г. 2-05 Пуск после замены ускорителя Полет продолжался 33,5 мин. Программа выполнена. Дальность 1766 км по заданной («малой») трассе. Скорость М=3,15, начальная высота - 17,0 км 15 2 октября 1959 г. 2/4 Модернизированные ускорители (без ОТ-155), заправлены четыре бака второй ступени Полет продолжался 10 мин 17 сек. Программа полета выполнена. Пер- вая ступень отработала без замечаний, расцепка - без вибраций. Из- за нештатной работы датчиков запуск второй ступени произошел при М=2,87 на высоте 16,8км. Принято решение о переходе на астронави- гацию и о регулировке датчиков на М=3,15-3,20 16 20 февр. 1960 г. 10-02 «Большая трасса», полет с астронавигацией Достигнута дальность 5500 км 17 6 марта 1960 г. 10-04 «Большая трасса», полет с астронавигацией Полет прекратился на 26 мин. из-за недостаточной надежности рабо- ты СПВРД на больших углах атаки диффузора 5-8°. Достигнута даль- ность 1500 км 18 23 марта 1960 г. Пуск по «большой трассе». Стар-товая масса первой ступени 97215 кг, второй ступени - 34680 кг Ракета совершила полет по трассе на 6500 км за 2 ч 04 мин на высоте 18-24,5 км с заданной скоростью М=3,2-3,15. Запуск второй ступени произошел при М=2,85. Отсечка ДУ первой ступени произошла при М=3,2, а расцепка- на 101,3 сек. Захват звезды - на 114секпри началь- ной высоте полета 18 км. На 118 мин вследствие полной выработки топ- лива СПВРД прекратил работу. На 121 мин произошел переход на ава- рийные аккумуляторы, и выдана команда на ликвидацию. Рулями вторая ступень не отработала. Полет с потерей высоты продолжался до 124 мин (обработка материалов пуска показала перерасход топлива на 10-15%) 19 16 дек. 1960 г. 10-05 Установлен комплект астронавига- ции АН-2Ш для старта в темное вре- мя и полета в светлое время суток Достигнута дальность 6425 км при скорости М=3,1 -3,2. Полет прекра- тился после выработки топлива. Анализ работы СПВРД показал харак- терные прогары двигателя. После соответствующих доработок стой- кость и жаропрочность камеры на больших углах атаки увеличена 75
Космические крылья работ по основному варианту «Бури», оформив его постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР № 138-48сс. Однако окончательная точка в судьбе КР еще не была поставлена. 31 марта 1960 г. состоялось заседание Госкомите- та по авиационной технике (в который было преобразовано МАП) с повесткой дня «О создании разведчика на базе ра- кеты “Буря”». Докладывал С. А. Лавоч- кин, выступали М. В. Келдыш, В. М. Мя- Кадры из фильма киностудии «Моснаучфильм», снятого в 1957 г. по заказу ОКБ-301 МАП ▲ КР «Буря» готова к пуску ▲ Устаноквка КР «Буря на пусковое устройство ▲ Авария двигателя ускорителя КР «Буря» на старте 31 июля 1957 г. сищев, В. П. Уткин, П. В. Дементьев. При- нятым решением поручалось «ЦАГИ, ЦИАМ, НИИ-1, ВИАМ в двухмесячный срок обобщить все материалы, получен- ные при пусках ракеты «Буря», чтобы полученный при испытании этой раке- ты опыт использовать при конструиро- вании новых ракет и пассажирских са- молетов с зазвуковыми скоростями». Последний пункт решения гласил: «Принять, в основном, предложение т. Лавочкина о создании разведчика на базе ракеты «Буря». Первый этап - на базе существующей ракеты «Буря»; второй этап - на базе ракеты «Буря» с увеличенными скоростью, высотой и дальностью полета». Летные испытания «Бури» продолжа- лись. При пуске с системой астронави- гации, который состоялся 23 марта 1960 г. уже по «большой трассе», ракета достигла дальности 6500 км, точность попадания в цель составила 8 км. Воз- можность достижения проектной даль- ности (8000 км) сомнений не вызывала. 9 июня 1960 г. скоропостижно скон- чался С. А. Лавочкин. Угроза оконча- тельного закрытия программы «Буря» вновь стала реальностью. В связи с этим 22 октября 1960 г. руководство НИИ -1 направило в ЦК КПСС Н. С. Хру- щеву второе письмо (первое ушло 4 февраля 1960 г. после завершения полетов ракеты «Буря» по «малой трас- се»). В письме, подписанном начальни- ком НИИ-1 В. Я. Лихушиным, началь- никами лабораторий В. С. Зуевым, Г. И. Петровым, К. П. Осмининым и на- чальником отдела Е. С. Щетинковым, говорилось: «...Мы обращаемся к Вам с этим письмом, будучи уверенными в том, что при принятии решения о прекращении работ по «Буре» Прави- тельству не были доложены достаточ- но полные и объективные данные о возможностях и перспективах разви- тия крылатых ракет. Нам представля- ется, что такое решение явится серьез- ной ошибкой, по существу, уничтожа- ющей большие результаты, которые могут и должны быть положены в осно- ву развития качественно новой авиа- 76
Последняя «Буря» и первый «Буран» ционной техники как военного, так и гражданского назначения». Изложенные в письме аргументы во внимание приняты не были. Когда группа главных конструкторов, поддержанная академиком М. В. Кел- дышем и министром обороны Р. Я. Ма- линовским, в письме к Н. С. Хрущеву просила разрешение продолжить рабо- ты по «Буре», Никита Сергеевич пору- чил секретарю ЦК КПСС Ф.Р. Козлову собрать всех заинтересованных лиц и разъяснить ошибочность их позиции. На этом совещании Наум Черняков попытался доложить о результатах пусков. Фрол Козлов его перебил: «Ну что Вы хвастаете, что достигли скорос- ти 3700 км/ч. У нас ракеты теперь имеют скорость больше 20000 км/ч!» Черняков понял, что здесь техничес- кие аргументы бесполезны1... Всего было построено 19 летных эк- земпляров «Бури» (завод № 18 в Куйбы- шеве и завод № 301 в Москве), и все они были испытаны. Последние четыре ра- кеты использованы в интересах созда- ния фоторазведчика и мишени для зе- нитно-ракетного комплекса ПВО боль- шой дальности «Даль» разработки ОКБ- 301. Начавшуюся было подготовку се- рийного производства КР свернули. На этом история «Бури» закончилась... А что же «Буран»? Согласно замыслу Г. Н. Назарова, наш первый «Буран» представлял собой вертикально взлета- ющий двухступенчатый комплекс (за- водской шифр «40», ведущий конструк- тор проекта-Д. Ф. Орочко), состоявший из крылатой маршевой ступени («42», ведущий конструктор - Г. Д. Дермичев) и четырех ракетных ускорителей («41», ведущий конструктор - А. И. Злакозов). Для старта и разгона маршевой сту- пени до скорости запуска СПВРД ис- пользовались четыре ускорителя с ЖРД тягой по 70 тс каждый. Двигатели разрабатывались в ОКБ-456 В. П. Птуш- ко - будущего генерального конструкто- ра многоразовой космической системы «Энергия-Буран». После запуска мар- шевого двигателя (на высоте 18-20 км при скорости М = 3) ускорители отделя- лись, а крылатая ступень продолжала полет со скоростью 3290 км/ч на высо- тах 24-25 км. Поддержание заданного курса осуществлялось с помощью ги- роинерциальной навигационной сис- темы с астрокоррекцией от звездных датчиков, размещавшихся в отсеке на верхней части фюзеляжа, и обеспечи- вавшей точность попадания 10 км. Рассматривалось несколько вариан- тов маршевой ступени «Бурана», с раз- личной массой БЧ, которая для повы- шения точности попадания должна была отделяться от КР и пикировать на цель. Для устойчивости боеголовка (центральное тело воздухозаборника СПВРД) имела четыре небольших аэро- динамических стабилизатора. В об- щем, все каку «Бури». Стоит добавить, что параллельно с ракетой «Буря» в ОКБ-301 в 1955-1957 гг. велось пред- варительное проектирование межконтинентальной КР с ядерным прямоточным двигателем. Один из наиболее интересных вари- антов предусматривал размещение на маршевой ступени «Бурана» кабины пилота: летчик мог участвовать на оп- ределенном этапе испытаний, потом катапультировался и спускался на па- рашюте. Это решение, по замыслу раз- работчиков, позволило бы изучить особенности пилотирования гиперзву- ковых самолетов. Ч ▲ Успешные старты «Бури»: слева 21 марта 1958 г., вверху 22 мая 1958 г. Интересно, что за рубежом были осве- домлены о советских работах по МКР. Так, авторы «Международного справочника по управляемым снарядам и космическим ап- паратам», изданного в 1960 г. в США, Ф.Ор- дуэй и Р.Уэйксворд достаточно подробно описали «большой крылатый антиподный бомбардировщик Т-4А, находящийся в раз- работке в СССР» и даже поместили рисунок. Изображенный на нем ЛА напоминает «Бу- рю». Авторы справочника полагали, что «со- ветские разработки базируются на иссле- дованиях немецких ученых Э.Зенгера и И.Бредт по сверхдальнему ракетному само- лету периода Второй мировой войны». Ж Модель «Бури» на установщике Фото из архива музея НПО имени С.А.Лавочкина Кадры из фильма киностудии «Моснаучфильм», снятого в 1958 г. по заказу ОКБ-301 МАП 77
Космические крылья Авико-Пресс Кадры из фильма киностудии «Моснаучфильм», снятого в 1957 г. по заказу ОКБ-301 МАП ▲ Авария 1 сентября 1957 г. Из-за раннего сброса газовых рулей «Буря» перекувырнулась, упала на землю и взорвалась ▼ Модель КР «Буран» для продувки в аэродинамической трубе В 1957 г. были изготовлены корпус из нержавеющей стали и крыло из ти- тана для КР, рассчитанной под новую боевую часть и получившую обозначе- ние «40А». В этом же году в ЦАГИ были проведены прочностные статические и динамические испытания. Впервые в стране модели ракеты были испытаны на флаттер при сверхзвуковых скорос- тях в аэродинамических трубах ЦАГИ и в свободном полете с разгоном ракет- ными ускорителями. На стенде отраба- тывались ускорители первой ступени. В процессе создания «Бурана» уда- лось получить ответы на множество принципиально новых теоретических вопросов и решить ряд конструктивно- технологических задач. Совместно с институтами авиационных материа- лов и авиационной технологии созда- вались новые конструкционные мате- риалы, автоматические станки, техно- логия роликовой и точечной сварки тонкостенных конструкций ракеты. Специально для «Бурана» разработали рулевые приводы и смазку, обеспечи- вавшие функционирование органов управления до температуры +400 °C. В процессе опытно-конструкторских ра- бот для оценки различных характерис- тик ракеты создавались новые методи- ки. В частности, для определения нап- ряженно-деформированного состоя- ния треугольных крыльев впервые в СССР в ОКБ-23 разработали алгоритм прочностного расчета, ставшего осно- вой метода конечных элементов. Ракета должна была стартовать с на- земного стартового устройства, имевше- го несколько иную, чем у «Бури», конфи- турацию. Д ля устойчивого удержания КР на стартовом столе инженер В.К.Кар- раск, ставший впоследствии заместите- лем генерального конструктора КБ «Са- лют», предложил оригинальное устрой- ство. Предлагалось расчалить ракету тремя тросами, при этом верхние концы тросов прикреплялись к разъемному кольцу, надетому на «носик» маршевой ступени, а нижние - к стартовому столу. Такое устройство, во-первых, позволяло упростить крепление «Бурана», и, во-вто- рых, появлялась возможность произво- дить поворот всего сооружения для более точного запуска. В момент старта сраба- тывало пиротехническое устройство кольца, освобождая КР от крепления. Кроме «Бурана» и «Бури», в Советском Союзе велись работы по другим сверх- звуковым КР большой дальности. Пос- кольку по своему назначению и характе- ристикам они находятся далеко в сторо- не от целей повествования данной кни- ги, остановимся на них лишь вкратце. В период 1956-1960 гг. в ОКБ-240 Сергея Владимировича Ильюшина разрабатывался ракетный комплекс с КР средней дальности П-20С, а на ее ба- зе - противокорабельная ракета П-22 дальностью 1800-2000 км для оснаще- ния кораблей и подводных лодок. В 1961 г. ОКБ-49 Георгия Михайло- вича Бериева предложило проект двух- ступенчатой КР средней дальности П-100. Прорабатывалось два варианта 78
Последняя «Буря» и первый «Буран» 9 Крылатая ракета межконтинентальной дальности «Буран»: 1 - отделяющееся центральное тело с боевой частью; 2 - воздухозаборник СПВРД; 3 - центральная часть фюзеляжа КР с топливными баками; 4 - горгрот с иллюминаторами и системой астронавигации; 5 - крыло; 6 - хвостовое оперение КР; 7 - хвостовой отсек КР; 8 - аэродинамические стабилизаторы ускорителей; 9 - газовые струйные рули; 10 - сопло СПВРД; 11 - бак горючего ускорителя; 12 - крылья ускорителей; 13 - бак окислителя ускорителя; 14 - носовой обтекатель ускорителя Графика Александра Шлядинского 79
Космические крылья Авико-Пресс Авико-Пресс Авико-Пресс ▲ Ускоритель и крылатая ракета «Буран» в сборочном цехе ▼ Компоновка ускорителя КР «Буран». Фото с плаката ЭМЗ Мясищева системы - на дальность полета 150- 2000 км (вариант 1) и до 2500 км (вари- ант 2). КР предназначались для раз- личного использования и имели раз- ные размеры и характеристики. На базе ракет средней дальности П-100 прорабатывался проект ракетного комплекса межконтинентальной КР. Он предусматривал установку ракеты П-100 на ракетный ускоритель длиной около 20 м и диаметром 2,5 м, осна- щенным ЖРД. Общая длина комплек- КОМПОНОВКА ИЗДЕЛИЯ „41а по Д-Д исловно повернуто по стрелке Г Фото с сайта missiles.ru ▲ Макет КР «Буран» в музее ЭМЗ имени В.М.Мясищева ▲ Схема установки КР «Буран» на стартовое устройство 80
Последняя «Буря» и первый «Буран: Графика Александра Шлядинского 81
Космические крылья са составляла 30 м при стартовой мас- се более 60 т. Использование ускорите- ля позволяло без существенных дора- боток маршевой ступени увеличить дальность стрельбы до 6000 км. Сог- ласно эскизному проекту, межконти- нентальную КР предполагалось со- здать в 1964-1965 гг. Однако ни этот проект, ни все другие заказчика не за- интересовали и реализованы не были. В 1956-1959 гг. ОКБ-156 Андрея Ни- колаевича Туполева вело разработку сверхзвуковых оперативно-стратеги- ческих КР (самолетов-снарядов) «121» и «123», оснащенных ТРД. Как боевые они не состоялись, но на базе задела по этим проектам был создан беспилот- ный сверхзвуковой дальний самолет- разведчик Ту-123. В заключение главы отметим тот факт, который сторонники и защитни- ки ранних дальних КР стараются упус- тить. В целом, несмотря на достигну- тые успехи, разработка ракет «Буря» и Navaho показала, что создающиеся КР гораздо менее эффективны, чем МБР: они сложны и дороги в доводке и эксплуатации, а также уязвимы. Уже к тому времени появились зенитные ра- кеты и истребители-перехватчики, способные эффективно противодей- ствовать таким ракетам. МБР же на тот период (да и полтора десятилетия спус- тя - вплоть до момента создания и раз- вертывания систем противоракетной обороны) были фактически неуязвимы. Именно по этим, а также по некоторым другим причинам работы по сверхзву- ковым стратегическим КР как в СССР, так и за рубежом были свернуты. Тем не менее, экспериментальная от- работка межконтинентальных КР дала бесценный опыт в области сверхзвуко- вой аэродинамики и конструкции высо- коскоростных ЛА. Создание сверхзвуко- вой МКР явилось крупным шагом в раз- витии советской ракетной техники, опередившей в этом направлении США. Научные и технические результаты, полученные при разработке, построен- ная стендовая база нашли применение при создании последующих ракет с Таблица 8. Сравнительные характеристики КРМД «Буря» и «Буран» Характеристики «Буря» «Буран» Стартовая масса, кг 98 280 152000 Масса боевого заряда, кг 2350 3400 Полная длина системы, м 19,878 27,35 Высота, м 6,642 7,15 Ускорители Количество 2 4 Длина, м 18,934 21,5 Диаметр корпуса, м 1,453 1,47 Тяга при старте, тс 2x68,434 4x70,073 Компоненты топлива: - окислитель АК-27И АК-27И - горючее «Тонка» ТГ-02 «Тонка» ТГ-02 - топливо привода ТНА ОТ-155, позднее - Перекись водорода основные компоненты Маршевая ступень Стартовая масса, кг 33522 52 500 Длина, м 18,0 26,5 Диаметр корпуса, м 2,2 2,35 Размах крыла, м 7,746 11,35 Площадь крыла, м2 60,0 98,08 Диаметр ПВРД, мм 1,7 2,0 Тяга, тс 9,05 13,5 Топливо Керосин Т-5 Керосин Т-5 Система управления астронавигационная астронавигационная Проектная дальность полета, км 8000 8000* Максимальная достигнутая дальность, км 6425 - Высота полета, км 17,5-25,5 18,2-24,5 Скорость полета (число М) 3,1-3,2 3,25 Общее число пусков 19 - Из них аварийных 3 - Без учета встречного ветра -9150 км ПВРД, а также в ракетно-космической технике, в частности при определении тепловых режимов и испытании теп- лозащиты спускаемых аппаратов. При работе над межконтиненталь- ными КР было создано фактически несколько школ специалистов. Разра- ботка расширила знания во многих прикладных разделах газовой динами- ки, теплообмена и теории горения1. И, наконец, организации, участвовав- шие в разработке КР «Буря» и «Буран» , приобрели огромный опыт работы с крупными объектами ракетной техни- ки, который используется уже многие десятилетия. Графика Александра Шлядинского При рассмотрении перспективы увеличения скорости маршевого полета крылатой ракеты Е. С. Щетинков (НИИ-1) в 1957 г. изобрел гипер- звуковой ПВРД, с которым связывают будущее пилотируемой космонавтики. 82
ГИПЕРЗВУКОВОИ РАКЕТОПЛАН Х-15 Начало Первое предложение о создании са- молета, способного превысить ско- рость звука в пять и более раз, появи- лось в 1951 г. в недрах Национального консультативного комитета по аэронав- тике NACA (National Advisory Committee for Aeronautics), предшественника NASA. Мотивами для создания такого летательного аппарата, по крайней ме- ре отчасти, были результаты немецких исследований «антиподного бомбарди- ровщика» Э. Зенгера и И. Бредт. 8 января 1952 г. Роберт Дж. Вудс (Robert J. Woods) из фирмы Bell Aircraft, создатель самолетов Р-39 Aircobra, X-1 и Х-2, рекомендовал аэродинамичес- кому комитету NACA создать специаль- ную рабочую группу, которая должна заниматься проблемами управления и стабилизации летательного аппарата при полетах на сверхбольших высотах и во время входа в атмосферу с гиперз- вуковой скоростью. Через три недели, 30 января, NACA опубликовал доклад, в котором описы- вались предложения в области пилоти- руемых и беспилотных полетов в атмос- фере на сверхбольших высотах. Содер- жание его было представлено 24 июня 1952 г. на заседании Комитета по аэро- динамике. После презентации Роберт Вудс посоветовал провести фундамен- тальные исследования по проблемам космического полета и заявил, что возглавить эти работы может NACA. Для анализа имеющейся информации по данному вопросу была создана ра- бочая группа. В ее задачи входил поиск концепции пилотируемого аппарата для летных испытаний, которая могла быть реализована за два года. 30 июля 1953 г. сотрудники Авиаци- онной лаборатории имени Лэнгли NACA Клинтон Браун (Clinton Е. Brown), Уильям О'Салливан (William J. O'Sulli- van Jr.) и Чарлз Зиммерман (Charles Н. Zimmerman) предложили несколько вариантов летательных аппаратов (ЛА) для решения проблем пилотируемых космических полетов. Один предус- матривал создание некоей модифика- ции самолета Х-2, который мог бы со- вершать скоростной полет на высотах порядка 60 км. Считалось, что он смо- жет не только решить некоторые про- блемы аэродинамического нагрева, но и даст ценную информацию об услови- ях окружающей среды с минимальной плотностью атмосферы, фактически находящейся на границе космического пространства. Вместе с тем у многих ведущих спе- циалистов NACA имелось ощущение, что планку скорости и высоты прове- дения исследований необходимо под- нять. И действительно, еще 14 июля 1952 г. Исполнительный комитет NACA, формулируя новые цели для сво- их лабораторий в свете обращения Роберта Вудса, назвал и следующую: «...Направить скромные усилия на ре- шение проблем беспилотных и пилоти- руемых полетов на высотах от 50 миль до бесконечности и на скорости от М=10 и до скорости ухода из сферы земного притяжения». Новый импульс исследования полу- чили в 1953 г., когда этой же проблемой Ранние предложения группы Дж. Беккера (NACA) по гиперзвуковому ракетоплану, 1954 г. Графика Джузеппе де Чиара 83
Космические крылья озаботились ВВС и ВМС США. И авиа- ция, и флот были заинтересованы в первую очередь не в исследовательс- ких, а в боевых машинах. Научные ра- боты стояли на втором плане, но надо отдать должное американским воен- ным: они прекрасно понимали, что, не решив чисто научных проблем, боево- го самолета они не получат. Уже в 1954 г. военные круги осозна- ли, что самостоятельно им этот проект Фото с сайта www.sierrafoot.org «не поднять» ни с научной, ни с техни- ческой, ни с финансовой точки зрения. В июне представители NACA, ВВС и Бюро аэронавтики ВМС США встрети- лись для обсуждения достоинств пило- тируемого ЛА и расширения совмест- ной исследовательской программы, начало которой было положено созда- нием самолетов серии X. Предложение NACA - начать совместную программу исследований в этом направлении - было с энтузиазмом воспринято всеми тремя сторонами. 1 июля 1954 г. NACA представил в ВВС и ВМС характеристики проектиру- емого самолета. Через неделю, 9 июля, совместная группа встретилась в Ва- шингтоне и приняла решение о типе аппарата, который подходил для ре- шения поставленных задач. Результа- том этого совещания стало соглаше- ние о сотрудничестве между ВВС, ВМС и NACA, подписанное 23 декабря 1954 г. Основными задачами, стоявшими перед программой Х-15, были: - создание многократно используе- мого пилотируемого самолета для вы- сотных скоростных полетов; - исследование аэродинамических процессов при таких полетах; - создание и проверка работоспо- собности систем управления для тако- го самолета; - исследование воздействия усло- вий полета на организм человека; - создание специального скафандра для пилотов самолета. Документ предписывал создать трехсторонний рабочий орган («Коми- тет по Х-15») для координации всех работ по программе. На NACA возлага- лись функции головного контролера. ВВС брали на себя заказ эксперимен- тального самолета и его приемочные испытания на заводе-изготовителе. Затем самолет передавался NACA, ко- торый проводил программу исследо- ваний с привлечением как своих пи- лотов, так и летчиков из ВВС и ВМС. Как впоследствии указывали участ- ники проекта, «Комитет по Х-15» имел в большей степени психологическое и политическое, чем какое-то практи- ческое значение. Правда, это очень по- могало в получении бюджетных денег. Когда следовала ссылка на трехсторон- ний комитет, как правило, деньги тут же выделялись. С момента подписания этого согла- шения и можно говорить о рождении ракетного самолета Х-15, первоначаль- но носившего скромное обозначение «проект 1226». Исходная стоимость про- граммы была определена в 163 млн $ (по курсу 1957 г.). 30 декабря 1954 г. 12 фирмам, имев- шим опыт в создании самолетов с вы- сокими тактико-техническими харак- теристиками, был разослан офици- альный запрос на участие в конкурсе на разработку конструкции самолета Х-15. 4 февраля 1955 г. четыре мото- ростроительные компании получили аналогичный запрос на предложения по созданию ракетного двигателя для этого самолета. В конкурсе на X-15 приняли участие четыре крупные авиастроительные корпорации - Bell Aircraft, Douglas Air- craft, Republic Aviation и North American Aviation (NAA). Последняя предложила наибольшую цену, и тем не менее выш- ла победителем; 18 ноября 1955 г. с ней был заключен предварительный конт- ракт, позволяющий начать проектиро- вание Х-15 (NA-240), all июня 1956 г. - окончательный, предусматривающий производство трех планеров. Историки авиации пишут о следую- щем забавном казусе. 30 августа 1955 г., еще не зная о результатах конкурса, ру- ководство North American... направило в ВВС просьбу исключить ее предложе- ние из рассмотрения! Фирма была за- гружена другими заказами и не видела возможности выделить необходимое количество инженеров для работы над Х-15. Может быть, это была лишь отго- ворка: просто новый рискованный про- ект, по которому надо было произвести всего три «изделия», не выглядел прив- лекательным. Однако, узнав 30 сентяб- ря о своей победе и о возможности «рас- тянуть» график, North American сдела- ла выбор в пользу участия в X-15. Как известно, проектанты X-1, поко- рившего звуковой барьер, за основу аэродинамической концепции взяли пулю. Зная, что пули летают быстрее звука, разработчики остановились на ее форме, «приделав» к ней тонкое крыло. Ко времени начала работ по X-15 не- обходимости в такой «имитации» уже не было. Рабочий проект был утверж- ден в июле 1956 г. Конфигурацию са- молета определили главный инженер проекта Чарлз Фелтц (Charles Н. Feltz) и Харрисон Стормс (Harrison A. Storms, компания NAA) и специалисты NACA Уолтер Уилльямс (Walter С. Williams, директор Станции высокоскоростных полетов на базе Эдвардс), Хьюберт Дрейк (Hubert М. Drake) и Джон Беккер (JohnV. Becker, Лаборатория имени Лэн- гли). Постройка планера первого Х-15 началась в сентябре 1956 г. Еще на этапе предварительной про- работки перспективного исследова- тельского самолета в NACA было ясно, что его двигательная установка долж- на строиться на основе ЖРД. Когда программа была одобрена, «Комитет по Х-15» рассмотрел все имеющиеся и находящиеся в разработке ЖРД. В результате были отобраны три двигателя, удовлетворявшие исход- ным требованиям для установки на ракетоплане. Это были XLR-81-BA-1 фирмы Bell Aircraft, XLR-73-AJ-1 ком- пании Aerojet и XLR-30-RM-2, предла- гаемый Reaction Motors Inc. Оконча- тельный выбор был сделан фирмой- разработчиком планера: North Ameri- can включила в свое предложение дви- гатель XLR-30-RM-2. В феврале 1956 г. ему было дано новое обозначение - XLR-99-RM-1. 84
Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 Контракт на ЖРД был выдан 1 декаб- ря 1955 г. и вступил в силу 7 сентября 1956 г. Предполагалось, что двигатель будет разрабатываться и изготавли- ваться фирмой-субподрядчиком и пос- тавляться как готовое изделие для ус- тановки на самолет. По техническим условиям требовалось создать ЖРД, об- ладающий хорошей надежностью, с возможностью многократного исполь- зования и дросселирования тяги; он должен был позволять многократное включение в полете, а также автомати- чески выключаться в случае отказа ка- кого-либо его агрегата. Чтобы удовлетворить всем этим тре- бованиям, пришлось пойти на полную переделку проекта. Стоимость работ удвоилась, а первый летный двигатель был поставлен лишь в июле 1959 г., на год позже первоначальных сроков. Для облегчения проблем зажигания XLR-99 должен был работать на жид- ком кислороде и жидком аммиаке и развивать номинальную тягу более того времени, например, F-100, расход топлива был в 15-20 раз меньше и сос- тавлял 0,2-0,3 т/мин). Топливные баки наддувались сжатым гелием. Особен- ностью двигателя являлось то, что пи- лот Х-15 мог провести 85 % подготовки его к запуску, когда ракетоплан был еще под крылом самолета-носителя. К началу 1958 года стало ясно, что на разработку нового ЖРД потребует- ся значительно больше времени, чем на постройку планеров X-15. В резуль- тате заказчик принял решение начать летные испытания Х-15 с двумя четы- рехкамерными ЖРД XLR-11-RM-5 сум- марной тягой 16000 фунтов (7,26 тс). Они во многом напоминали двигатель самолета Х-1 и работали на жидком кислороде и водно-спиртовой смеси. При разработке Х-15 перед фирмой NAA возникла проблема, связанная с тем, что в полете различные части са- молета одновременно будут находить- ся в условиях крайне высоких и крайне низких температур (от +650 до - 185°С). ходились лишь 35%, а остальная часть конструкции была сварная. Изыскание материалов стало не един- ственной трудностью, с которой NAA столкнулась при создании ракетопла- на. Нужно было найти новую жидкость для гидравлической системы, сохраня- ющую текучесть как при высоких, так и при низких температурах. Особое внимание уделялось тому, чтобы тру- бопроводы гидросистемы содержались в условиях хирургической чистоты. Другой особенностью Х-15 являлась система управления полетом по бал- листической траектории, разработан- ная фирмой Bell Aerosystems и состо- явшая из газовых сопел на перекиси водорода, установленных в носовой части самолета и на концах крыла. Сопла обеспечивали управление при полете в безвоздушном пространстве. Для пилотов ракетоплана был раз- работан полностью герметизирован- ный летный комбинезон (скафандр) - легкий, лишенный жестких сочлене- Графика Джузеппе де Чиара 50 000 фунтов (22,7 тс) - почти столько же, сколько двигатель ракеты А-4 (V-2). Для подачи компонентов топлива в ка- меру сгорания использовался мощный турбонасос, работавший на перекиси водорода: подача велась с расходом 4,5 т/мин (у самолетов-истребителей Материалом, который мог бы выдер- жать такой перепад, были никелевые сплавы. Пришлось применить сварку в непривычных до тех пор масштабах. В то время как обычный самолет тех лет почти целиком имел клепаную кон- струкцию, у Х-15 на долю клепки при- ний. Он обеспечивал летчику искус- ственную атмосферу и полную свобо- ду движений. Большие исследования были прове- дены при разработке системы аварий- ного спасения. После детального изу- чения таких устройств, как сбрасывае- 85
Космические крылья мые подвесные или катапультируемые кабины, было решено сделать откры- тое катапультное кресло, а поверх ска- фандра летчика надеть теплозащит- ную оболочку. Условия применения самолета Х-15 потребовали, чтобы система спасения могла действовать как на земле при ско- рости 144 км/ч, так и на высоте 40 км при скорости, соответствующей числу М=4. Более того, она должна была за- щищать пилота от аэродинамического нагрева, падения давления, порывов ветра и чрезмерных перегрузок. Г рафика Джузеппе де Чиара ▲ Профиль высотного полета ракетоплана Разработка катапультного кресла за- вершилась испытаниями с использо- ванием манекенов на скоростных ра- кетных салазках на авиабазе Эдвардс; они продемонстрировали успешное катапультирование летчика на землю и аэродинамическую устойчивость кресла на сверхзвуковых скоростях. Поскольку на Х-15 предполагалось достигнуть рекордной скорости и вы- соты полета, он, как и его предок X-1, не предназначался для самостоятель- ного взлета: в точку пуска его должен был доставлять специально переобору- дованный для этой целей бомбарди- ровщик. В первоначальном проекте это был В-36, но в итоге для подвески ракетопланаХ-15 были приобретены и модифицированы В-52А №52-003 и RB-52B №52-008, которые получили новые обозначения NB-52A и NB-52B. Для превращения реактивных бом- бардировщиков в самолеты-носители они подверглись определенной дора- ботке на авиазаводе ВВС в Палдмейле. В частности, устанавливался пилон для подвески X-15 под правым крылом, между фюзеляжем и первой парой дви- гателей, и удалялась часть внутренне- го закрылка этого крыла. Из фюзеляжа NB-52 в пилон провели несколько электрических кабелей и трубопроводов, которые служили для дозаправки самолета Х-15 жидким кислородом, подачи азота в систему вентиляции комбинезона и кислорода для дыхания летчика, а также сжатого воздуха для аварийной пневматичес- кой системы освобождения ракетопла- на от самолета-носителя. До момента отделения Х-15 питался электроэнергией с борта самолета-но- сителя. В бомбовом отсеке NB-52 поста- вили бак емкостью 1500 л, который обеспечивал подпитку баков ракетопла- на нужным количеством жидкого кис- лорода вплоть до момента отделения. Член экипажа самолета-носителя, отвечавший за сброс Х-15, проверял перед стартом работу всех систем ра- кетоплана и заполнение его топливных баков. Чтобы этот летчик мог обозре- вать носовую и хвостовую части Х-15, на борту бомбардировщика NB-52 ус- тановили специальную телевизион- ную систему. Для летных испытаний Х-15 был выбран воздушный коридор протя- женностью 780 км и шириной 80 км. Он проходил над пустынной и горис- той местностью между авиабазами Уэндовер (шт. Юта) и Эдвардс (шт. Ка- лифорния). Самолет-носитель NB-52 должен был взлетать с авиабазы Эд- вардс и набирать высоту 13,7 км в зоне старта, которая выбиралась над одним из высохших озер Невады и Калифор- нии. Начальная точка ракетного поле- та выбиралась в зависимости от зада- ния и расчетной дальности полета. После отцепки Х-15 пилот ракетоплана запускал двигатель, который разгонял аппарат до необходимой скорости. Ес- ли двигатель не мог включиться, вы- полнялась планирующая посадка на за- ранее выбранной ровной поверхности в районе отцепки. Таким образом, в слу- чае аварии Х-15 мог приземлиться на дне высохших озер Смитс-Рэнч, Дела- мар, Мад, Силвер, Каддбэк и Розамонд, а кроме того - на аэродромах Палмдейл, Хидден-Хиллс и Рейлроуд-Вэлли. При нормальном запуске ЖРД Х-15 должен был выходить по баллистичес- кой траектории в верхние слои атмос- феры, а затем, выполнив управляемый вход, планировать и совершать посад- ку на поверхности озера Эдвардс. Сум- марная продолжительность полета оценивалась в 10 минут. Для контроля всех участков траектории Х-15 на трассе полета было развернуто необхо- димое радиолокационное и телеметри- ческое оборудование. 15 октября 1958 г. состоялась торже- ственная выкатка первого экземпляра X-15 из сборочного цеха на заводе фир- мы NAA в Лос-Анжелесе, и через два дня он был доставлен на авиабазу Эд- вардс. Перевозка ракетоплана выпол- нялась с большой помпой и при широ- ком участии средств массовой инфор- мации. Программа Х-15 привлекла большое общественное внимание, особенно пос- ле того, как Советский Союз выиграл гонку за первый спутник, а гонка за первый полет человека в космос еще не началась. Под влиянием этих событий консультативный комитет по аэронав- тике NACA был преобразован в Нацио- нальное управление по аэронавтике и космосу NASA1 (National Aeronautical and Space Administration). В меморандуме, выпущенном по это- му поводу, специальный помощник президента США по науке и технике д-р Джеймс Киллиан (James R. Killian Jr.) и директор NACA д-р Хью Драйден (Hugh L. Dryden) отмечали, что новое агентство унаследует от NACA богатый технический опыт, компетентность и лидерство в достижении целей при разработке пилотируемых ЛА. За прошедшие годы, говорилось в документе, рабочие группы NACA при- нимали участие в исследованиях по таким статьям, как устойчивость и уп- равляемость ЛА на сверхвысоких ско- ростях, разработка конструкций, рабо- тающих при высокой температуре, и проблемы входа в атмосферу. На самом деле часть этих работ была непосредственно направлена на реше- ние проблем разработки пилотируемо- го спутника. А программа Х-15, в свою очередь, давала большой опыт изуче- ния психологического и физиологи- ческого воздействия на летчика усло- вий полета на гиперзвуковых скорос- тях и в космическом пространстве. Та- ким образом, заключал д-р Драйден, в соответствии с намерением Закона о космической деятельности от 1958 г., преобразование NACA в NASA стало последовательным шагом. 1 Создано в соответствии с Законом о космосе от 29 июля 1958 г., приступило к работе 1 октября 1958 г. 86
Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 «Дюжина» Вначале 1960-х группа блестящих летчиков-испытателей полностью соответствовала представлению аме- риканцев о героизме. Алан Шепард, Гас Гриссом, Дик Слейтон, Джон Пгенн, Скотт Карпентер, Уолли Ширра и Гор- дон Купер были известны как «Первая семерка» (Original Seven) астронавтов, отобранных для программы Mercury. В то время, как все внимание СМИ бы- ло сосредоточено на этих парнях, другие летчики участвовали в не менее слож- ной и напряженной программе Х-15, которая не так широко освещалась в печати. По типу «Семерки» участников этой программы можно было бы наз- вать «Дюжина» или «Двенадцать иск- лючительных». Именно столько пило- тов-исследователей летали на Х-15, проторив путь системе Space Shuttle. Это были Скотт Кроссфилд, Джозеф Уолкер, Роберт Уайт, Форрест Петер- сен, Джон МакКей, Роберт Рашуорт, Нейл Армстронг, Джо Энгл, Уилльям Найт, Уилльям Дейна, Майкл Адамс и Милтон Томпсон. Многие из них впос- ▲ Шестеро из «дюжины» - пилоты Х-15 Джо Энгл, Роберт Рашуорт, Джек МакКей, Пит Найт, Милт Томпсон, Билл Дейна. Фото 1966 г. Фото NASA ледствии успешно работали и по дру- гим программам. Всех пилотов, участвовавших в про- грамме Х-15, можно разделить на че- тыре группы: - летчики-испытатели фирмы-раз- работчика; - пилоты Военно-морских сил; - пилоты Военно-воздушных сил; - пилоты Национального управле- ния по аэронавтике и космосу NASA. В первую группу входили ветеран программы ракетных самолетов Скотт Кроссфилд и его дублер Элвин Уайт. Оба работали по программе X-15 с сен- тября 1955 г. Кроссфилд облетывал первый и второй Х-15, прежде чем ап- парат передавался NASA. В общей сложности он сделал до декабря 1960 г. ▲ Роберт Уайт, Билл Дейна, Нейл Армстронг и Джо Энгл на церемонии вручения «крылышек NASA» пилотам Х-15. 23 августа 2005 г. 14 свободных полетов, после чего был занят в других проектах NAA. Эл Уайт, будучи «вечно вторым», лишь в апреле 1962 г. сделал две попытки выполнить полет на Х-15, но обе они сорвались. Пилот NASA Джозеф Уолкер слетал вторым на X-15 и совершил самые вы- сотные полеты по этой программе. Он погиб 8 июня 1966 г. при столкновении самолетов F- 104А и ХВ-70А. Большая часть полетов Х-15 была выполнена летчиками NASA и ВВС США. Шеф-пилотом программы пер- воначально был назначен летчик-ис- пытатель ВВС Айвен Кинчлоу, но он погиб в катастрофе F-104 на базе Эд- вардс 26 июля 1958 г. Эстафету принял его дублер Боб Уайт, который стал третьим пилотом Х-15. В 1970-1972 гг. Уайт командовал Летно-испытатель- ным центром (ЛИЦ) ВВС на авиабазе Эдвардс, позднее получил чин гене- рал-майора и служил в Германии, где и остался после ухода в отставку в 1981 г. Форрест Петерсен, единственный летчик-испытатель авиации ВМС в программе Х-15, пришел в нее в августе 1958 г. и успел выполнить пять свобод- ных полетов к февралю 1962 г., когда флот приостановил свое участие в ней. Петерсена перевели в истребительную эскадрилью, позже он служил на авиа- носце Enterprise и ушел в отставку в 1980 г. в ранге вице-адмирала. Джон МакКей опробовал ракетный самолет пятым. 9 ноября 1962 г. во вре- мя аварийной посадки Х-15 он полу- чил серьезные травмы, от последствий которых умер 27 апреля 1975 г. в воз- расте 53 лет. Шестой летчик Х-15 Боб Рашуорт ко- мандовал ЛИЦ ВВС в 1974-1975 гг. и вышел в отставку в 1981 г. в звании ге- нерал-майора. Летчик NASA Нейл Армстронг и пи- лот ВВС Джо Энгл впоследствии были приняты в отряд астронавтов NASA. Армстронг стал первым землянином, ступившим на Луну в 1969 г., а Энгл ле- тал на шаттлах уже в 1980-е. Представитель NASA Милт Томпсон, выдающийся летчик-испытатель, хо- тел стать одним из пилотов-исследова- телей самолетов серии X, о которой он так много слышал от Чака Игера, Скот- та Кроссфилда и Фрэнка Эвереста. Все эти люди отличались поистине детским обаянием, прочно сплавленным с фана- тической целеустремленностью. Милт Томпсон в конце Второй мировой вой- ны завербовался в авиацию ВМС, где и 87
Космические крылья Фото NASA ▲ Работы по Х-15 проводились широким фронтом: в них была задействована стендовая база NASA - от АДТ до динамических стендов, имитирующих работу отдельных систем ракетоплана завершил общую летную подготовку. Оставив флот в 1949 г., он поступил в Университет Вашингтона в Сиэттле, где получил степень по аэронавтике. После этого Томпсон пошел работать на фирму Boeing инженером по летным ис- пытаниям. Его всегда волновали новые экспериментальные самолеты серии X, которые делали фирмы Bell и Douglas. Его мечта работать по этим програм- мам в конце концов сбылась, и он попал в мекку авиационных исследований США - на авиабазу ВВС Эдвардс. В 1962 г. Милт Томпсон был назна- чен одним из шести пилотов програм- мы Х-20 Dyna-Soar. Однако в 1963 г. он предпочел перейти на уже летающий Х-15, заняв в элитной группе испыта- телей место Армстронга. В своей жиз- ни Томпсон испытал практически все, что связано с крылатым космосом, и в частности, аппараты с несущим кор- пусом (АНК), и с высоты своего опыта отмечал ряд особенностей Х-15. В од- ном из последних интервью в своей жизни он говорил, что «ракетоплан имел тенденцию к ветровому сносу на малой скорости, и у пилота не было ни- какой возможности управлять самоле- том при скорости ниже 100 узлов». Томпсон и Дейна так и остались на Эдвардсе; первый до своей смерти в 1993 г. занимал пост главного инженера Летно-исследовательского центра NASA имени Драйдена, а второй был шеф- пилотом. Уилльям «Пит» Найт, покинув Эдвардс, стал мэром города Палмдейл, в котором были построены шаттлы, и сенатором штата Калифорния. 15 ноября 1967 г. в катастрофе треть- его экземпляра Х-15 погиб последний из «дюжины» - Майкл Адамс. Спускаясь с высоты 81 км, он столкнулся с нео- бычным явлением, получившим назва- ние «гиперзвуковой штопор». Специа- листы считают, что к происшествию привело трагическое стечение обстоя- тельств - физиологическая предраспо- ложенность пилота к головокружению, его отвлечение и частичный отказ сис- темы управления. Самолет начал «што- порить» на высоте примерно 70 км, но к 36,5 км Адамсу удалось выровнять ма- шину. Свой вклад в катастрофу внес не- достаток информации, доступной на- земным диспетчерам. Как только пилот включил адаптивную систему управле- ния, она перешла в режим автоколеба- ний, и управление Х-15 было утрачено. Снижаясь с нерасчетным углом атаки, аппарат разрушился на высоте 18 900 м на скорости, соответствующей М=5. Адамс не смог катапультироваться и по- гиб при падении, став единственной жертвой в 199 полетах X-15. Явление гиперзвукового штопора тщательно проанализировали, и впос- ледствии летчики знали, как его избе- жать. Однако гибель Адамса стала пред- вестником конца программы Х-15, ко- торый совершил после этого лишь во- семь полетов. В своей книге «Каждый раз - новый рассвет» (Always Another Dawn) Милтон Томпсон писал, что Х-15 совершал по- леты «на краю космоса». И действитель- но, в конце 1950-х ВВС США решили считать астронавтами пилотов, кото- рые поднялись выше условной «круг- лой» отметки 50 миль (80 467 м). Если принять эту границу, можно сказать, что до самого последнего вре- мени Х-15 оставался единственным пилотируемым ЛА, который летал в космос, не будучи предназначенным для орбитального полета. Кроме того, американцы считают его и первым космическим кораблем многократного использования. За счет полетов Х-15 США пытались существенно оторвать- ся от СССР по числу космонавтов. Од- нако вне Америки никто такие полеты космическими не признал... Как подсказывает интуиция, грани- ца космоса должна проходить там, где, с одной стороны, еще возможен полет самолета, использующего для своей работы воздух, а с другой - на- ходится минимальный перигей замк- нутой орбиты ИСЗ. Официальный рекорд высоты для самолета, совершившего самостоя- тельный взлет, составляет 37 км - он установлен Александром Федотовым в ЛИИ имени М. М. Громова в 1977 г. Пи- лотируемые аэростаты поднимались примерно на такую же высоту, беспи- лотные достигали 50 км и выше. В то же время самый низкий перигей, при котором ИСЗ может сделать хотя бы один виток, - 90 км или немного выше. Следовательно, граница космоса про- ходит где-то на высоте от 50 до 90 км. Однако вводить критерий, определяе- мый лишь состоянием современной технологии, опасно. Здесь больше по- дошло бы общефизическое определе- ние границ космоса. Очевидными «кандидатами» на роль такой границы являются естественные неоднородности в структуре атмосфе- ры, называемые стратопаузой (между стратосферой и мезосферой) и мезопау- зой, которая отделяет мезосферу от внешней атмосферы. Но высота страто- паузы близка к 50 км, что, пожалуй, не- достаточно. Кроме того, стратосферу и мезосферу часто рассматривают вместе как «средние слои атмосферы». Поэтому кажется естественным выбрать мезопа- узу как физическую границу, которая отмечает край космоса. Она заканчива- ется на высоте примерно 80 км. Эту вы- соту Милт Томпсон и предложил при- нять за формальную границу космоса. Правда, фактическое положение мезо- паузы может меняться в пределах 10 км, в зависимости от времени и географи- ческого местонахождения. Современ- ные данные дают усредненную высоту примерно 85 км. Это не так сильно от- личается от 80 км, предложенных Томп- соном, но цифра «некруглая» и «неспра- ведливая»: если принять высоту 85 км за границу космоса, то пилота Адамса придется лишить «крылышек» астро- навта! Поэтому американцы считают, что 80 км - это разумный компромисс для установления границы космоса. Из 12 летчиков-испытателей Х-15 «крылышки» астронавтов за подъем на 50 миль получили Роберт Уайт, Джозеф Уолкер, Роберт Рашуорт, Джон МакКей, Джо Энгл, Уилльям Дейна, Уилльям Найт и посмертно - Майкл Адамс. 88
Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 Первые полеты Итак, первый самолет Х-15 был готов и передан на летные испы- тания в октябре 1958 г., второй - к ап- релю, а третий - к июню 1959 г. Первый испытательный полет, во время которого ракетоплан не отделял- ся от самолета-носителя, был осущес- твлен 10 марта 1959 г. Целью его была проверка данных, полученных при ис- следовании связки «В-52 -X-15» в аэро- динамической трубе, и опробование коммуникаций, связывающих ракето- план и носитель. До этого характерис- тики Х-15 уточнялись не только в обыч- ных в таких случаях продувках и проч- ностных испытаниях, но также при ис- следованиях аэродинамического наг- рева (проводились на моделях, выпол- ненных в масштабе 1:15, в диапазоне чисел Маха 0,6-7,0). А будущие пилоты Х-15 должны были выполнить 2000 «полетов» на тренажере, пройти испы- тания на центрифуге, в условиях высо- ких и низких температур окружающей среды, малых давлений и в состоянии невесомости (параболические полеты на транспортном самолете). Целью следующего полета было ис- пытание характеристик самолета в свободном (планирующем) полете и при посадке. Однако три раза подряд по разным причинам выполнить отде- ление от носителя не удалось. Успех пришел 8 июня 1959 г., когда пилот NB-52 Чарлз Бок выполнил на высоте 11 445 м над озером Розамонд первый сброс Х-15-1. Скорость полета была дозвуковой - не более 840 км/ч. При заходе на посадку Скотт Крос- сфилд обнаружил неадекватную реак- цию аппарата на движения ручки уп- равления по тангажу, и лишь его высо- кая летная квалификация предотвра- тила потерю самолета. Через 4 мин 56.6 сек после отцепки Кроссфилд при- землился на дне сухого озера Эдвардс. Программу полетов эксперименталь- ного самолета Х-15 можно условно раз- делить на несколько этапов, зачастую взаимно пересекающихся. На первом подрядчик демонстрировал самолеты заказчикам (ВВС и NASA) и по оконча- нии серии испытательных полетов пе- редавал NASA. В рамках этого этапа Скотт Кроссфилд должен был облетать X-15-1 и X-15-2, поднимаясь на высоту до 24 км для проверки аэродинамичес- ких и прочностных характеристик. Но программа шла очень неровно и пока- зывала, что на пути создателей новой высокоэффективной техники лежит много ям и колдобин. Второй свободный полет был выпол- нен 17 сентября на втором экземпляре Х-15, и в этот раз Кроссфилд впервые запустил на 224 сек ракетные двигате- ли XLR-11-RM-5. Как пишет историк Ричард Халл ион (Richard Р. Hallion), предполагалось, что это будет «простой контрольный полет до скорости, соот- ветствующей М=2,11 - довольно скуч- ный для 1959 года». Закончился он бла- гополучно, несмотря на поломку и воз- горание турбонасоса. Х-15-2 быстро восстановили, и Кросс- филд продолжил испытания. Второй полет «двойки» 17 октября прошел хо- рошо, но при посадке не открылась створка ниши носовой стойки. В треть- ем же, 5 ноября, скучать не пришлось: отказала топливная система и взорва- лась одна из камер нижнего двигателя. Он загорелся, Х-15 камнем падал вниз, а пилот пытался слить топливо... Пока не был готов основной двигатель XLR-99, на первом экземпляре Х-15 стояли два четырехкамерных ЖРД XLR-11 Графика Джузеппе де Чиара Фото NASA «На эмоции или какие-то личные размышления не хватает времени - все усилия направлены на выполне- ние поставленной задачи, - вспоми- нал Кроссфилд. - И ты должен дер- жать в памяти все, что надо сделать, ведь тут не до учебников и письмен- ных наставлений». Аварийная посадка состоялась на высохшем озере Розамонд. Из-за боль- ших нагрузок носовая стойка шасси «сложилась», и фюзеляж Х-15 перело- мился сразу за кабиной. Когда прибыл вертолет со спасателями, летчики за- метили, что фонарь кабины не открыт, и предположили, что при посадке Кроссфилд повредил спину. Первый спасатель вернулся за носилками, а второй попытался открыть фонарь и вставить носилки прямо в кабину. «Я очень боялся этого, поскольку ви- дел, что парень носилками может за- деть рукоятку и катапультировать кресло, - рассказывал Кроссфилд. - Я что-то кричал ему, но, поскольку забыл открыть стекло гермошлема, он ничего не слышал. Схватившись за фонарь, я держался за него как за жизнь, а он в это время дергал за фонарь с другой стороны. Только тут второй спасатель увидел, как я судорожно цепляюсь за переплет, и понял, что спина моя в це- лости и сохранности». В конце концов Кроссфилд смог открыть шлем и велел сконфуженно- му доброхоту не трогать фонарь. «Я по- нимал, что кресло [при выстреле] со- 89
Космические крылья Фото NASA ▲ Под крылом NB-52 - ракетоплан Х-15. Полет без отделения от самолета- носителя, 1960 г. жжет моего спасителя, а я погибну, так как оно катапультирует меня с земли и у меня не будет ни скорости, ни време- ни, чтобы раскрыть парашют». X-15-2 отправили на ремонт в Дауни, и он вернулся только через три месяца. Тем временем NASA приняло Х-15-1, Кроссфилд опробовал его 23 января 1960 г., и уже с марта и апреля на нем начали летать Джо Уолкер и Боб Уайт. Этот второй этап испытаний был пос- вящен освоению новых режимов и ус- ловий полета. В ходе его 12 мая 1960 г. Уолкер развил скорость 3397 км/ч, а Уайт 12 августа поднялся до 41605 м. (7 февраля 1961 г. в последнем полете с XLR-11 Боб Уайт достиг 3661 км/ч, что соответствовало М = 3,50.) Скотт Кроссфилд завершил 26 мая испытания Х-15-2, опробовйв в полете двигатели системы реактивного управ- ления. Теперь все внимание летчика- испытателя NAA было сосредоточено на Х-15-3, на который наконец-то устано- вили новый двигатель XLR-99 №105. Но прежде чем включить его в полете, нужно было провести огневые испыта- ния на земле. Первое из них состоялось 2 июня, а 8 июня Кроссфилд вновь за- нял свое место в кабине... «Меня всегда смешило, как инжене- ры пытаются вселить в летчика уве- ренность в своих силах, а когда пилот лезет в машину, они разбегаются по укрытиям, - вспоминал он. - И так всегда, как на кладбище: ты один, а вокруг тебя ни души... Мы запустили двигатель, и мне надо было прогазо- вать его на разных уровнях тяги, а за- тем отключить и включить опять. Я выключил его, запустил вновь, а он ав- томатически отключился. Тогда я на- жал на кнопку возврата к исходному положению. И в этот момент “мир расклеился'’, все взлетело в воздух! Я услышал только крик диспетчера: “Выключай!” Огонь бушевал вокруг, раздался взрыв, и кабину со страшны- ми перегрузками отбросило к границе пожара. Ощущение было такое, что я попал прямо в оранжевое чрево Солн- ца... Я отключил все, что можно, и стал ждать, когда пожар утихнет. Минут че- рез 15 на связь вышли журналисты. Я уж не знаю, через какой канал они на- щупали меня, но решил их успокоить и сказал, что единственная неприят- ность - это намокшие штаны, потому что пожарные окатили меня водой с го- ловы до пят. Ну и конечно, одна из га- зет восточного побережья на следую- ▲ Абляционная теплозащита и сбрасываемые топливные баки позволили ракетоплану Х-15 А2 достичь скорости, соответствующей числу М=6,7 Фото NASA щий день вышла с заголовком: “Х-15 взорвался, пилот надул в штаны... ”» Скотт отделался сильным ушибом шеи, а позднее у него обнаружились проблемы с глазами, и ему приходи- лось время от времени носить темные очки. Чтобы не потерять место в прог- рамме, он никому об этом не сообщал. Причиной инцидента стало разгиль- дяйство аэродромной команды, кото- рая спускала травящий из бака амми- ак в бочку с водой. В конце концов дав- ление в нем превысило предел проч- ности, бак разнесло, его обломки пов- редили соседний бак перекиси, ну а дальше понятно - взрыв и пожар. Эта авария сорвала планы еще до 1961 г. преодолеть барьер скорости в шесть «махов». Х-15-3 пришлось по су- ти собирать заново, и он вернулся на Эдвардс лишь через год. В сентябре 1960 г. XLR-99 был установлен на вто- ром самолете, и 15 ноября 1960 г. Крос- сфилд совершил на нем первый «мо- торный» полет. На почти полном дрос- селе, на 50% тяги, он достиг скорости М = 2,97. Еще два полета в ноябре и де- кабре, уже на полной тяге, продемон- стрировали всем, что машина готова к полетам за пределы атмосферы. Итак, третий этап программы Х-15 включал отладочные миссии, а полеты с демонстрацией работы двигателя XLR-99 стали четвертым этапом. На пятом этапе программы предстояло резко расширить зону полетных режи- мов машины. Но... неожиданно снова возникли технические проблемы с топ- ливной системой, разрывы пневмати- ческих дренажей, отказы предохрани- тельных клапанов. Из-за производ- ственного брака непригодными к ис- пользованию были признаны 30% за- пасных частей - явный признак серь- езных сложностей на производстве и при приеме-сдаче работы. 90
Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 Из-за нерасчетных тепловых напря- жений при полетах на максимальную скорость 11 октября и 9 ноября 1961 г. у Боба Уайта лопались внешние панели остекления кабины - материал окон и переплетов пришлось менять. Тепло- вое взаимодействие горячих вихрей из четырех термокомпенсационных ще- лей на передней кромке крыла приво- дило к деформации обшивки в полете при скорости, соответствующей числу М = 5,3, и крыло пришлось переделы- вать и укреплять. Флаттер, возникав- ший при скорости, соответствующей числу М = 2,4, вынудил заменить пане- ли обшивки, которые не только приме- нялись на Х-15, но планировались и для космоплана Dyna-Soar, который тогда разрабатывался. Блок инерциальной навигации фир- мы Sperry работал настолько неудов- летворительно, что его пришлось заме- нить блоком от Honeywell, первона- чально разработанным для Dyna-Soar. 10 января 1962 г. Форрест Петерсен сел на вынужденную на озере Мад, так как у него не включился двигатель. От- каз двигателя, развившего лишь 35% расчетной тяги, стал причиной и самой тяжелой аварии этого этапа: при совер- шении аварийной посадки на озере Мад 9 ноября 1962 г. у Джона МакКея подломилось шасси, и его Х-15-2 пе- ревернулся и разрушился. (Впослед- ствии NAA восстановила этот самолет в значительно модифицированном ви- де под обозначением X- 15А-2.) Из-за нагрева неоднократно срабаты- вал замок выпуска передней опоры шасси. 14 августа 1964 г. у Роберта Раш- уорта вышла передняя стойка при по- лете на скорости, соответствующей числу М = 4,2, а 17 февраля 1965 г. у не- го же при М = 4,3 вышли лыжи основ- ного шасси. В обоих случаях мастер- ство пилота спасло программу. Неоднократно отказывали в полете вспомогательные силовые установки Х-15. 29 июня 1967 г. у Пита Найта от- казали обе ВСУ и все электрооборудо- вание во время подъема выше 30 км на скорости, соответствующей М>4. Этот полет должен был закончиться поте- рей самолета, если бы не превосходное пилотирование Найта, который смог благополучно посадить аппарат. 3 октября 1967 г. при проверке ха- рактеристик на скорости, соответству- ющей числу М=6,7, самолет, пилоти- руемый Найтом, чуть не разрушился от аэродинамического нагрева, пос- кольку расчеты механической проч- ности деталей оказались неверными... Пришлось добавить эксперименталь- ное абляционное покрытие. Милт Томпсон писал: «Мнений о том, что именно может случиться в полете, - великое множество. Но все равно, когда тебя сбрасывают [с В- 52], неожиданно ощущаешь сильней- ший удар. Самолет может перевер- нуться. Первым делом надо запустить двигатель, что я и сделал. Меня от- бросило назад - чувствую, что не могу шевельнуть головой из-за перегруз- ки. Наконец наступил момент, когда мне надо было отключить двигатель. Я сказал Биллу Дейна: “На этом са- молете отключить двигатель - одно удовольствие... ”» «В своем первом полете на Х-15 я превысил скорость в четыре Маха, хотя ранее никогда не делал больше двух, - говорит Билл Дейна. - Все произошло быстро, быстрее, чем мне хотелось. И только когда я вышел на привычные два Маха, я снова почувствовал себя в своей тарелке и смог овладеть управлением». И еще одно свидетельство Томпсона: «При наборе высоких скоростей физи- чески ощущаешь, как нагревается кор- пус самолета и его начинает трясти, потому что металл коробится, а иногда в кабине появляются клубы дыма. Аты сидишь и не знаешь, что происходит. Летчикам-испытателям вроде бы не пристало говорить, что они боятся. Но я, скажем так, все время нервничал». Х-15-1 (бортовой №56-6670) совер- шил 142 полета под крылом В-52 и в Г рафика Джузеппе де Чиара Фото NASA Ракетоплан Х15-А2 использовался главным образом для высокоскоростных испытаний на относительно малых высотах 81 из них отпускался в «свободное пла- вание». Сейчас самолет находится в Национальном аэрокосмическом музее в Вашингтоне. К 9 ноября 1962 г. на счету Х-15-2 (№56-6671) было 52 полета «пассажи- ром» под В-52 и 31 отцепка. После ре- монта и переделки ракетоплан полу- чил удлиненный фюзеляж, сбрасывае- мые топливные баки и под обозначе- нием Х-15А-2 использовался, главным образом, для высокоскоростных испы- таний на относительно малых высо- тах. В последнем его полете была дос- тигнута скорость М = 6,7. Самолет-но- ситель 45 раз поднимал в воздух X- 15А-2, и аппарат совершил 22 «свобод- ных» полета. Сейчас демонстрируется на авиабазе Райт-Паттерсон. Х-15-3 (№56-6672) поднимался 97 раз под крылом В-52 и совершил 65 «свободных» полетов. В последнем, возвращаясь из космоса, он развил ско- рость, соответствующую числу М = 5,2 на высоте 70 км. 91
Космические крылья В космос! Первый полет в мезосферу Джозеф Уолкер совершил 30 марта 1961 г. на X-15-2. Предполагалось достичь вы- соты 45 км, но летчик «промахнулся» и поднялся на 51,7 км. 11 октября 1961г. Уайт достиг высоты 66,1 км и скорости М = 5,21. Так начинался новый этап испыта- ний Х-15 на максимальных скоростях и максимальной высоте полета. Ра- кетный двигатель запускался сразу же после отделения от самолета-носи- теля и разгонял ракетоплан до скорос- ти около 5760 км/ч. Затем наступал период невесомости, когда самолет по инерции движется к верхней точке траектории, достигая при этом высо- ты более 75 км. После этого ракето- план возвращался в атмосферу, а лет- чик должен был удерживать его стро- го по заданному курсу планирования. Перед самой посадкой с Х-15 сбра- сывался нижний вертикальный киль и выпускалось шасси. Посадка выполня- лась на ВПП 18/36 или 17/35 на ско- рости около 360 км/ч. Г рафика Джузеппе де Чиара Фото NASA Третий экземпляр ракетоплана совершил 65 полетов и разбился, попав в гиперзвуковой штопор На 9 ноября 1961 г. ракетоплан дос- тиг своей расчетной скорости (М = 6.0), а к 17 июля 1962 г. и рекордной высо- ты полета (96 км). Увы, к этому време- ни баллистическая капсула Mercury уже дважды выходила с пилотами на орбиту. Называть Х-15 «первым кос- мическим кораблем» стало неприлич- но даже среди соотечественников... Между тем потенциал ракетоплана был еще во многом не раскрыт. NAA по- лучила заказ на доработку бортовых систем для решения новых задач, а «Комитет по Х-15» подготовил новую программу полетов. Испытание новой системы управле- ния полетом МН-96 разработки Minnea- polis-Honeywell, установленной в конце 1961 г., стало ее шестым этапом. На седьмом не только расширялся диапа- зон скоростей и высот полета, но и проводились оценки ручной системы управления и предельных режимов. На восьмом этапе самолет с изменен- ной формой хвостового стабилизато- ра или носового обтекателя для изме- рения аэродинамических эффектов нес оборудование для астрономичес- ких исследований или для наблюде- ния Земли. Девятый этап, объявлен- ный в мае 1963 г., предусматривал «облет» на Х-15А-2 макета прямоточ- ного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением (ПВРДсг) на скорости около М = 8. 5 апреля 1962 г. Нейл Армстронг дос- тиг высоты 54,9 км, а 20 апреля под- нялся на 63,2 км, но во время возвра- щения «отрикошетил» от атмосферы и перелетел Эдвардс на 30 км при М = 3. Он сумел развернуться и посадить са- молет в южной части сухого озера пос- ле полета рекордной длительности - 12 мин 28 сек. 30 апреля Джо Уолкер на X-15-1 дос- тиг «края космоса» - высоты 75,2 км. Высохшее озеро Деламар в штате Невада стало начальной точкой для се- рии полетов с постепенным наращива- нием высоты. Роберт Уайт на Х-15-3 летал 12 и 21 июня 1962 г. на высоту 56,3 и 75,2 км соответственно. Х-15 был готов для штурма космоса: следующий полет запланировали на высоту 86 км. Первая попытка запуска 10 июля 1962 г. была прервана, как и две другие - 11 и 16 июля. В итоге 17 июля пилоты Джек Аллави и Гарри Арчер подняли NB-52A №52-003, неся Уайта в X-15-3 к точке запуска над Де- ламаром. Х-15 был сброшен, и Уайт за- пустил двигатель, выключив его через 82 сек. Х-15 пошел на подъем, достиг- нув выдающейся высоты - 95936 м. Тем самым Уайт заслужил «крылышки» астронавта: к тому моменту выше ле- тали только Гагарин, Шепард, Гриссом, Титов, Пгенн и Карпентер. Следующие несколько высотных поле- тов были выполнены Джо Уолкером на Х-15-3, в том числе 14 августа 1962 г. - на высоту 59,0 км; в другой раз, 20 де- кабря, вместо расчетных 53 км были достигнуты только 48,9 км. В следую- щем нужно было лишь достичь высоты 76 км, но Уолкер вторым преодолел «кос- мическую» отметку. Стартовав 17 янва- ря 1963 г. над Деламаром, он поднял X-15-3 на 82,8 км, неся эксперименталь- ный инфракрасный датчик. Полет про- должался 10 мин 59 сек. 2 мая 1963 г. эксперименты по ПК- и УФ-фотометрии были проведены на высоте 63,8 км. Затем состоялось приобщение к вы- сотным полетам Боба Рашуорта. Т7 ию- ня 1963 г. он выполнил третий косми- ческий полет Х-15, достигнув высоты 86,9 км и проведя эксперименты с УФ- и ПК-датчиками и сканером горизонта. 9 июля Уолкер достиг высоты 69,0 км. 19 июля Джо взлетел над озером Смит- Рэнч, неся целую батарею аппаратуры (УФ-фотометр, ИК-датчик, сканер гори- зонта, оптический фотометр и воздуш- ный шар для исследования плотности атмосферы). Двигатель проработал две 92
Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 Фото NASA ▲ Первый полет Х-15А-2 с макетом СПВРД. Пилот - Пит Найт, 8 мая 1967 г. впервые увидел Х-15А-2 с розовым аб- ляционным покрытием, он изумился. «Я сказал, что не буду летать на розо- вом самолете, и они закрасили [его] сверху белой краской». 21 августа Найт взлетел с новым пок- рытием и со «ставнями» и без проблем достиг «обычной» скорости М=4,94. 3 октября 1967 г. NB-52 поднял Х-15 с установленными на нем внешними топ- ливными баками и моделью ПВРДсг для летных аэродинамических испытаний. В этом полете Пит Найт достиг рекорда скорости - М=6,70, или 2021 м/с! Но модель ПВРД так нарушила аэродина- мику, что нижний стабилизатор прого- рел с обеих сторон, а сама модель отва- лилась. Это положило конец высокос- лишние секунды, и Х-15 достиг рекорд- ной высоты 106009 м, впервые превы- сив границу «космических рекордов» в 100 км, утвержденную Международной аэронавтической федерацией ЕМ. Но- вые попытки 6, 13 и 15 августа были прерваны из-за погоды и технических проблем. Наконец, 22 августа Джозеф Уолкер снова взлетел на Х-15-3 над Смит-Рэнч, достигнув высоты 107 960 м при длительности полета 11 мин 08 сек. Комплект приборов включал спектро- метр и фотометр. Это было наивысшее достижение X-15. Впервые крылатая ракета оставляла атмосферу, переходила от аэродинами- ческого полета к баллистическому, а затем возвращалась на Землю. И хотя самолет строился для гиперзвуковых исследований в пределах атмосферы Земли, он помогал проложить пути к пилотируемому космическому полету. Джон Беккер, глава комиссии NACA, ко- торая инициировала разработку Х-15, замечает: «Если посмотреть шире на влияние программы Х-15, становится ясно, что результаты, ориентирован- ные на космос, имели большее значе- ние и важность, чем вклад в гиперзву- ковую аэронавтику». «Ракетная часть» в принципе позво- ляла самолету подниматься гораздо выше - до 120 км и даже 150 км, но ос- тавались сомнения в безопасности возвращения с такой высоты, особенно в случае отказа какой-либо системы. Джо Энгл весной и летом трижды «ходил» за отметку 50 км. В частности, 8 июля 1964 г. он поднялся на 51,9 км, выполняя научные эксперименты по оптической деградации и сканирова- нию горизонта. 25 мая 1965 г. Милт Томпсон слетал в мезосферу на Х-15-1, достигнув высо- ты 54,8 км. Он стал единственным пи- лотом Х-15, превысившим 50 км, но не получившим статуса астронавта; его можно рассматривать как уникального «мезонавта». 28 мая и 16 июня Энгл со- вершил еще два полета в мезосферу, проводя эксперименты с пограничным слоем, радиометром и так называемым «сканером Лэнгли». Затем он выполнил подряд три полета в космос: 29 июня (высота - 85,5 км), 10 августа (82,6 км) и 14 октября 1965 г. (81,2 км). Джон МакКей поднялся 28 сентября 1965 г. на высоту 90,1 км, а год спустя он ушел в отставку и долго лечился от последствий аварии в ноябре 1962 г. Следующий космический полет Х-15 состоялся 1 ноября 1966 г., когда Билл Дейна достиг высоты 93,5 км, чтобы собрать микрометеориты. В начале 1967 г. NASA начало гото- вить модифицированный Х-15А-2 к ис- пытаниям на высоких числах Маха. Ап- парат был оснащен подвесными баками и получил абляционное покрытие типа MA-25S нежно-розового цвета; к сожа- лению, выгорая, оно образовывало лип- кий осадок на окнах кабины пилота. North American поставила на левую панель остекления своеобразные «став- ни» - створку, которую пилот мог отк- рывать ручкой из кабины. После запус- ка пилот смотрел через правую панель, которая начинала покрываться копо- тью при числе М = 3 и становилась пол- ностью непрозрачной при М = 6. С этого момента и до открытия «ставней» при М=3 пилот был полностью слеп. Полеты на максимальную скорость были поручены Уилльяму «Питу» Найту, который, как и Милт Томпсон, пришел из программы DynaSoar. Когда Найт ▲ Результат жесткой посадки Скотта Кроссфилда 5 ноября 1959 г. Фото NASA корсетным попыткам, а всего через ме- сяц погиб Майкл Адамс... Последний космический полет по программе Х-15 на высоту 81,5 км вы- полнил Билл Дейна 21 августа 1968 г. 12 декабря В-52 взлетел, готовясь отправить ракетоплан в 200-й полет, но проблемы с системой наведения заста- вили его возвратиться на Эдвардс. Фи- нансирование на 1969 г. не было выде- лено, и программа оказалась закрыта. По мнению участников программы Х-15, ее результаты гораздо внуши- тельнее, чем кажутся. Они ушли в тень проекта Mercury и остальных косми- ческих программ, не получив должного освещения в СМИ, хотя многое дали для разработки новых технологий, ис- пользовались при создании системы Space Shuttle и проектировании гипер- звуковых аппаратов. К 1964 г. две тре- ти всей информации, собранной с по- мощью Х-15, применялось в других программах, включая Saturn и Apollo. Говорят, мечтой знаменитого летчи- ка-испытателя Фрэнка Эвереста было стать первым человеком на Луне. Трудно сказать, мечтали ли об этом пилоты Х-15, но подспудно летчики понимали, что полеты на космических капсулах - не их удел. Иное решение 93
Космические крылья фото NASA ▲ Х-15 №2 после неудачной посадки на озере Мад, 9 ноября 1962 г. принял лишь Нейл Армстронг; он-то и оказался первым человеком на Луне! Когда в 1957 г. русские неожиданно вышли в космос, а в 1961 г. запустили корабль с человеком на орбиту, работы по Х-15 вместо ускорения неожиданно застопорились. «Верхи» решили, что будущее космической программы не за летчиками, а за астронавтами. «Мы совершили одну из самых серь- езных ошибок, свернув целую отрасль авиационной промышленности и пре- кратив экспериментальные полеты, - полагает Скотт Кроссфилд. - Програм- му наводнили медики, ракетчики и... немцы с их откровенной нелюбовью к летчикам и крылатым машинам, в ко- торых они ничего не смыслили... Эти люди совершенно не понимали, что на- дежными могут быть только системы, в которых задействован человек. Ведь когда ракета улетала, они ее никогда больше не видели. А если не улетала - то и подавно! По сей день они громко хлопают в ладоши и радостно кричат, когда что-то получается». Позже «официальная» космическая программа восприняла идеи летчиков: была создана система Space Shuttle с крылатой возвращаемой орбитальной ступенью. После закрытия проектаХ-15 работы по ЛА с несущим корпусом про- должились: аппараты HL-10, M2-F2/ F3 и Х-24А/В запускались из-под кры- ла В-52 над Эдвардсом, чтобы исследо- вать методы захода и выполнения по- садки. Они не достигали таких высот и скоростей, как Х-15, но проторили до- рожку к системе Space Shuttle. «Я всегда имел дело с крылатыми ап- паратами, аэропланами, - говорит Билл Дейна. - И хотя я всегда восхи- щался людьми, летавшими на Mercury, Gemini и Apollo, но быть участником этого мне не хотелось. Я искренне об- радовался, когда появился Space Shuttle, который вернул крылья кос- мическим аппаратам». Техническое описание ракетоплана XI построен по нормальной ~ A схеме «среднеплан» с силь- но скошенным крестообразным хвос- товым оперением и коротким трапеци- евидным крылом. Последнее имеет от- носительную толщину профиля 5%, прямолинейную закругленную (радиу- сом ~ 6 мм в целях уменьшения аэроди- намического нагрева) переднюю кром- ку с углом стреловидности 25° и тупую заднюю кромку толщиной от 54 мм в корневых частях до 9,5 мм на концах. Крыло крутки не имеет, угол его попе- речной установки равен нулю. Един- ственные подвижные поверхности крыла - закрылки. Носовая часть фюзеляжа первого опытного образца самолета выполнена в виде конуса с овальным сечением, в ней размещается кабина пилота с мо- нолитным эллиптическим фонарем, остекление которого выполнено из двух узких пластин толщиной 9,5 и 6,4 мм. Стекла разделены между собой воздуш- ной прослойкой толщиной 19 мм. Фо- нарь открывается вверх-назад. Носовая часть второго опытного об- разца сначала имела заостренный пе- редний обтекатель с удлиняющей иглой. В 1960 г. в результате проведенной мо- дификации всем самолетам были при- даны тупые носы, более оправданные при полетах с большими скоростями. Центральная и хвостовая части фю- зеляжа (круглого сечения) снабжены двумя боковыми гаргротами. Цилин- дрическая часть фюзеляжа занята от- секом оборудования (за кабиной), баком окислителя, баком системы реактивно- го управления, баком горючего и двига- телем. В боковых гаргротах находятся проводка, некоторые элементы обору- дования и ниши уборки главных опор шасси. Шасси - трехстоечное, убирае- мое вперед. Передняя опора - со спарен- ными колесами, расположена в нише под кабиной, главные опоры - со сталь- ными лыжами, заменяемыми после 5-6 посадок. Для перемещения по аэродро- му под заднюю часть фюзеляжа подво- дится специальная колесная тележка. Кабина ракетоплана - герметичная, но летчик выполняет весь полет одетым в высотный скафандр, изготовленный из пятислойной ткани, покрытой алю- миниевой краской. Скафандр для X-15 - революционный для своего времени: это один из первых полностью герметичных высотных компенсирующих костюмов. До этого летчики самолетов серии X пользовались так называемыми «час- тично герметичными высотными ком- пенсирующими костюмами» и кислород- ными масками. Это были комбинезоны, которые, подобно корсету, плотно охва- тывают все тело. В них вделаны трубки, которые при подъеме на большую высо- ту раздуваются, сжимая верхние покро- вы тела пилота и не давая крови вски- петь. В противоположность этому, ска- фандр Х-15 более свободен, поскольку имеет гермооболочку. Воздух внутри нее предотвращает вскипание крови. В последнем варианте скафандра A/P22S-2 громоздкие сочленения на руках и ногах были заменены гибкими шарнирами из нейлоновой ткани. По- верх герметизированной оболочки на- девается комбинезон из алюминизиро- ванной ткани с вшитой в него подвес- ной системой парашюта; он защищает оболочку при обычной работе летчика. Все необходимые клапаны для регули- рования давления размещены в ранце. Скафандр имеет 24 электрических вы- вода от физиологических датчиков для подключения к передатчикам телемет- рической системы. С помощью этих дат- чиков измеряются давление в оболочке и шлеме, а также температура тела пилота и воздуха в кабине. Одновременно сни- мается электрокардиограмма. Для аварийного спасения летчика предусмотрена система, которая тео- ретически позволяет катапультиро- вать пилота на опасных режимах поле- та. При аварии самолета катапультное кресло выстреливается с помощью по- рохового заряда, когда летчик нажима- ет на рычаги, расположенные по обе стороны сиденья. Вращением захватов на рычагах подрывается заряд, кото- рый отделяет фонарь от кабины, что в свою очередь приводит в действие за- ряд катапультного кресла. Оно уходит вверх и назад и стабилизируется в по- лете при помощи двух складных килей и двух телескопических консолей. Пи- лот предохраняется от воздействия большого динамического давления эк- раном, выдвигаемым вперед. Тем не менее, как показали полеты, ни один из пилотов не чувствовал себя уверенным при мысли о покидании са- 94
Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 Устройство исследовательского ракетоплана Х-15 фирмы North American Aviation: 1 - двигатель XLR-99; 2 - бак с жидким аммиаком (горючее); 3 - микро-ЖРД на перекиси реактивной системы управления; 4 - бак с жидким кислородом (окислитель); 5 - бак с жидким азотом; 6 - вспомогательная силовая установка; 7 - катапультное кресло летчика; 8 - баллоны со сжатым гелием; 9 - бак с перекисью водорода Графика Джузеппе де Чиара Рисунок NASA 95
Космические крылья Характеристики ракетоплана Х-15 Параметр Значение Назначение Высотный гиперзвуковой исследовательский самолет Экипаж Один человек Максимальная скорость полета Соответствует числу М=6,7 Динамический потолок 107,96 км Тяговооруженность самолета Максимальная взлетная масса 15422 кг (23 095 кг)* Максимальная посадочная масса 6350 кг (7765 кг) Емкость внутренних топливных баков 8165 кг (8165 кг) Емкость внешних топливных баков нет (6123 кг) Крыло Аэродинамический профиль 6005 (модифицированный) Общая площадь 8,82 м2 Включая площадь наплыва фюзеляжа 18,58 м2 Максимальная удельная нагрузка на крыло 1234 кгс/м2 (1418 кгс/м2) Размах крыла 6,82 м Средняя аэродинамическая хорда 3,13 м Корневая хорда 4,54 м Концевая хорда 0,91 м Коэффициент сужения 0,20 Удлинение 2,50 Стреловидность по передней кромке 36,75° Стреловидность на 25% линии хорд 25,64° Стреловидность по задней кромке -17,74° Поперечное «V» 0° Аэродинамическая крутка 0° Щиток (закрылок) Площадь (каждого) 0,77 м2 Размах (каждого) 1,37 м Внутренняя хорда 0,80 м Внешняя хорда 0,33 м Угол отклонения, вниз 40,0° Отношение размаха щитка к консоли крыла 0,40 Горизонтальный хвостовой стабилизатор Аэродинамический профиль 6005 (модифицированный) Общая площадь 5,88 м2 Включая площадь наплыва фюзеляжа 10,72 м2 Размах 5,51 м Средняя аэродинамическая хорда 2,15 м Корневая хорда 3,12м Концевая хорда 0,64 м Коэффициент сужения 0,21 Удлинение 2,83 Стреловидность по передней кромке 50,58° Стреловидность по 25% линии хорд 45,00° Стреловидность по задней кромке 19.28° Поперечное «V» -15,00° Отношение площадей горизонтального хвостового оперения к крылу 0,58 Площадь подвижной поверхности 4,81 м2 Угол отклонения +15,00/-35,00° Надфюзеляжный вертикальный киль Аэродинамический профиль клин 10° Общая площадь, исключая закрытую фюзеляжем 3,8 м2 Размах 1,40 м Средняя аэродинамическая хорда 2,73 м Корневая хорда 3,11 м Концевая хорда 2,30 м Сужение 0,74 Удлинение 0,51 Стреловидность по передней кромке 30,00° Стреловидность по линии 25% хорд 23,41° * В скобках - для X-15А-2 молета в экстремальных условиях. Да- же при успешном катапультировании на высокой скорости летчик мог по- страдать в результате сильного нагре- ва скафандра при трении о воздух. Поэтому предполагалось, что при аварии на больших высотах пилот ос- танется в самолете и будет падать в нем до тех пор, пока скорость для ката- пультирования не будет приемлемой. Таким образом, весь самолет до момен- та входа в плотные слои атмосферы выполняет роль спасательной капсу- лы. После этого пилот совершает обыч- ное катапультирование. Летчик свободно падает, оставаясь в кресле, до высоты 4 км. Если же ката- пультирование произошло на высоте ниже 5 км, то летчик остается в кресле лишь 3 сек. после катапультирования. Выпуск парашюта диаметром 8 м про- исходит по команде от автоматическо- го временного устройства. Как следует из названия, основной силовой установкой Х-15 является ра- кетный двигатель. Первые два образца ракетоплана опробовались с использо- ванием двух четырехкамерных кисло- родно-спиртовых XLR-11-RM-5 фирмы Reaction Motors тягой по 8000 фунтов (3.63 тс, 35,6 кН), близких по конструк- ции к двигателям самолета Х-1. Впос- ледствии на всех трех экземплярах X-15 были установлены мощные однока- мерные XLR-99-RM-1, работающие на жидком кислороде и сжиженном без- водном аммиаке. XLR-99, известный также под фир- менным именем Pioneer, был первым крупным ЖРД, предназначенным для установки на пилотируемый аппарат (развиваемая им тяга эквивалентна мощности 500 тыс. л. с.). В соответ- ствии с техническим заданием он имел широкий диапазон дросселирования (от 50 до 100 % номинальной тяги) и воз- можность повторного запуска в полете. Расчетная тяга на уровне моря - 50 000 фунтов (22.7 тс), на высоте 30 км - до 57250 фунтов (26,0 тс); удельный им- пульс на уровне моря - 239 сек., в пусто- те - до 276 сек. При массе 415 кг длина двигателя составляла 1,82 м, макси- мальный поперечный размер -1,10м. ЖРД состоит из камеры, парогазоге- нератора, турбонасосного агрегата и других элементов. Камера сферичес- кая трубчатая, имеет регенеративное охлаждение горючим и работает при давлении 4,14 МПа. Сопло - коничес- кое, с геометрической степенью рас- ширения 9,8. Парогазогенератор рабо- тает на 90-процентной перекиси водо- рода, разлагающейся в блоке катали- затора, который содержит покрытые серебром стальные сетки. ТНА мощ- ностью 1,1 МВт и частотой вращения 216 об/сек - одновальный, с осевой двухступенчатой активной турбиной и центробежными насосами. Насос окислителя - с осевой крыльчаткой пе- ред основным рабочим колесом, насос горючего с двусторонним входом. Клапаны, обеспечивающие запуск и выключение, - шаровые, управляются 96
Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 Параметр Значение Стреловидность по задней кромке 0° Площадь управляемой поверхности 2,46 м2 Угол отклонения поверхности управления ±7,50° Размах управляемой поверхности 0,95 м Подфюзеляжный хвостовой стабилизатор Аэродинамический профиль клин 10° Общая площадь, исключая закрытую фюзеляжем 3,20 м2 Размах 1,17м Средняя аэродинамическая хорда 2,80 м Корневая хорда 3,11 м Концевая хорда 2,44 м Сужение 0,78 Удлинение 0,43 Стреловидность по передней кромке 30,00° Стреловидность по линии 25% хорд 23,41° Стреловидность по задней кромке 0,00° Площадь управляемой поверхности 6,08 м2 Угол отклонения управляемой поверхности ±7,50° Аэродинамические тормоза Общая площадь 0,50 м2 Размах 0,44 м Хорда 1,03 м Угол отклонения 35,0° Фюзеляж Длина для исходного самолета Х-15 15,09 м Длина для самолета X-15А-2 15,98 м Максимальная ширина 2,23 м Максимальная глубина 1,42 м Максимальная глубина по фонарю кабины 1,51 м Площадь боковой поверхности Х-15 20,03 м2 Площадь боковой поверхности Х-15А-2 20,60 м2 Стреловидность по передней кромке кабины 60,00° Передняя опора шасси Размер пневматика 18x4,4 Радиус поворота 0,20 м Ход амортизатора 0,46 м Задняя опора шасси Две лыжи (длина, ширина) 0,92x0,19 м сжатым гелием. В центре камеры, име- ющей несколько смесительных голо- вок, установлен двухкамерный воспла- менитель: в первой камере производит- ся электроискровое зажигание жидко- го аммиака и газообразного кислорода; продукты сгорания попадают во вто- рую камеру и воспламеняют подавае- мое в нее топливо. В линиях питания этой камеры установлены кавитирую- щие трубки Вентури для поддержания соотношения топливных компонентов в пределах, обеспечивающих надежное воспламенение. Система зажигания работает непрерывно с момента вклю- чения ЖРД. Автоматическая система блокировки запуска выключает двига- тель в случае неисправности. Пилот может произвести пять повторных за- пусков двигателя в полете. При израс- ходовании одного из компонентов топ- лива происходит автоматическое вык- лючение ЖРД. Номинальный ресурс XLR-99 состав- ляет примерно 1 час (20-40 пусков на полной тяге), после чего двигатель пе- ребирается и может использоваться снова. На наземных стендовых испыта- ниях был продемонстрирован ресурс, эквивалентный двум номинальным. Емкости штатных внутрифюзеляж- ных баков Х-15 хватает на 83 сек рабо- ты двигателя на полной тяге. Х-15А-2 оснащен сбрасываемыми баками (дли- ной 6,70 м и диаметром 0,96 м), и его ЖРД может работать на номинале до 150 сек, причем сначала топливо рас- ходуется из подвесных баков, которые после опорожнения сбрасываются и спасаются на парашютах. Заправка топливом осуществляется на земле, после подвески ракетоплана под самолет-носитель. Во время полета к точке старта испаряющийся кислород восполняется из внутреннего бака под- питки, установленного на борту NB-52. Для привода органов управления, шасси, автоматики используются две ВСУ, которые располагаются за каби- ной пилота и работают на продуктах разложения перекиси водорода. Кроме баков аммиака, жидкого кисло- рода и перекиси водорода в фюзеляже, а в опытном образце Х-15А-2 также и в хвостовом отсеке, над соплом двигателя, размещены баллоны со сжатым гелием (применяется для наддува топливных баков, продувки двигателя и аварийного слива топлива) и жидким азотом. Скры- тая теплота испарения последнего ис- пользуется в системе терморегулирова- ния для охлаждения кабины, скафандра и бортовой радиоэлектроники. Штатная инерциальная система на- ведения конструкции фирмы Speriy представляет собой гиростабилизиро- ванную платформу, обеспечивающую выдачу данных о скорости, высоте и расстоянии; небольшая вычислитель- ная машина обрабатывает эти данные и выдает информацию с помощью ин- дикаторов фирмы Lear, установленных на приборной доске в кабине пилота. Система управления - комбинирован- ного типа (аэродинамическая и реактив- ная). Аэродинамические исполнитель- ные органы - управляемый дифферен- циальный стабилизатор (с отрицатель- ным углом поперечного V 15°) и управля- емые кили (основной и подфюзеляж- ный); они имели неподвижную (около- фюзеляжную) и поворотную (концевую) секции. Поворотные секции служат ру- лем направления. Подфюзеляжный киль выполнен разъемным. Его поворотная секция устанавливается после подвески Х-15 под самолетом-носителем и сбра- сывается перед посадкой. Неподвижные секции килей оканчиваются четырех- створчатыми тормозными щитками большой эффективности. В случае отк- лонения щитков на угол 90° при полете с М=2 на высоте 18 км тормозное усилие достигает 5,5 тс, а на высоте 46 км при ▲ Кабина ракетоплана: вид на доску управления и на катапультное кресло Фото музея ВВС США 97
Космические крылья Фото с сайта XPIanes.free.fr ▲ Двигатели для Х-15: однокамерный кислородно-аммиачный XLR-99 (вид сбоку и со стороны сопла) тягой 26 тс и четырехкамерный кислородно-спиртовый XLR-11 тягой 3,6 тс М=5,0 - 1,0 тс. Другими особенностями принятого крестообразного оперения являются малая относительная толщи- на плоскостей стабилизатора и клино- видный профиль килей, задняя кромка которых имеет толщину порядка 300 мм. Для обеспечения требуемых летных характеристик ракетоплана при полете на высотах свыше 36 000 м система аэродинамического управления допол- нена реактивной. Последняя работает на газообразных продуктах разложения перекиси водорода и оснащена сопла- ми, расположенными в концевых сече- ниях крыла (четыре сопла управления креном) и в передней части фюзеляжа (два сопла по тангажу и два по курсу). Сопла управления по тангажу и курсу имеют тягу 113 фунтов (51,3 кгс) при удельном импульсе 158 сек, а по крену - 40 фунтов (18.1 кгс) и 139 сек соответ- ственно. Безопасность полета повыше- на за счет дублирования реактивного управления по курсу и тангажу. Следует отметить, что по многим па- раметрам Х-15 отличался от предыду- щих самолетов серии X. Так, в его каби- не находились три аэродинамические ручки управления, каждая - для своего случая. Средняя обычно использова- лась при посадке, боковая - при разго- не (на активном участке полета), когда перегрузки достигали четырех единиц. В этом случае боковая («кистевая») руч- ка, находящаяся вблизи подлокотника кресла, значительно удобнее. Средняя и боковая ручки отклоняли аэродина- мические управляющие поверхности хвостового оперения. Третья ручка, расположенная на левом пульте каби- ны, приводила в действие реактивную систему управления. Кроме того, име- лись рулевые педали. На левом пульте в кабине летчика находится рычаг, который регулирует величину тяги основного ЖРД. (В пер- вых полетах вместо него имелось во- семь тумблеров, с помощью которых обеспечивался запуск восьми камер двигателя XLR-11; камеры могли рабо- тать одновременно или попарно.) На правом пульте находятся пере- ключатели систем радиосвязи, навига- ционные приборы и ручка управления аэродинамическими рулями, которая, как и ручка управления самолетом при полете по баллистической траектории, приводится в движение усилием всей рукоятки из-за больших перегрузок, возникающих на некоторых этапах по- лета. Расположенное на пульте дубли- рующее управление аэродинамически- ми рулями действует синхронно с обычной средней ручкой. Поскольку от пилота требовались не- дюжинные навыки, быстрота реакции и физическая сила, чтобы периодичес- ки задействовать все ручки одновре- менно, на Х-15-3 разношерстные орга- ны управления все же были сведены в один, что значительно уменьшило на- грузку на летчика. Основной целью проводившихся на Х-15 экспериментов являлась провер- ка условий полета на больших скорос- тях в верхних слоях атмосферы, а так- же исследование влияния больших скоростей и высоких температур на конструкцию планера и механические свойства материалов, оценка надеж- ности контрольно-измерительной ап- паратуры, управляемости самолета, связи с контрольными пунктами, реак- ции человека на состояние невесомос- ти и перегрузок при возвращении на землю и т. п. Все это обусловило приме- нение разнообразного оборудования и ▲ Ракетоплан Х-15А-2 в Национальном музее ВВС США. Рядом - сбрасываемый топливный бак и макет СПВРД. Обратите внимание на открывающуюся створку на лобовом стекле Фото Скотта Лоузера специальной конструкции планера. Контрольно-измерительная аппарату- ра ракетоплана (массой около 600 кг) насчитывала 650 датчиков температу- ры, 104 датчика аэродинамических сил и 140 датчиков давления. Хотя большая часть этой информа- ции накапливается в бортовом регист- раторе, некоторые данные (кардиограм- мы работы сердца летчика, температу- ры его тела и некоторых физических ус- ловий в самолете) сразу передаются по телеметрическим каналам на наземные станции. Медицинские данные о состоя- нии организма пилота анализируются авиационным врачом, а три инженера наблюдают за критическими давления- ми и температурами в корпусе и двига- тельной установке ракетоплана. Инфор- мация о ходе каждого полета дается по- казаниями наземной аппаратуры и за- писывается на магнитной ленте. Для обеспечения работоспособности конструкции в условиях аэродинами- ческого нагрева планер Х-15 выполнен из нержавеющей стали, сплавов нике- ля, титана и других жаропрочных ма- териалов. Наибольшее применение на- шел никелевый сплав Inconel-X, сохра- няющий прочность до температуры ПОСГС1. Из него изготовлены обшив- 1 Расчетный предел тепловых нагрузок - 980 °C - ни разу не был превышен. Реально замеренная температура обшивки составляла 650 °C. 98
ка, лонжероны крыла и переборки внутри баков, а также толстые носки крыла и оперения. Полностью сделать самолет из жаропрочных сплавов, ко- торые обычно применяются при изго- товлении лопаток турбин и горячего тракта воздушно-реактивных двигате- лей, не удалось: он и так был перетяже- лен. В тех местах, где не было опаснос- ти возникновения высоких температур и не возникает больших перегрузок, использованы алюминиевые сплавы. Крыло представляет собой многолон- жеронную конструкцию с нервюрами из того же «Инконеля». Массивная перед- няя кромка обеспечивает отвод тепла. Для лучшего теплоотвода вся поверх- ность самолета окрашена специальной черной силиконовой краской, которая кратковременно способна выдерживать воздействие температуры до 540°С. Ра- кетоплан рассчитан на семикратные пе- регрузки (выполнение маневров в ат- мосфере допускается с перегрузкой 4). В 1963-1964 гг. второй экземпляр был модернизирован с удлинением фюзеляжа на 0,9 м и получил дополни- тельные внешние топливные баки. Компания Martin (позднее стала час- тью Martin Marietta, а ныне - Lockheed Martin) создала эластомерный крем- нийорганический абляционный мате- риал, аналогичный тем, что использо- вались в головных частях ракет и теп- лозащитных экранах кораблей Apollo и Gemini. Его напылили на поверхность второго экземпляра ракетоплана - ма- териал был эффективен до температу- ры 1650 °C. Интересны данные об экономичес- кой стороне программы Х-15. На раз- работку, изготовление планера и про- ведение летных испытаний было из- расходовано 45% ее бюджета (напом- Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 ним, это 163 млн $), а на создание мар- шевого двигателя - треть. Удельная стоимость готового ЖРД составила бо- лее; 13 000 $ за 1 кг, тогда как планер обходился втрое дешевле - всего лишь 4260 $/кг. Инерциальная система уп- равления тоже не отличалась дешевиз- ной - целых 10 375 $/кг. Затраты на проведение одного поле- та Х-15 обходились в среднем более чем в 600 000 $, из которых 270 тысяч уходило на послеполетное обслужива- ние и ремонт самолета. Предполетная подготовка требовала участия 25 чело- век в течение 20-40 дней, причем более трети времени (порядка 38%) трати- лось на текущее обслуживание, 18% - на восстановительный ремонт плане- ра (в основном ремонта требовали шасси и остекление кабины) и силовой установки. Наконец, 12% времени за- нимало «ожидание хорошей погоды»! Неслетавшие варианты Когда фирма North American прис- тупила к изготовлению ракетопла- на Х-15, на свет появились еще не- сколько интересных проектов, а также значительное количество «бумаги». В феврале 1956 г. ВВС США начали исследование «пилотируемой баллис- тической ракетной исследовательской системы» (Manned Ballistic Rocket Rese- arch System, проект 7969) с целью со- здания аппарата для космического по- лета человека. Компании Avco, Convair, Goodyear, Lockheed, Martin и McDonnell предложили баллистические капсулы, в то время как Bell, North American, Republic и Northrop - крылатые ЛА. Предложение NAA включало Х-15, облегченный до 4500 кг и запускаемый с мыса Канаверал двухступенчатой PH на очень низкую (77x122 км) орбиту. Носитель компоновался на базе четы- рех стартовых ускорителей крылатой ракеты Navaho G-38: три в связку вок- руг четвертого на первой ступени, а четвертый - в качестве второй. Для до- выведения использовался собствен- ный двигатель XLR-99 самолета Х-15. Ракетоплан предполагалось усилить передними кромками из окиси берил- лия и теплозащитным экраном из сплава Rene-41, а также более мощны- ми элементами «горячей конструкции» из Inconel-X. Из-за низкого перигея тормозной двигатель не был нужен: в конце первого витка Х-15 совершал аэродинамический вход в атмосферу. В отличие от многих других проек- тов, этот «почти орбитальный» вари- ант Х-15 не казался фантазией: было ясно, что он устойчив в большинстве режимов полета, а двигатель XLR-99 предстояло создать в любом случае. Представляя проект, Харрисон Стормс заявил, что пилотируемый полет воз- можен через 30 месяцев после начала работ и обойдется в 120 млн $. North American Aviation ESO 7487 (1955) North American Aviation - Marquandt X 15 SERJ (1969) ▲ Варианты ракетопланов X-15 Графика Джузеппе де Чиара 99
Космические крылья Графика Джузеппе де Чиара Рисунок из коллекции Скотта Лоузера Предложение по ракетоплану с ДУ комбинированного цикла После 4 октября 1957 г. проект 7969 видоизменился и проходил под лозун- гом «Человек в космосе как можно ско- рее» (Man In Space Soonest, MISS). 27 февраля 1958 г. начальник штаба ВВС США генерал Кёртис ЛеМей (Curtis Е. LeMay) был проинформиро- ван о трех вариантах пилотируемой системы, включая аппараты типа Х-15 и Dyna-Soar, а также баллистическую капсулу, которую можно было запус- тить на низкую околоземную орбиту с помощью существующих МБР. ЛеМей не выразил никакого предпочтения, и в результате в основу проекта Mercury легла баллистическая капсула. Между тем проект орбитального ра- кетоплана Х-15В был очень интерес- ным. В кабине могли разместиться два человека, сидящие друг за другом. Тол- стая обшивка из Inconel-X должна была выдержать повышенный нагрев при входе в атмосферу. В проектных прора- ботках фигурировали профили полета от «прыжка» (кратковременный полет на малой высоте) до длительных, до 48 часов, орбитальных миссий с апоге- ями до 960 км. Используя излишки топ- лива в баках, ракетоплан мог подни- маться в апогее даже до 3000 км - прав- да, при нулевом полезном грузе, да и реальная необходимость достижения этой высоты не была очевидна. Расчеты показывали, что при возвра- щении с орбиты носовая часть X- 15В на- гревается более чем вдвое сильнее, чем у прототипа: до 1870 °C по сравнению с 650 °C у обычного X-15. Эту проблему не- обходимо было решить, поскольку «горя- чая обшивка» и конструкция Х-15 с та- кой задачей явно не справлялись. По ме- ре уточнения проекта разработчики пе- реходили от сплавов типа Rene-41 и оки- си бериллия к еще более интересным материалам и покрытиям (в том числе При создании варианта Х-15 Delta от исходного ракетоплана оставался только фюзеляж Графика Джузеппе де Чиара Фото из коллекции Скотта Лоузера экзотическим и даже ядовитым!), а так- же искали оптимальные схемы теплово- го нагружения конструкции. Корневую часть крыла можно было защитить ке- рамикой, например, окисью тория, а среднюю - окисью бериллия. Для перед- них кромок подходил ниобий, устойчи- вый до 1540 °C (этот материал предпола- галось широко использовать в конструк- ции ракетоплана Dyna-Soar), молибден (1650°C), графит (2090 °C) и, наконец, вольфрам (2620 °C). Однако эти исследования показыва- ли металлургические и технические перспективы, которые было исключи- тельно трудно реализовать, игнорируя вопросы технологичности предлагае- мых решений. Скажем, потребное коли- чество ниобия превышало годовое ми- ровое производство данного элемента! Если бы были приняты к реализации оба проекта, Х-15В и Dyna-Soar, им бы пришлось конкурировать за ресурсы... Более поздний вариант NAA исполь- зовал два стартовых ускорителя Navaho в качестве первой ступени, один - в ка- честве второй и собственный ЖРД ра- кетоплана в качестве третьей. Этот ва- риант Х-15В был по размерам больше самолета-прототипа и оснащался ЖРД XLR-105 фирмы Rocketdyne (маршевый двигатель МБР Atlas D) тягой 34 тс. В от- личие от базовой модели, X- 15В предпо- лагалось оснастить двустворчатым от- секом, который мог вмещать разнооб- разные полезные грузы для проведения экспериментов, датчики и дополнитель- ное топливо общей массой до 2200 кг. Аппарат был рассчитан на трехвитко- вый полет. 100
Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 В качестве носителя для Х-15В рас- сматривались также «большие» бал- листические ракет типа Atlas (фирмы Convair) или Titan (Martin), как одиноч- ные, так и в связке. Более того, недавно рассекреченные данные показывают, что в качестве основного носителя был выбран Saturn I, достоинствами кото- рого назывались доступность (не нуж- но было расходовать «дефицитные» в ту января 1963 г., и даже при самой вы- сокой интенсивности работ на этап вертикальных пусков и орбитальных полетов можно было выйти не раньше июня 1964 г. А поскольку первый су- борбитальный полет Dyna-Soar наме- чался тогда на июль 1962 г., Х-15В не только не опережал Х-20, демонстри- руя необходимые технологии, но и значительно отставал от него. деленного значения. Это усложняло за- дачу пилотирования, делая ее гораздо более требовательной к точности пара- метров входа в атмосферу, чем было нужно для возвращения с орбиты или даже с траектории полета на Луну. А вот сброс перед посадкой нижней по- ловины подфюзеляжного киля, умень- шая путевую устойчивость, значитель- но улучшал управляемость самолета. Рисунок из коллекции Скотта Лоузера Предложение по наиболее продвинутому варианту Х-15 с дельтавидным крылом и ГПВРД Графика Джузеппе де Чиара пору МБР) и то, что эта «гражданская» ракета не была связана с военными программами. Saturn I был слишком «толстым» для небольшого ракетоплана, и предполага- лось взять от него только первую сту- пень, дополнив ее второй ступенью от другого изделия, например, от «Титана». В таком варианте Х-15В сохранял дви- гатель XLR-99. В хвосте должны были стоять еще и восемь XLR-101 фирмы Rocketdyne, играющие роль тормозной установки для схода с орбиты. Воздушный запуск мог бы обеспечи- вать более гибкие варианты эксплуата- ции Х-15В, в зависимости от того, ка- кие миссии предполагалось испол- нять. Кое-что мог дать и NB-52, однако в то время ВВС были заинтересованы в сохранении программы самолета-бом- бардировщика В-70 «Валькирия» ком- пании NAA. Запуск на сверхзвуковой скорости (число М = 3) и высоте более 21 км позволял существенно увеличить энергетику ракетоплана, сохраняя все достоинства воздушного старта. Серьезная проработка Х-15В шла по крайней мере до конца 1959 г. Сто- ронники программы говорили о необ- ходимости испытать на ракетоплане некоторые решения, которые можно было применить в проекте Dyna-Soar. Но современное изучение документов выявляет нестыковку графиков. Ста- дия проектирования должна была продолжаться с декабря 1959 г. по февраль 1962 г., а в октябре 1962 г. на- до было начинать изготовление. По всему получалось, что первый Х-15В никак не мог быть готов к полетам до Идея Х-15В не вызвала интереса у заказчиков: NASA было слишком заня- ты «Меркурием», а ВВС - Dyna-Soar и борьбой с министром обороны Робер- том МакНамарой. Несколько расширяли возможности Х-15 предложения о создании на его ба- зе ЛА с гиперзвуковой крейсерской ско- ростью. В одном варианте предлагалось использовать ПВРДсг (ГПВРД); в другом аппарат оснащался двумя твердотоп- ливными ускорителями Castor, с кото- рыми мог бы взлетать прямо с земли, без использования самолета-носителя. Предлагались варианты запуска с борта Х-15 ракеты на базе верхних сту- пеней «Скаута», несущей маленький спутник. Гйбель Адамса и закрытие программы сделали реализацию этого плана невозможной, но идея была воп- лощена в жизнь уже в 1990-е годы, когда компания Orbital Sciences создала кры- латую ракету-носитель Pegasus, стар- тующую с борта тяжелого самолета. Интересно отметить, что летные ха- рактеристики Х-15 в целом замеча- тельно согласовывались с расчетами и результатами продувок, но коэффици- ент торможения в хвостовой части ра- кетоплана оказался на 15% выше, чем было рассчитано по результатам иссле- дований в аэродинамической трубе. Достаточно странным было и то, что хвостовое оперение с клиновидным профилем, введенное для улучшения продольной устойчивости на гиперзву- ковой скорости, вызывало серьезную неустойчивость по каналу крена, в ре- зультате чего самолет не мог нормаль- но летать при углах атаки больше опре- При сброшенном киле Х-15 мог летать при таких режимах, которые ранее не поддавались контролю... Вообще аэродинамики отмечали не очень удачный выбор общей конфигу- рации X-15 с крылом, имеющим относи- тельно малую стреловидность. Счита- ется, что она стала причиной по край- ней мере двух летных происшествий. Для расширения режимов полета бы- ла предложена новая концепция Х-15 с дельтавидным крылом. Проект был очень близок к реализации, он стал те- мой для многих исследований и разра- боток, давая надежду на продолжение программы до 1972-1973 гг. Его сторон- ники в NASA, особенно Джон Беккер из Центра Лэнгли, считали идею весьма привлекательной: по их мнению, дель- тавидное крыло как нельзя лучше под- ходило для гиперзвуковых ЛА. Для гиперзвукового крейсерского по- лета при числе М=7-8 было разработа- но крыло специальной конфигурации. Остальные элементы конструкции ра- кетоплана (фюзеляж, ракетный двига- тель, органы управления и другие сис- темы базового Х-15) поначалу сохраня- лась с минимальными изменениями, как и система запуска с самолета-но- сителя NB-52 и полигонный комплекс. Кроме North American, интерес к этой концепции выразили Lockheed, North- rop и Republic, так что предполагалось решать вопрос с основным подрядчи- ком на конкурсной основе. По оценкам 1965 г., программа, рассчитанная на период с 1967 по 1973 г. и включавшя 37 исследовательских миссий, должна была стоить всего 29,75 млн $. Первый 101
Космические крылья полет планировался на январь 1969 г., а последний - на декабрь 1972 г. «Комитет по Х-15» отказался участ- вовать в выборе основного подрядчика на поставку дельтавидного крыла, но формально согласился передать изде- лие Х-15-3 для модификации по окон- чании основной программы полетов. Лишь 13 марта 1967 г., через два года после начала переговоров NASA и ВВС, Исследовательский центр имени Лэнгли выдал запрос на предложения с целью: 1) разработки эскизного проекта для оценки модификации X-15-3 в вариант с дельтавидным крылом; 2) достаточно точной оценки эффек- тивности, массы, стоимости и сроков для такой модификации. Только по второму пункту NAA пред- ставила двухтомник в 500 страниц, со- держащий концепцию проекта и данные по затратам - и это было только предло- жение дня дальнейших исследований! Насколько можно понять из доступ- ных источников, другие упомянутые подрядчики предложений на рассмот- рение не представили. Возможно, их от- каз от дальнейшего участия в конкурсе был косвенным признанием опыта NAA в области гиперзвукового полета. К этому времени North American уже более года испытывала дельтавидное крыло для Х-15 в аэродинамических трубах: в собственных низкоскоростных и сверхзвуковых, а также в 20-дюймо- вой сверхзвуковой трубе Центра Лэнг- ли. Продувкам подвергались модели ЛА в масштабах 1:15 и 1:50 в диапазо- не чисел Маха от 0,2 до 6,9. Дельтавидное крыло площадью 56,1 м2 в плане имело стреловидность по передней кромке 76°, но размах та- кой же, как у обычного Х-15, чтобы из- бежать проблем при подвеске под NB- 52. Элевоны в задней части крыла, по 2,87 м2 каждый, обеспечили управле- ние по тангажу и крену, отклоняясь в диапазоне 4,5° вверх или 5,0° вниз. Расположение крыла стало темой для многих дебатов, так как его было необ- ходимо увязать с размещением экспери- ментального ПВРДсг массой около 450 кг. Не совсем понятно было, какой мате- риал использовать для крыла: он дол- жен был быть устойчив для температу- ры 1315 °C. NAA планировала сделать сегментированную переднюю кромку из ниобиевого сплава. Выяснилось также, что ни один из доступных ме- таллических сплавов для изготовления нижней поверхности крыла использо- вать нельзя: необходимо было покрыть крыло теплозащитой. Вообще, данные проработки компа- нии North American напоминали иссле- дования по концепции корабля системы Space Shuttle, которые начались при- мерно тогда же или чуть позже. Одно из наиболее перспективных направлений заключалось в использовании металли- ческих тепловых экранов, приклеенных к основной конструкции через слой теп- лоизоляции с низкой плотностью, «за- жатой» между экраном и обшивкой кры- ла. Такой защитой предполагалось зак- рыть область шириной около 60 см сра- зу за передней кромкой; далее воздуш- ный поток «выглаживался» в достаточ- ной степени дня того, чтобы температу- ра поверхности находилась в пределах работоспособности незащищенного ни- келевого сплава. Длину самолета пришлось увеличить на три с лишним метра - до 19,04 м. Это фактически означало изготовление но- вого фюзеляжа, во всяком случае, его части от кабины и до среза сопла. Для установки нового дельтавидного крыла отсек топливных баков был удлинен на 2,3 м. (В это время NAA вела испытания образцов из сплавов Rene-41 и Inconel- 718, чтобы определить, какой материал лучше подходит к этой части конструк- ции планера. Проверки велись до того самого закрытия программы.) Объем между баками жидкого кисло- рода и аммиака предполагалось исполь- зовать для размещения в центре масс стандартного приборного отсека. Поза- ди топливных баков, перед двигателем, добавлялся новый отсек длиной 0,74 м. В нем могли размещаться топливо и сжа- тые газы для ГПВРД, или измерительная аппаратура, если это требовалось. Про- ектанты также хотели заменить сущест- вующую оживальную переднюю часть фюзеляжа (перед кабиной) на новую коническую секцию с углом 20° и полу- монококовой конструкцией (внешняя обшивка из сплава Rene-41 и каркас из Inconel-X или Inconel-718). Для внут- ренней обшивки отсека оборудования использовался титан. Для начального разгона ракетопла- на рассматривались несколько раз- личных силовых установок: двигатели семейства LRU фирмы Reaction Motors, LR-81 -BA-11 фирмы Bell и LR-91 -AJ-15 фирмы Aerojet. Последний ЖРД пустот- ной тягой 45,4 тс со второй ступени ра- кеты Titan II и был выбран. Он мог при- дать ракетоплану стартовой массой 23807 кг и конечной 8611 кг макси- Графика Джузеппе де Чиара, рисунок из коллекции Скотта Лоузера 102
Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 Ракетоплан Х-15В должен был запускаться на ракетном ускорителе от Navaho мальную скорость 2667 м/сек. Заме- тим, что установка ПВРДсг уменьшила бы эту скорость примерно на 120 м/сек. В литературе обычно указывается, что при доработке X-15-3 по этому про- екту от исходного самолета оставались лишь кабина экипажа и конструкция опорной моторамы в хвостовой части фюзеляжа. Это не так: большая часть электроники, в том числе инерциаль- ная система наведения, также остава- лась в неизменном виде. Однако, по крайней мере с точки зрения массы (как конструкции, так и стартовой), са- молет был фактически новым. Разработка дельтавидного крыла ве- лась до 15 ноября 1967 г., когда погиб Майк Адамс и был разрушен X-15-3. Еще более радикальным предложе- нием по развитию ракетоплана с дель- тавидным крылом была концепция са- молета с маршевым ГПВРД. В этом ва- рианте от базового Х-15 действительно осталась только кабина. По некоторым данным, этот вариант рассчитывался на числа М до 12. Для разгона предпо- лагалось оснастить ракетоплан очень мощным ЖРД: в частности, рассмат- ривался кислородно-водородный J-2 от верхних ступеней ракет-носителей Saturn 1В и V. В отличие от предыду- щих вариантов, ГПВРД планировалось интегрировать в конструкцию аппара- та, как это делается в современных ▲ Профиль полета Х-15В при запуске на ракетном ускорителе от Navaho Графика Джузеппе де Чиара Графика Джузеппе де Чиара проектах. По этой концепции ничего сделано не было. К экзотике можно отнести также кон- цепцию системы дозаправки на гипер- звуковой скорости HIRES (Hypersonic In-flight Refueling System). Компании Convair, Douglas и North American рас- сматривали ее как попытку дозаправ- ки одноступенчатого орбитального космоплана Aerospaceplane в полете при скорости, соответствующей М=6. Эта концепция продвинулась доста- точно далеко: дошло до обсуждения возможности использования двух Х-15 для проверки идеи. Однако оставались трудности подготовки, одновременно- го полета и совместного пилотирова- ния двух Х-15. Большинство экспертов склоняются к тому, что эксперимент, скорее всего, не удался бы. Резюме Со всей уверенностью можно ска- зать, что достижения программы Х-15 превысили все ожидания разра- ботчиков. Экспериментальный само- лет, предназначенный прежде в^его для исследований в области гиперзву- ковой аэродинамики, дал богатую ин- формацию во многих других областях, включая конструкцию и материалы, проблемы пилотирования, проектиро- вание систем управления полетом и эффективность, взаимодействие аэро- динамической и реактивной систем управления, наведение и навигацию, а также подход к зоне посадки на аэрод- роме и поведение при посадке. Аппа- рат служил также летающей лаборато- рией при проведении экспериментов, связанных с космосом - от астрономии до исследования микрометеоритов. Таким образом, Х-15 стал преемни- ком Х-1: если один исследовал эффек- ты полета на сверхзвуковой скорости, то второй - на гиперзвуковой. К маю 1968 г. результатом программы стал выпуск 766 технических бюллете- ней, что эквивалентно двухлетней рабо- те (по полной рабочей неделе) исследо- вательского центра федерального под- чинения с персоналом 4000 человек. В специальном отчете, законченном в 1969 г., Джон Беккер выделил 66 дости- жений программы Х-15, среди которых: 103
Космические крылья - разработка и демонстрация пер- вого мощного многоразового дроссели- руемого ЖРД для установки на пило- тируемом объекте; - первое применение результатов теоретических расчетов и продувок в аэродинамических трубах, которые привели к созданию реального гипер- звукового ЛА; - разработка хвостового оперения с клиновидным профилем для решения проблемы продольной устойчивости на гиперзвуковых скоростях; - первое использование реактивной системы для управления ориентацией пилотируемого объекта в космосе; - первое применение конструкции многократного использования из свер- хпрочного сплава, способной противостоять ожидаемым < температурам и температур- ° ным градиентам при гиперзву- ковом входе в атмосферу; ё - развитие новых методов получения, механической об- работки, сварки и термообра- ботки сплавов Inconel-X и ти- тана; - разработка улучшенных высокотемпературных тепло- изоляционных и смазочных материалов; - разработка датчиков для непосредственной работы в набегающем потоке при тем- пературе торможения 1900 °C; - разработка первого пол- ностью герметичного скафандра для защиты пилота в космосе; - разработка системы азотного кон- диционирования кабины; - разработка инерциальных систем, способных функционировать в широ- ком диапазоне условий полета; - открытие того, что гиперзвуковой пограничный слой является турбулент- ным, а не ламинарным; - открытие того, что коэффициенты турбулентного нагрева оказались зна- менательно ниже, чем предсказыва- лось в соответствии с теорией; - первое прямое измерение гипер- звукового сопротивления обшивки, ко- торое оказалось ниже ожидаемого; - открытие «горячих точек», ге- нерирующих нерегулярности потока на поверхности; - открытие методов корреляции донного сопротивления с результата- ми продувок в АДТ для исправления начальных расчетов; - разработка индикаторов для пило- тирования аппарата на всех режимах полета; - демонстрация способности пило- та управлять ракетопланом при полете в атмосфере; - разработка крупногабаритных ба- ков, сбрасываемых на сверхзвуковой скорости; - демонстрация успешного перехо- да от аэродинамических средств уп- равления к реактивным и обратно; - демонстрация способности пило- та работать в условиях невесомости; - первая демонстрация входа в ат- мосферу пилотируемого аппарата с использованием подъемной силы; - первое применение методов обмена энергии от разгона и баллистического полета к планированию и терминально- го маневрированию при возвращении; - первая разработка наземной сис- темы управления полета и безопаснос- ти полигона, работающей в режиме ре- ального времени, включающей центр управления, прогнозирования, анали- за траекторий полета и контроля фи- зиологических параметров пилота. Рассматривая все 199 полетов трех экземпляров Х-15, даже с учетом фа- тального исхода миссии Адамса, можно сказать, что безопасность программы ▲ С чувством юмора у пилотов Х-15 все в порядке была на достаточно высоком уровне. Достигалось это хорошим планирова- нием операций и великолепной подго- товкой пилотов, техники и обслужива- ющего персонала. Летчики-испытате- ли прекрасно понимали риск работы с экспериментальным самолетом. Статистика Х-15 показывает, что ра- кетоплан в среднем выполнял 21 полет в год. Это хорошо коррелируется с пос- ледующим опытом эксплуатации систе- мы Space Shuttle до момента потери «Челленджера» в январе 1986 г. Уже в ходе проведения летных экспе- риментов в первой половине 1960-х са- молет Х-15 рассматривался как серьез- ный конкурент ракетоплану Х-20 Dyna- Soar. В некоторых аспектах, таких как экспериментальная натурная отработ- ка техники гиперзвукового полета, он выглядел если и не предпочтительнее, то уж по крайней мере реалистичнее. Наиболее же продвинутый орбиталь- ный вариант X- 15В способствует пони- манию ранних дней пилотируемой кос- монавтики времен холодной войны. Необходимо отметить флер таин- ственности, окружающий этот вариант Х-15, как, впрочем, и другие подобные проекты «эпохи Dyna-Soar». Даже сей- час основная часть информации об этих работах недоступна. Очевидно, что такой уровень секретности в значи- тельной степени обусловлен как мини- мум двумя факторами. Во-первых, в го- ды холодной войны США не могли до- пустить утечек стратегически важных технических данных. Во-вторых, иссле- дования гиперзвукового полета с ис- пользованием Х-15 были успешны, а их результаты имеют важное значение и в настоящее время. Заметим, что база данных по аэродинамическим характе- ристикам Х-15 на гиперзвуковых ско- ростях была использована специалис- тами фирмы Orbital Sciences при созда- нии PH воздушного старта Pegasus. Это сэкономило пару лет времени и нес- колько десятков (как минимум) миллио- нов долларов, которые при обычном подходе были бы затрачены на продув- ки в АДТ. Нет сомнений, что наследие программы Х-15 актуально и сейчас, когда в США широким фронтом ведутся работы в области гиперзвуковых воз- душно-космических систем. Наряду с Dyna-Soar, проект ракетоплана Х-15 отражает целый пласт поисковых ра- бот, проводившихся в США накануне прорыва человека в космос. Во второй половине 1950-х годов облик пилоти- руемого космического кораб- ля был отнюдь не очевиден. Многим специалистам, и гражданским и военным, крылатый космоплан предс- тавлялся логическим связу- ющим звеном между авиаци- ей и космонавтикой. Отчасти Х-15 можно считать летаю- щей лабораторией для отра- ботки решений и снижения рисков проекта Dyna-Soar. А орбитальный вариант Х-15В мог слу- жить подстраховкой для Х-20. Dyna-Soar и Х-15В конкурировали не столько между собой, сколько с бу- дущим кораблем Mercury. Вероятно, только спешка в «космической гонке» с СССР обусловила выбор в пользу бал- листической капсулы. С другой сторо- ны, Х-15 не мог служить полноценным «демонстратором» более продвинутого Х-20 в силу слишком больших разли- чий в аэродинамической компоновке. Вот что говорил по этому поводу Милт Томпсон: «Аргумент, который двигал “Меркурий”: необходимость выйти на орбиту настолько быстро, насколько это возможно. Программа участвовала в гонке с русскими, и самый быстрый путь состоял в том, чтобы реализовать простой подход, заключавшийся в сое- динении баллистической ракеты и кап- сулы. Последняя - это, по существу, пи- лотируемая боеголовка. На то, чтобы разработать самолет типа Х-20, требо- валось еще два или три года. Этого вре- мени в гонке с Россией не было!» Иными словами, столкнувшись с це- лым рядом трудноразрешимых техни- ческих проблем, наиболее острой из которых была проблема тепловых на- грузок, инженеры, военные и полити- ки сделали выбор в пользу «капсулы» - фактического аналога головной части баллистической ракеты. Как знать, если бы в запасе у США были бы еще 2-3 года, о которых мечтал Томпсон, возможно, современная космическая техника выглядела бы по-другому. 104
Глава 6 ПЕРВЫЕ ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ КРЫЛАТЫЕ КОРАБЛИ Успешные запуски первых искус- ственных спутников дали мощный толчок развертыванию практических работ в области пилотируемой космо- навтики. На передний план вышло скорейшее подтверждение возможнос- ти создания аппаратов, которые могли бы не только облетать Землю по орби- те, но и выполнять некие полезные действия. Для военных это были, ко- нечно, не регистрация космических лучей, микрометеорных потоков или измерение температуры и плотности верхних слоев атмосферы (что, конеч- но, само по себе важно), а прежде всего наблюдение и разведка. Причем для уровня техники конца 1950-х годов бы- ло характерно некое недоверие к «глу- пой и ненадежной электронике»: ну кто бы мог подумать, что ящик с радиолам- пами, переплетениями проводов, мас- сивными катушками трансформато- ров и блоками реле сам сможет искать военные объекты на территории про- тивника, пролетая над ней с огромной скоростью на высоте нескольких сот километров? Конечно, на спутнике должен находиться человек... Авиационные конструктора предпо- лагали, что первым пилотируемым кос- мическим кораблем станет некий сим- биоз ракеты и скоростного самолета. Об этом свидетельствуют работы, про- веденные в самом конце 1950-х годов в крупнейших авиационных КБ Советс- кого Союза и проектно-конструкторс- ких отделах сильнейших авиастрои- тельных корпораций Соединенных Штатов. Однако время показало оши- бочность взглядов корифеев авиации. Причем ошибка вкралась не в инже- нерные расчеты, а в неумение приспо- собиться к меняющейся политической ситуации. На базе результатов, полученных в ходе выполнения предыдущих научно- исследовательских и опытно-кон- «Лапоток» Цыбина структорских работ, в том числе по те- мам «Буря» и «Буран», специалисты ЦАГИ приступили к исследованию ги- перзвуковых пилотируемых и беспи- лотных ЛА по заказам организаций, уже начавших разработку пилотируе- мой космической техники. В конце 1950-х военно-политическое руководство страны стало обращать самое пристальное внимание на воз- можность решения важных военных и военно-политических задач путем ос- воения и использования новой среды - космического пространства и верхних слоев атмосферы. Этим непреминул воспользоваться руководитель ОКБ-1 ГЬскомитета по оборонной технике (ГКОТ) Сергей Павлович Королёв. Оснащение третьей ступенью меж- континентальной баллистической ра- кеты Р-7, с помощью которой на орби- ту были запущены первые в мире ИСЗ, позволяло увеличить массу ПГ, выво- димого на низкую околоземную орби- ту, с 1,5 до 5 т. Такой прирост энергети- ческих возможностей переводил пило- тируемые полеты из области фантазий и предварительных изысканий в прак- тическую плоскость. В соответствии с Постановлением Совмина № 569-264 от 22 мая 1959 г. ОКБ-1 приступило к созданию объекта 1К («Восток-1») для экспериментальной отработки основных систем и кон- струкции автоматического спутника- разведчика, а также спутника, пред- назначенного и для полета человека. Последние слова попали в Постанов- ление не случайно. В середине августа 1958 г. проектный отдел №9 ОКБ-1 (руководитель - Михаил Клавдиевич Тихонравов) подготовил технический отчет «Материалы предварительной проработки вопроса о создании спут- ника Земли с человеком на борту». Выбор варианта конструктивно-ком- поновочной схемы корабля-спутника проводился широким фронтом. Наибо- лее детально специалисты ОКБ-1 про- рабатывали варианты с баллистичес- кой схемой посадки. Однако значи- тельная масса ПГ, выводимая на орби- ту, позволяла рассматривать и крыла- тую схему. Результаты проектных про- работок первой космической ракеты- носителя на базе «семерки» были дове- дены до сведения руководства ведущих авиационных предприятий страны. Сергей Павлович знал об этом; больше того, по его просьбе возможные реше- ния по созданию пилотируемых косми- ческих кораблей различных схем про- рабатывались в других организациях. Советским авиационным конструкто- рам, которые под давлением политичес- кого руководства страны были вынуж- дены постепенно отходить от основной самолетостроительной тематики в поль- зу ракетно-космической, вполне логич- ной и правильной представлялась тогда идея воздушно-космического аппарата. Бурный рост скоростей и высот послево- енной авиации, казалось, предрекал не- минуемый переход от сверхзвуковых к гиперзвуковым и космическим полетам. За рубежом широко освещалась прог- рамма Х-15, которая подавалась как «планомерный шаг в освоении космоса с помощью средств, присущих как авиа- ции, так и ракетно-космической техни- ке». В печати мелькали сведения о том, что американские военные уже давно ведут разработку ракетопланов, кото- рые могли бы служить разведчиками, истребителями спутников или орби- тальными бомбардировщиками. Сооб- щалось1 о проекте создания одномест- ного космоплана Dyna-Soar сначала для экспериментов в космосе, а затем и для возможного военного применения. Все это готовило почву для появле- ния отечественных работ аналогично- го характера. Первые официальные упоминания о «космолетах» - аппаратах 1 Однако в данном случае - как много раз было до и после этого - имела место «подмена реальности». Поскольку большинство работ в об- ласти создания американских ракетопланов и воздушно-космических аппаратов велось в обстановке строгой секретности, «свободная прес- са» с придыханием рассказывала лишь о внешней стороне процесса. Никаких технических деталей и особенностей разработки новой техни- ки на страницах иностранных журналов, как правило, не было. Количество информационных сообщений не переходило в качество. Увы, даже при помощи коллег-разведчиков наши специалисты на местах, как правило, не знали реального состояния работ их американских визави и могли лишь догадываться о технических трудностях, стоявших на этом пути. Но отстать от потенциального противника они не имела права. 105
Космические крылья типа самолетов, способных летать на чрезвычайно больших высотах и в око- лоземном космосе, появились в 1958 г. в планах Министерства обороны СССР, очерчивавших основные направления деятельности советских ВВС на бли- жайшие 25 лет. Предполагалось, что разрабатываемые аппараты смогут достичь скоростей свыше М=10 и вы- сот полета более 60 км. Вскоре в ряде ОКБ Госкомитета по авиационной тех- нике началась разработка проектов пи- лотируемых ракетопланов. Фото из архива В. Н. Бобкова ▲ «Лапоток» в полете Как мы помним, ОКБ П. В. Цыбина, которое в годы Великой Отечественной войны занималось десантными и воен- но-транспортными планерами, во вто- рой половине 1940-х разрабатывало экспериментальные гиперзвуковые планеры. В 1950-х велось проектирова- ние тяжелой управляемой ракеты РСС и стратегического бомбардировщика- разведчика РСД для запуска с самоле- та-носителя Ту-95Н А. Н. Туполева или А-57 Р. Л. Бартини. В 1956 г. было орга- низовано ОКБ-256 ГКАТ (главный конструктор - П. В. Цыбин) для созда- ния высотного сверхзвукового страте- гического реактивного самолета-раз- ведчика РСР с маршевой скоростью по- лета, соответствующей числу М=3. Ра- боты в новом направлении шли очень трудно, а вскоре над конструкторским бюро нависла угроза расформирова- ния в связи с общей переориентацией страны на ракетную технику. Чтобы адаптироваться к 2 новым условиям и избежать 2 закрытия ОКБ-256, его руко- | водитель в 1958 г. по догово- < ренности с С. П. Королёвым | предложил создать ЛА, стоя- § щий на стыке авиационной и £ ракетной техники: по совре- менной терминологии его можно было бы назвать раке- топланом или планирующим космическим аппаратом (ПКА) для пилотируемого по- лета в космос и возвращения с орбиты за счет спуска на крыльях. Предполагалось, что ПКА стартовой массой 3500 кг и посадочной массой 2600 кг будет выводиться под голов- ным обтекателем трехступенчатого но- сителя, создаваемого в ОКБ-1 на базе «семерки»1, на орбиту высотой 300 км, ведя в течение суток* 2 разведку и пере- давая информацию на Землю по ради- оканалу. Затем с помощью тормозного ЖРД он сводится с орбиты и начинает спуск в атмосфере. Оригинальной идеей П. В. Цыбина было использование складного крыла. Опираясь на опыт разработки самолета РСР и исследования высокоскоростной аэродинамики, проведенные в ЦАГИ, специалисты ОКБ-256 понимали, что им не удастся создать крыло, передняя кромка которого выдержит прямой вход в атмосферу с температурой в 3000-6000 °C. Поэтому в зоне интен- сивного торможения и нагрева ПКА шел «брюхом вперед», рассеивая тепло в атмосферу с помощью донного тепло- защитного экрана, а сложенное шала- шиком крыло пряталось в аэродинами- ческой тени корпуса. Последний имел небольшое аэродинамическое качество (0,6) и при угле атаки 60° позволял превратить баллистический спуск с ор- биты в управляемый (стабилизация и управление - с помощью реактивных сопел на перекиси водорода и воздуш- ных рулей в хвостовой части аппарата). После снижения скорости до М=2 (500-600 м/сек на высоте 20 км) раска- ленный теплозащитный экран сбрасы- вался, и раскрывались консоли крыла. Пройдя весь диапазон скоростей от вы- сокого сверхзвука до дозвука, аппарат с высоты 10 км планировал с постоян- ной дозвуковой (индикаторной) ско- ростью и аэродинамическим качест- вом 4,5. Посадка выполнялась на спе- циально подготовленную грунтовую площадку с использованием лыжного шасси «велосипедного» типа. Верти- кальная скорость снижения не превы- шала 2 м/сек, а удельная нагрузка на несущую поверхность - 90 кгс/м2. Фюзеляж аппарата сварной кон- струкции (стальная обшивка и силовой набор) использовался для размещения кабины пилота и оборудования. Тепло- вой экран (щит) в нижней части фюзе- ляжа включал пластиковую (кремние- во-органическую) теплозащиту толщи- ной 100 мм и крепился к фюзеляжу че- рез теплоизоляционные маты толщи- ной 70 мм с воздуховодами для охлаж- дения конструкции. Носок щита, а так- же передние, наиболее теплонапря- женные кромки рулей-элевонов и вер- тикальных стабилизаторов предлага- лось охлаждать жидким литием. По расчетам, максимальная температура на передней части щита и кромках ру- лей могла достичь 1200 °C, в отличие от верхней части фюзеляжа, где ожидал- ся нагрев всего до 400 °C. Внутри фюзеляжа находились два алюминиевых гермоотсека: кабина кос- монавта и приборный отсек. Космонавт сидел перед приборной панелью в ката- пультном кресле, имевшем три положе- ния (стартовое, рабочее и для отдыха). Здесь же располагалось оборудование системы жизнеобеспечения. Кабина имела три иллюминатора - два боковых и один верхний, для астронавигатора. В случае аварии ракеты-носителя на высоте до 10 км космонавт катапульти- ровался из кабины, а на больших высо- тах предполагалось аварийно отделить ПКА, раскрыть крыло и спланировать. Снизу и сзади к теплозащитному щиту примыкала навесная ДУ, закрытая обте- кателем. Здесь располагались два ЖРД - тормозной и корректирующий, а также баки с топливом (азотная кислота и керо- син) и арматура подачи. На ДУ монтиро- вались датчик инфракрасной вертикали и радиатор-излучатель системы термо- регулирования в орбитальном полете. ДУ отделялась от ПКА на высоте 90 км после выдачи тормозного импульса. П. В. Цыбин часто встреча- Схема ПКА разработки ОКБ-256 П.В.Цыбина ясь с С. П. Королёвым и дер- жал его в курсе работ своего конструкторского бюро. Сер- гей Павлович отметил сход- ство ПКА с лаптем, после чего специалисты стали называть свое детище «лапотком». Пред- ставители ОКБ-1 участвова- ли в подготовке чертежей на компоновку аппарата и его сопряжение с PH. Для аэроди- намических расчетов и про- дувок были подключены спе- циалисты ЦАГИ и ВИАМ. При продувках было выяснено, что максимальная темпера- ' Впоследствии такая ракета-носитель получила наименование «Восток». 2 Как мы увидим позже, большинство отечественных и зарубежных воздушно-космических аппаратов тех лет было ориентировано, как прави- ло, на весьма кратковременную работу в космосе. И это логично. Во-первых, военная система должна «делать свое дело» быстро и четко, по- ка потенциальный противник не успеет сориентироваться и предпринять ответные действия. Во-вторых, о реакции человека на условия кос- мического полета тогда еще ничего не знали, но подспудно догадывались, что в течение суток ничего страшного с пилотом ракетоплана или корабля-спутника произойти не должно. В-третьих, огромная скорость и широта охвата (либо во время орбитального полета, либо при даль- нем суборбитальном «подскоке» с последующим гиперзвуковым планированием в атмосфере) с высоты несколько сот километров давали ил- люзию, что все необходимые разведданные оператор летающего наблюдательного поста сможет собрать в течение очень короткого проме- жутка времени. Такая точка зрения четко прослеживается в проектной документации конца 1950-х - начала 1960-х годов. 106
Первые отечественные крылатые корабли тура экрана и кромок рулей превышает расчетную, система охлаждения с жид- ким литием слишком сложна, а для де- талей механизации крыла необходимо подобрать новые материалы. Для демо- нстрации принципов работы системы П. В. Цыбин принял решение провести испытания аппарата-аналога. Эскизный проект ПКА был подписан 17 мая 1959 г., а на следующий день по- казан С.П.Королёву, который одобрил его и сразу же послал письмо в ГКОТ: «Главный конструктор П. В. Цыбин по заданию ОКБ-1 подготовил предложе- ние по созданию планирующего аппа- рата для спуска с орбиты и посадки на Землю... Из предложения видно, что его осуществление представляет прак- тическую инженерную задачу, которая при соответствующих условиях может быть выполнена в самое ближайшее время. Учитывая изложенное, мы под- держиваем предложение организации т. Цыбина П. В. и ходатайствуем о до- В ОКБ-23, которым руководил изве- стный авиаконструктор Влади- мир Михайлович Мясищев, работа по созданию «пилотируемой ракеты с круговой дальностью полета» (такое название было принято в официаль- ных документах КБ) началась в 1958 г. в инициативном порядке, с явной ог- лядкой на американцев. Но первые по- пытки анализа конструктивных схем и способов применения подобных ап- паратов были сделаны за год до этого. Во всяком случае, первый отчет - «Справка для Генерального конструк- тора» (4 сентября 1957 г.) - уже содер- жал «Предварительные соображения по созданию проекта инерционно-кру- гового самолета». За период до 1957 г. в ОКБ-23 совме- стно с НИИ-1 и НИИ-4 были проведены исследования и проектно-конструкто- рские изыскания по изучению эффек- тивности различных типов ЛА дальне- го действия. Вывод, сделанный в этих работах, определил основное направ- ление исследований: «Наиболее перс- пективными и практически осущест- вимыми в ближайшее время будут инерционно-аэродинамические (кры- лато-баллистические) ракеты с околок- рутовыми и круговыми скоростями по- лета, именуемыми изделиями «сател- лоидного типа». Среди подобных аппа- ратов наибольший интерес представ- ляют ракеты, последней ступенью ко- торых может быть малогабаритный инерционно-круговой самолет много- разового действия - сателлоид (или межконтинентальный ракетоплан)...» полнительном включении в проект плана по космическим исследованиям темы по планирующему аппарату для спуска с орбиты и посадки на Землю, утверждении в качестве головного ис- полнителя темы названной организа- ции и привлечении необходимых смежных организаций». Однако кампания против военного самолетостроения сделала свое дело: в октябре 1959 г. ОКБ-256 было переда- но сначала в ОКБ-23 В. М. Мясищева, а осенью 1960 г., вместе с расформиро- ванным ОКБ-23 коллектив влился в ОКБ-52 В. Н. Челомея1. Работа в рам- ках проектов нового генерального кон- структора П. В. Цыбина не устраивала, и в конце 1960 г. он перешел в ОКБ-1 на должность заместителя С. П. Королёва. С. П. Королёв еще долго не снимал с повестки дня планирующий спуск с ор- биты (так, 9 сентября 1959 г. было ут- верждено и согласовано с директором ЦАГИ А. И. Макаревским техническое Сателлоиды Мясищева на марше Компоновка ракетоплана-сателлоида (тема «46») ▲ Космонавты поздравляют П. В. Цыбина с шестидесятилетием Авико-пресс Фото из архива Цыбина задание на рассмотрение ПКА), однако сам подобными аппаратами не зани- мался и для первого пилотируемого ко- рабля «Восток» выбрал более простую и надежную баллистическую схему, тре- бовавшую наименьших затрат време- ни и средств при экспериментальной отработке. 1 Как рассказывал автору В. Н. Бобков, ведущий конструктор КК «Союз», лично знавший П. В. Цыбина по работе в ОКБ-1 (ЦКБЭМ, НПО «Энер- гия»), В. Н. Челомей сначала пообещал помочь в разработке ПКА, но затем отказался: ОКБ-52 к тому времени уже проводило собственные изыскания в области маневрирующих аппаратов для входа в атмосферу Однако Г. А. Ефремов, бывший заместитель В. Н. Челомея, а в период с 1984 по 2007 гг. - руководитель НПО машиностроения, в личной беседе с одним из авторов книги этот факт не подтвердил. 107
Космические крылья Авико-пресс Авико-пресс ▲ Гиперзвуковой орбитальный ракетоплан «46» с неограниченной дальностью полета Межконтинентальный ПИЛОТИРУЕМЫЙ РАКЕТОПЛАН МНОГОЦЕЛЕВОГО НАЗНАЧЕНИЯ Стартовый вес Дальность полета Скорость полета Высота полета Вес боевого груза Точность бомбометания Экипаж Двигатели Основные данные 180 т 40000 км 28000 км/час 80-420 км 1 т i 8 км 1 чел. ЖРД системы Люлька Проект гиперзвукового ракетоплана (тема «46») Среди причин целесообразности продолжения работ по пилотируемым «сателлоидам» В. М. Мясищев указывал следующие: - летчик является необходимым элементом системы управления, если обстоятельства, которые возникают в полете, не могут быть учтены с по- мощью вычислительной машины; - летчик [сам] представляет собой самую легкую и универсальную вычис- лительную машину, необходимую для управления; - пилотируемый ЛА может сам пе- релететь в нужное место, что упро- щает проблему перевозок и боевого снабжения; - ракетоплан обладает очевидным преимуществом в тактическом отно- шении перед всеми другими ЛА ракет- но-авиационного типа, поскольку обеспечивает достижение предельно возможных скоростей, высот и даль- ностей полета. Эти недостижимые для других ЛА летно-технические возможности кры- латого спутника, при многоразовости действия, открывали широкие перс- пективы использования его в качестве эффективного средства разведки тер- ритории противника. По мнению В. М. Мясищева, раке- топлан также мог использоваться в на- учных целях для зондирования верх- них слоев атмосферы (недоступных ни спутникам, ни самолетам), для связи с обитаемыми спутниками Земли (пило- тируемыми станциями) и для транс- портировки орбитальных грузов (топ- лива, аппаратуры, строительных мате- риалов и т. д.). Первым опытом работ ОКБ-23 по космической тематике стал проект ги- перзвукового орбитального ракето- плана «46» с планирующим спуском, горизонтальной посадкой и практи- чески неограниченной круговой (ор- битальной) дальностью полета. Основ- ная причина работы связывалась с проблемой освоения гиперзвуковых скоростей полета. Но основным моти- вом разработки была (с точки зрения В. М. Мясищева) необходимость в соз- дании аппарата, аналогичного - и да- же превосходящего по возможностям - американский экспериментальный ракетный самолет Х-15 фирмы North American Aviation. Источник1 утверждает, что инициа- тивная проработка возможностей со- здания подобного аппарата началась в 1956 г. В ходе предварительных работ были изучены различные виды движения ЛА (активное, рикошетирующее, инер- ционное) во всем диапазоне гиперзву- ковых скоростей полета вплоть до пер- вой космической. Основным итогом работ стало дока- зательство технической возможности и целесообразности создания в стране в ближайшие годы пилотируемого ги- 1 А. А. Брук, К. Г. Удалов, С. Г. Смирнов, Н. Г. Брезгинова. Иллюстрированная энциклопедия самолетов В. М. Мясищева. - М.: Авико-пресс, 2001. Т. 2. С. 135-144 108
Первые отечественные крылатые корабли перзвукового ракетного ЛА, предназ- наченного для использования в каче- стве стратегического разведчика, гло- бального бомбардировщика, а также истребителя ракет и спутников веро- ятного противника. В варианте сверхдальнего бомбарди- ровщика ракетоплан был способен осу- ществить сбрасывание бомб в любой точке земной поверхности. Для запуска В. М. Мясищев предла- гал использовать модернизированную двухступенчатую ракету Р-7 конструк- ции С. П. Королёва, оснащенную уст- ройствами, компенсирующими воз- никновение подъемной силы на крыле ракетоплана; для довыведения работа- ют четыре ЖРД-аппарата, использую- щие топливо из четырех подвесных топливных баков. Однако более эффек- тивной специалистам ОКБ-23 пред- ставлялась PH собственной разработ- ки, которая позволяла выводить на ор- биту ракетоплан массой до Ют. Разработка конструкции изделия во многом облегчалась тем, что у «мяси- щевцев» был накоплен опыт разработ- ки, изготовления и отработки тепло- напряженной конструкции КР по «те- ме 40» («Буран»). Корпус «сороковки», из стали и титана, выдерживал наг- рузки при температурах до 350 °C. Тепловые расчеты показали, что пове- рхности крыла ракетоплана будут наг- реваться до 1500 °C, а температура но- совой части может достигать несколь- ких тысяч градусов - как на боеголов- ке МБР, входящей в атмосферу. Но, ес- ли для последней применялась абля- ция, то в случае крыла уносимая теп- лозащита искажала профиль, чего до- пустить было нельзя. Разработчикам тогда представлялось, что это основ- ная трудность при создании крылато- го аппарата, летящего на гиперзвуко- вой (а особенно - околоорбитальной) скорости. Конструктивно ракетоплан пред- ставлял собой самолет схемы «утка», с крылом, имеющим стреловидность по передней кромке -75°, стреловид- ным горизонтальным и вертикаль- ным оперениями, одним маршевым, четырьмя маневренными двигателя- ми и реактивной системой управле- ния. Одноместная герметичная ка- бина пилота расположена в средней части аппарата. К апрелю 1959 г. в ОКБ-23 была от- работана идея аппарата для дежурства в режиме ожидания на орбите высотой 80-150 км1 с возможностью оператив- ного изменения высоты орбиты на 100 км и маневра по курсу до 3°, при времени одного витка 90 мин. В апреле 1960 г., после более тща- тельного исследования проблемы, раз- работчики приходят к выводу о необ- ходимости увеличения высоты орбиты ракетоплана до 600 км, а маневра по курсу - до 6°; масса аппарата при этом уменьшена до 6 т. Основные тактико-технические характеристики межконтинентального ракетоплана-сателлоида (система «46») Начальная масса ракетоплана (без подвесных баков) Ют Высота орбиты до 250 км Стартовая масса системы 180 т Отделение ракетоплана от носителя - высота 80 км - скорость 5.2 км/с Высота устойчивой орбиты 100 км Маневр по курсу на орбите 3° Перегрузка максимальная 3.5 В. М. Мясищев предлагает много- этапный план работ по освоению ги- перзвуковых скоростей полета, соглас- но которому разработку беспилотного сателлоида-разведчика предполага- лось выполнить в 1963 г., а проектиро- вание пилотируемого разведчика- бомбардировщика закончить в 1964- 1965 гг. По мнению главного конструктора ОКБ-23, «пилотируемые межконтинен- тальные летательные аппараты при одностороннем их применении обеспе- ▲ Возможные варианты применения сателлоидов Авико-пресс чивают абсолютное военно-полити- ческое превосходство их создателю». Кроме ракетоплана, по теме «46-А» прорабатывался ракетный бомбарди- ровщик стартовой массы 240 т, осна- щенный жидкостными двигателями А. М. Люльки и способный осущес- твлять полет дальностью до 8000 км на высотах от 100 до 20 км. На основании приказов Госкомитета по авиационной технике № 30 от 7 ян- варя 1960 г. и №94 от 4 марта 1960 г., выпущенным в развитие Постановле- 1 Обратим внимание: до начала 1960-х перигей менее чем 100 км считался нормальным. Опыт космических полетов показал, что КА не спо- собен совершить на такой орбите даже одного витка. 109
Космические крылья Авико-пресс ПРОЕКТ „48-Г КРЫЛАТАЯ СХЕМА С ГИПЕРЗВУКОВЫМИ ЩИТКАМИ Сбрасываемые' части крыла и корпуса Профиль крыла 2=700мм- лрофиль крыла Z=O ‘ ё 1 2500 2000 ТЕМПЕРАТУРЫ ПОВЕРХНОСТИ И ПЕРЕГРУЗКИ НА УЧАСТКЕ СНИЖЕНИЯ Й2500 ёя 2 g 8*00 ю se- 5 аЮОО н ф Начальный вес о 100 Дальность полета в атмосфере Максимальные перегрузки Максимальные перегрузки при аварийном спуске Посадочная скорость 300 400 Основные данные 4530 кг 2400 км aog 17,0 g 250 км/час 500 900 t[cen] Компоновка пилотируемого КА крылатой схемы с гиперзвуковыми щитками (тема «48-1») ния ЦК КПСС и Совмина СССР от 10 декабря 1959 г. № 1388-618 «О раз- витии исследований космического пространства», в ОКБ-23 разрабатыва- лась многоступенчатая ракетно-само- летная система, одним из элементов которой был пилотируемый спутник, предназначенный «для надежной свя- зи тяжелых ИСЗ или базирующихся на них космической кораблей с Землей, доставки... экипажей космических ко- раблей и решения задач оборонного характера»1. Первый этап разработки предпола- гал создание экспериментального од- номестного ЛА для отработки планиру- ющего спуска и посадки. В рамках те- мы «48» рассматривались различные варианты исполнения такого аппара- та. Работа шла по крайней мере по че- тырем направлениям: - Спутник крылатой схемы с гипер- звуковыми щитками (48-1). Он представ- лял собой конус с углом раствора 14°, ди- аметром в кормовой части 1700 мм, треугольным крылом большой стрело- видности (79°, площадью S=14 м2) и сбрасываемыми тормозными щитками на крыле и фюзеляже. Двухместная ка- бина, расположенная в хвостовой час- ти, позволяла пилотам на всех участ- ках полета находиться в сравнительно комфортном положении: кресло при ус- тановке спутника на носителе носом вперед разворачивается в горизонталь- ное положение. Учитывая наличие на ЛА крыла, предусматривались компен- сирующие аэродинамические поверх- ности, устанавливаемые либо на носи- теле, либо на спутнике. После спуска с орбиты и торможения, когда скорость уменьшалась до М = 5, сбрасывались тормозные щитки и двигательный блок, расположенный в кормовой час- ти ЛА, и начиналось планирующее ма- неврирование на аэродром посадки. Боковой маневр проводился с исполь- зованием аэродинамических поверх- ностей как на гиперзвуковом, так и на планирующем этапе траектории. Основные тактико-технические характеристики ракетопланов проекта «48» Вариант «48-1» «48-11» «48-111» «48-IV» «КС» Схема Крылатая, Крылатая, с гиперзвуковыми с планирующей щитками посадкой Бескрылая, с роторной посадкой Крылатая, с гиперзвуковыми несущими поверхностями Крылатая, с планирующей посадкой и катапультированием пилота Начальная масса, кг 4530 4310 4400 4500 3500 Посадочная масса, кг 2980 3810 3150 3250 7002 Общая длина ЛА, мм 9920 - 12200 7200 9000 Дальность полета в атмосфере, км Максимальные перегрузки 2400 4700 2300 2700 - при штатном спуске, ед. Максимальные перегрузки 2,0 1,8 3,0 2,8 3,0 при аварийном спуске, ед. 17,0 15,0 19,0 18 - Посадочная скорость, км/ч 250 250 - - - 1 Цитируется по: А. А. Брук, К. Г. Удалов, С. Г. Смирнов, Н. Г. Брезгинова. Иллюстрированная энциклопедия самолетов В. М. Мясищева. - М.: Авико-пресс, 2001. Т. 2. С. 149 2 Масса ПГ 110
Первые отечественные крылатые корабли - Спутник крылатой схемы с плани- рующей посадкой (48-11). Ракетоплан схемы «утка» с треугольным крылом стреловидностью по передней кромке 65°, горизонтальным и вертикальным оперением, состоящим из двух поверх- ностей, расположенных на верхней и нижней поверхности цилиндрического фюзеляжа большой стреловидности. Двухместная гермокабина пилотов расположена в средней части аппарата и также имеет систему поворота кресел на стартовой позиции. Сход с орбиты и посадочные характеристики - как у «48-1», за исключением того, что двига- тельный блок спутника не сбрасывает- ся. Для этой компоновки прорабаты- вался и дополнительный вариант, с ис- пользованием тормозных щитков в но- совой части фюзеляжа и на передней кромке крыла. - Спутник бескрылой схемы с ро- торной посадкой (48-Ш). Аппарат типа «обратный конус» с большой лобовой поверхностью, используе- мой как для получения подъемной силы, так и для торможения. При уг- ле атаки 15° коэффициент подъем- ной силы такого ЛА на гиперзвуке достигал величины 0,15. Спутник внешне напоминал капсулу Mercury с сильно развитым носовым отсеком и состоял из герметичной конусооб- разной кабины, ротора диаметром 13 м со сбрасываемым защитным кожухом, щитков управления и сбрасываемого контейнера с ДУ. Двухместная кабина в основании аппарата с диаметром 3000 мм поз- воляла пилотам находиться в ком- фортном положении. Посадка - на авторотирующем винте, который вступал в действие при скорости, соответствующей числу М=1,0 на высоте 10-15 км, а на всех предше- ствующих этапах полета был защи- щен специальным сбрасываемым кожухом. Удельная масса роторной системы оценивалась в 8-12% поса- дочной массы аппарата1. - Спутник с гиперзвуковыми несу- щими поверхностями (48-IV). Пред- ставлял собой конический аппарат с углом раствора 20° и диаметром в ос- новании 2600 мм. На максимальном диаметре расположены воздушные рули, парашютный контейнер и тор- мозные щитки. Двухместная кабина пилотов расположена в кормовой части спутника; за ней находился ци- линдрический отсек с тормозной ДУ. По характеристикам на гиперзвуко- вом участке полета аналогичен ЛА схемы «48-1». Но данная схема каза- лась достаточно сложной в аэродина- мическом плане; использование же парашютной системы не позволяло Авико-пресс маневрировать в каких-либо преде- лах на режиме посадки. Несмотря на то, что данные проекты достаточно подробно описаны в таком фундаментальном труде, каким явля- ется «Иллюстрированная энциклопе- дия самолетов В. М. Мясищева», уста- новить реальный уровень разработок не представляется возможным. По воспоминаниям сотрудников ОКБ-23, прорабатывалось еще несколь- ко крылатых ВКА, видимо, так или ина- че связанных с темой «48». Сведения об этих разработках отрывочны и проти- воречивы до такой степени, что в неко- торых случаях не внушают доверия. Так, например, Евгений Сергеевич Кулага, в разное время работавший в ОКБ-23 и ОКБ-52, в своих воспомина- ниях рассказывает о пилотируемом многоразовом воздушно-космичес- ком самолете (ВКС) для связи с орби- тальными аппаратами и решения других аналогичных задач. При возв- ращении на Землю управляемый спуск планировалось начинать с вы- соты1 2 40 км, имея возможность боко- вого маневра до 100 км, а дальность планирования доходила до 200 км, что возможно при дозвуковом аэро- динамическом качестве около 5. На восьмикилометровой высоте пилот в 1 Аналогичные системы с авторотирующей посадкой еще долго будоражили ум советских конструкторов ракетно-космической техники. Из всех преимуществ перед посадкой на крыле, парашюте или с помощью ракетного двигателя ротор давал лишь теоретическую возможность произвольно выбрать место приземления и, зависнув, произвести посадку с практически нулевой вертикальной скоростью. Однако техничес- кие трудности при создании такой системы с лихвой перевешивали все достоинства. 2 То есть данная концепция в корне отличается от принимаемой схемы работы КА с управляемым спуском. Сейчас в идеологию закладывает- ся возможность значительного (от 500 км для аппаратов с небольшим аэродинамическим качеством до 1000 км и более - для крылатых сис- тем) бокового маневра, который невозможно организовать по схеме, представленной в описываемом выше варианте. 111
Космические крылья Авико-пресс Авико-пресс t’c 2500 2000 1500 1000 500 Начальный вес Дальность палета в атмосфере Максимальная осевая перегрузка Максимальная перегрузка при аварийном спуске , I tfrenj Проект ..48-ш БЕСКРЫЛАЯ СХЕМА С РОТОРНОЙ ПОСАДКОЙ 4400кг 2300км 30 19 Компоновка пилотируемого КА бескрылой схемы с роторной посадкой (тема "48-3") ИЗДЕЛИЕ ,46' Схема двухместного КА с планирующей посадкой, запускаемого на PH типа «Восток» скафандре должен был катапультиро- ваться1; основная парашютная сис- тема выводится пилотом на высотах от 8 до 3 км. ВКС приземлялся самос- тоятельно, в автоматическом режи- ме, на специальную лыжу. Конструктивно космический само- лет представлял собой аппарат треу- гольной схемы с крылом малого удли- нения переменной стреловидности 75-55°, снабженным закрылками- элеронами. Роль вертикального оперения вы- полняли отогнутые вверх законцовки крыла, предположительно, с рулями направления. Горизонтальное опере- ние отсутствовало. Разбежка геомет- рических параметров сохранившейся схемы создаваемого космолета говорит о том, что этот проект предусматривал две модификации. Е. С. Кулага описывает ВКС как не- большой самолет стреловидной формы с плоским днищем. В плане аппарат имел форму почти правильного рав- ностороннего треугольника. По сути это было летающее крыло малого удли- нения. Управление планированием в атмосфере осуществлялось при помо- щи рулей высоты. Эта же схема встре- чалась под шифром «49». Реконструированный бывшим ве- дущим сотрудником ОКБ-23 Леони- дом Леонидовичем Селяковым облик одного из вариантов «48» очень напо- минал орбитальный корабль «Буран» или орбитальную ступень системы Space Shuttle с той лишь разницей, что ВКС был одноместным, с острой передней кромкой, оснащенной лег- косъемным оплавляемым теплоза- щитным покрытием. Тему «48» в ОКБ-23 разрабатывал Геннадий Дмитриевич Дермичев, вы- пускник МАИ, проектант самолета М4. Как тогда говорили, «он рисовал компо- новку самолета». Были изучены «горячая» конструк- ция из ниобиевого сплава без тепло- защиты и «холодная», с наружным теплозащитным покрытием (ТЗП). В последнем случае возникали пробле- мы совместной работы металличес- кой конструкции и керамической теплозащиты, наносимой с наружной стороны. Органическое ТЗП при та- ких температурах выгорало. Анали- тически была установлена возмож- ность совместной работы керамики и металла путем подбора соответствую- щих материалов. Например, предла- галась очень легкая пенокерамика (что-то типа шамота-ультралегкове- са, которым защищают печи для тер- мообработки металла), наносимая на конструкцию не сплошным масси- 7 Зачем? С. П. Королёв применил катапуль- тирование космонавта из корабля «Восток», чтобы избежать ударных перегрузок при по- садке. Расчетные перегрузки при касании ВПП любого крылатого пилотируемого аппа- рата заведомо меньше перегрузок, возника- ющих при катапультировании пилота из каби- ны и при его приземлении на парашюте... 112
Первые отечественные крылатые корабли Авико-пресс вом, а в виде квадратов; при этом бы- ли рассчитаны размеры последних. Отсюда прямой путь к плиточной теплозащите... Значительные трудности представ- лял расчет аэродинамического нагре- ва конструкции. Распределение тем- ператур на поверхности рассчитыва- лось на основе небольшого числа урав- нений, решение которых не представ- ляло больших сложностей. Температу- ры внутри конструкции под воздей- ствием этих поверхностных теплопо- токов описываются значительно боль- шим числом уравнений. А вот их ре- шить было уже гораздо труднее: тогда еще не было соответствующих вычис- лительных машин. Для этой цели раз- работчики использовали метод элект- родинамической аналогии, суть кото- рого состоит в том, что термические сопротивления элементов конструк- ции и теплопроводность заменяются на соответствующие им эквивалент- ные величины емкостей и сопротивле- ний. Нужные результаты были получе- ны с использованием этого метода. Исходя из проведенных исследова- ний подбиралась теплозащита, разра- боткой которой занимался ВИАМ. На- иболее выгодной с точки зрения весо- вой отдачи представлялась пенокера- мика, которая отличалась большой хрупкостью. Для обеспечения ее рабо- тоспособности нужно было иметь жесткую поверхность крыла, чтобы при деформации не разрушить покры- тие. Как говорилось выше, конструк- тивно теплозащиту включили в кон- тур крыла в виде отдельных плиток- пластинок, как это было выполнено позднее на кораблях системы Space Shuttle и «Буран». Плитки предполага- лось приклеить на поверхность плане- ра через прослойку. По воспоминаниям Е. С. Кулаги, ра- кетоплан «48» создавался в сотрудниче- стве с ОКБ-1 (С. П. Королёв) и НИИ-1 (М. В. Келдыш). Королёв очень уважи- тельно относился к Мясищеву, не прер- вав личные контакты и после отсидки в туполевской «шарашке». Но и здесь, как в случае с «лапотком» Цыбина, сотруд- ничество сводилось, в большей степе- ни, к конструктивному обмену мнения- ми и экспертной оценке. И, несмотря на то, что, как пишут ветераны, «Королёв и Мясищев разделили между собой тема- тику по созданию пилотируемого аппа- рата, возвращаемого с орбиты», скорее всего на практике никакого разделения не было: Сергей Павлович работал над баллистическим спуском совершенно самостоятельно, изначально считая его самым быстрым способом решения за- дачи запуска человека в космос, а все конструктора «от авиации» шли, что на- зывается, своим путем, разрабатывая ЛА с аэродинамическим качеством по самолетной схеме. Но если «шарик» С. П. Королёва воп- лотился в «Восток», то космические на- работки В. М. Мясищева пошли пра- хом, хотя работа по теме «48» дошла до тепловых испытаний образцов кон- струкции с теплозащитой в струе реак- тивного двигателя. Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР от 3 октября 1960 г. № 1057-434 и приказом Госко- митета по авиационной технике от 6 октября 1960 г. ОКБ-23 было переда- но в качестве филиала № 1 в ОКБ-52 В. Н. Челомея. Данную тематику пос- тигла та же участь, что разработку П.В. Цыбина... Владимир Михайлович Мясищев перешел на работу началь- ником ЦАГИ. Ракетопланы Челомея К новому направлению работ гене- ральный конструктор ОКБ-52 Владимир Николаевич Челомей отно- сился с большим вниманием. Его предприятие было образовано (точнее говоря, воссоздано) в 1954 г. с основной целью - создания КР для во- оружения военно-морского флота. Надо сказать, что еще до «поглоще- ния» фирмы Мясищева ОКБ-52 имело некоторый опыт работ в ракетно-кос- мической технике. Одной из первых разработок ОКБ-52 было предложе- ние по гибридной («управляемой кры- лато-баллистической») ракете КБР, объединяющей преимущества бал- листических и крылатых ЛА. Соглас- но замыслу, баллистическая ракета дальнего действия, например, разра- ботки С. П. Королёва или М. К. Янгеля, либо собственной конструкции, долж- на была выводить на баллистическую траекторию капсулу с находящейся в ней КР. После полета по баллистичес- кой траектории и спуска в атмосфере капсула раскрывается, и КР продол- жает полет к цели, используя соб- ственное крыло, воздушно-реактив- ный двигатель и самонаводящуюся боеголовку. Целями предложенного изделия должны были стать эскадры боевых кораблей НАТО. Несколько позднее эта идея была использована в проектах крылатых КА. Разработка КБР проводилась в ОКБ- 52 согласно Постановлению ЦК КПСС и Совмина СССР от 2 июля 1958 г. и в 1959 г. вступила в стадию подачи тех- нического предложения. Во время этой работы по инициативе В. Н. Челомея ОКБ-52 стало расширять исследова- ния по созданию ракетно-космической 113
Космические крылья Фото из архива НПО машиностроения ▲ Владимир Николаевич Челомей техники. Владимир Николаевич пони- мал, что выход на создание космичес- ких систем может дать импульс разви- тию научно-производственного потен- циала предприятия. Не в последнюю очередь в активизации «космической» составляющей работ ОКБ-52, вероят- но, могли сыграть опасения Челомея относительно будущего своей фирмы, которая проектировала хоть и беспи- лотные, но вполне самолетоподобные конструкции. А самолеты в то время были не в чести у политического руко- водства страны. В июле 1959 г. В. Н. Челомей сообщил о космических разработках ОКБ-52 на заседании Совета обороны, а в ноябре 1959 г. провел консультации со специа- листами ЦАГИ и НИИ-1 по схемам построения КА, траекториям спуска с орбиты и торможения в атмосфере. В феврале 1960 г. он пришел к выводу об оптимальности схемы управляемого спуска с орбиты, в частности по схеме крылатого ракетоплана. Наиболее четко и правдиво, с датами и цифрами, без политических инсину- аций и пафоса, этот период деятель- ности В.Н.Челомея описан ведущим конструктором ОКБ-52 (затем ЦКБ ма- шиностроения и НПО машинострое- ния) В. А. Поляченко в замечательной книге «На море и в космосе». Один из авторов может только гордиться тем, что ему пришлось довольно долго и плодотворно работать вместе с Влади- миром Абрамовичем. Как вспоминает В. А. Поляченко, сотрудники ОКБ-52 к этому времени были не совсем подготовлены к пере- ходу на новую тематику и, по реко- мендации В. Н. Челомея, в феврале 1960 г. им «прочитали лекции» веду- щие специалисты отрасли, которые подробно рассказали о различных ти- пах СА - шар, «фара» и т. д. [«Владимир Николаевич был, естественно, при- верженцем крылатого спуска»]. Л. С. Душкин (начальник лаборатории №2 НИИ-1) сообщил о ракетно-пря- моточном двигателе с ЖРД, использу- емом для старта и разгона до скорос- ти, соответствующей числу М = 8-10 и высоты 45-50 км путем эжекции воз- духа струей истекающих газов, а А.А. Зуев (ОКБ-1) и К.П. Осминин (НИИ-1) - о ракетно-прямоточный двигатель на твердом топливе, кото- рый предлагался для межконтинен- тальных ракет. Г. Л. Гродзовский (ЦА- ГИ) сделал доклад о применении пря- моточных электроядерных двигате- лей в сочетании с атомным ракетным двигателем. Физики (во главе с В. В. Жуковым) рассказали об ионных ядерных двигателях. «Эти идеи нам- ного опережали возможность их воп- лощения в реальные проекты, но Че- ломей активно интересовался ими». Были налажены контакты с ОКБ-1; в частности С. С. Крюков, который возг- лавлял проектный отдел у С. П. Королё- ва, подробно ознакомил специалистов с новой ракетой 8К72, включая воз- можности третьей ступени. Следующий отрывок воспоминаний В. А. Поляченко следует процитиро- вать дословно: «18 февраля 1960 г. сос- тоялось принципиальное совещание представителей науки и промышлен- ности Госкомитета по авиационной технике, на котором крылатый спуск под нажимом Челомея был признан перспективным... Проходило обсуждение схем КА с Макаревским, Дородницыным, Стру- минским, Симоновым, Серебрийс- ким, Г. И. Петровым, Тагановым, Шка- довым, Свищевым, Люлькой, то есть собрались ученые ЦАГИ, НИИ-1, ЦИА- Ма и главный конструктор А. М. Люль- ка. Челомей доказывал необходи- мость крылатого спуска с орбиты: приход в точку, в подвижную точку. Он считал, что шар, несмотря на его простоту, не является той машиной будущего, которая сможет выбирать место для посадки. Со стороны Дород- ницына и Макаревского была выра- жена осторожность в этом вопросе. Надо, чтобы цель применения крыла была доказана, заявил Дородницын. Уменьшение перегрузок - это большой плюс, но усложнение уж очень велико. Примерно то же самое говорил и Ма- каревский, начальник ЦАГИ: надо дать обоснование крылу. Другое дело, говорил Дородницын, полет на Вене- ру. Там надо садиться только на крыльях1, а что касается спуска... на Землю, то необходимость крыла не была для них ясной. Дородницын предложил... решить вопрос в прин- ципе - показать преимущества плани- рующего спуска. Теплозащита, вес конструкции, способ посадки, такти- ка... Все это было крайне непросто... Челомей подытожил дискуссию та- ким образом: “Посадка человека на аэродром важна, при спуске с орбиты в шаре перегрузки могут достигать до 10 или до 6 по предложению Тагано- ва (управляемый спуск за счет смеще- ния центра масс). А на крыле - от 1,5 до 2, то есть намного меньше пере- грузки при входе в атмосферу и нам- ного больше перегрузки маневра для попадания в точку, на аэродром. Рас- тянутый горизонтальный полет, ко- торый дает возможность выбора точки посадки. Невелики темпера- туры - вес обмазки у шара 450-500 кг, предполагалось, что для крыла бу- дет 200-300 кг. Команды на спуск и управление - с нашей территории, в отличие от спуска шарообразного космического аппарата. Безопас- ность спасения при неудачном стар- те: при наличии крыла возможен раз- ворот и посадка на любом этапе. Кро- ме того, поражение точечных целей и противозенитный маневр возможны только на крыле. Посадка на другие планеты с атмосферой без использо- вания крыльев проблематична”. Одновременно с работами по раке- топланам предприятие начало зани- маться баллистическими ракетами, ракетами-носителями и космическим аппаратам. К началу апреля 1960 г. уже были подготовлены проекты носи- телей и аппаратов нескольких моди- фикаций, с которыми В. Н. Челомей ре- шил выйти в правительство с целью добиться выпуска постановления об их разработке. Предлагалось целое семейство ра- кет (А-300, А-300-1, А-300-2, А-2000, А-1750) разной стартовой массы (от 300 до 1950 т), массы ПГ (от 8 до 85 т) и числа ступеней (от двух до четы- 1 Интересно было бы узнать, из каких соображений делался подобный вывод, какая модель атмосферы Венеры за ним стояла? 114
Первые отечественные крылатые корабли рех). На первых ступенях носителей должны были стоять кислородно-ке- росиновые двигатели конструкции Н. Д. Кузнецова и С. К. Туманского, на верхних - кислородно-водородные двигатели А. М. Люльки. Несколько типов предложенных КА должны бы- ли обеспечить полеты как к плане- там, так и вокруг Земли - “для реше- ния насущных задач”». Для того чтобы поднять научный уровень разработок ОКБ-52, В. Н. Че- ломей организует встречи с ведущими специалистами институтов. В част- ности, 19 апреля 1960 г. был выслушан доклад представителей НИИ-1 по теп- ловым режимам при спуске, а на следу- ющий день - представителей ВИАМ о применении материалов на основе стекловолокна в конструкциях с высо- кой температурой. В это же время, в апреле 1960 г., С. П. Королёв предпринимает серьез- ные шаги для выпуска нового поста- новления правительства, охватываю- щего все задачи, которые можно ре- шать в космическом пространстве: от околоземной связи и разведки до дальних полетов к планетам. Всю ра- боту предлагается разбить на два эта- па и решить с помощью разрабатыва- емых тяжелых носителей типа Н-1. «То есть фактически при выходе тако- го постановления для других не оста- валось бы совершенно никаких за- дач, которые необходимо было бы ре- шать в космосе, - пишет В.А. Поля- ченко. - Полное отсутствие возмож- ности конкуренции, полная монопо- лия на всю космическую и ракетно- космическую деятельность, на косми- ческие системы, в том числе и на бал- листические ракеты и [космические] носители... В связи с этим В.Н. Чело- мей с нашими аванпроектами выхо- дит на большое руководство, докла- дывает им о наших работах». 25 апреля состоялся доклад Челомея у А. А. Гречко, заместителя министра обороны, а 26 апреля - у Р. Я. Малино- вского, министра обороны. «Присут- ствовали маршалы М. И. Неделин, С. С. Бирюзов. Малиновский отнесся к докладу Челомея весьма положительно и сказал: “Осуществить идею надо, она замечательна, она не так сложна, как идеи Королёва. Сколько моторов (!) там и здесь? Очень желательно, что- бы предложение получило свое осущес- твление”». 10 мая у Предсовмина Н. С. Хрущева состоялся доклад, он содержал предло- жения ОКБ-52 по созданию межпла- нетных и околоземных КА и ракет с планами и графиками по их осущес- твлению. И на этом уровне В. Н. Чело- мей получил одобрение. 14 мая он получил поручение Госко- митета по авиационной технике (ГКАТ) подготовить письмо в ЦК КПСС и проект постановления с при- ложениями: развернутыми планами работ по космоплану, ракетоплану, управляемому спутнику УС и управ- ляемой боеголовке УБ. К космопланам В.Н.Челомей отно- сил беспилотные КА, построенные по модульному принципу и решающие за- дачи изучения верхних слоев атмосфе- ры, связи, метеорологии, военной фо- то- и радиоразведки, навигации и це- леуказания для подводных лодок, а также перехвата и уничтожения спут- ников противника. Кроме того, в ОКБ- 52 рассматривались проекты космоп- ланов для полетов к Луне, Марсу и Ве- нере с последующим возвращением на Землю. На этих межпланетных космоп- ланах, которые должны были иметь стартовую массу от 10 до 25 т, предпо- лагалась использовать двигатели на новых химических источниках энер- гии и электроракетные двигатели ма- лой тяги (ядерно-плазменные, ионные и атомно-водородные). Для всех космопланов предусматри- валось возвращение на Землю с посад- кой на заданный аэродром. При этом для входа в атмосферу использовался конический тормозной экран, который защищал КА от тепловых нагрузок и позволял маневрировать в атмосфере с гиперзвуковой скоростью до дальнос- ти 3000 км. После снижения скорости с гиперзвуковой до высокой сверхзвуко- вой (М = 2) экран отбрасывался, кос- моплан раскрывал крылья и по радио- маяку осуществлял приведение и гори- зонтальную посадку на аэродром. Ракетопланы представляли собой пилотируемые воздушно-космические самолеты (ВКС). В соответствии с тех- ническими воззрениями ОКБ-52 по- добным аппаратам давалось следую- щее определение: «Под ракетопланом понимается космический ЛА многора- зового применения, способный совер- шать полеты в космическом простран- стве, могущий достигать орбитальных I и II космических скоростей полета, использующий для управления траек- торией полета как газодинамические, так и аэродинамические силы и спо- собный совершить значительные ма- невры в космосе и атмосфере и произ- водить посадку в заданной точке зем- ной поверхности». По сравнению с бал- листическими кораблями, которые разрабатывались в ОКБ-1 С. П. Королё- ва, ракетопланы ОКБ-52 В.Н. Челомея должны были обладать большими воз- можностями по маневрированию на орбите для сближения с другими КА, их инспекции, а в случае необходимос- ти и захвата. Конструктивно ракетопланы под- разделялись на три основные группы1 в соответствии с их аэродинамическим качеством: - С малым (порядка 0,15- 0,30) ка- чеством - относились к типу «капсу- ла» и имели форму конуса с заметно затупленным носом. Форма позволя- ла снизить перегрузки при спуске и уменьшить проблемы с теплозащи- той, свойственные крылатым ЛА, но не обладала заметной маневрен- ностью, что исключало выбор места посадки. Считалось, что эта конфигу- рация не обеспечивает требуемой бе- зопасности при посадке, и развитием ракетопланов этого типа стала ком- бинированная схема. Форму капсулы образовывала теплозащитная обо- лочка, поэтому такие ракетопланы относили к системе «Кожух». Внутри капсулы размещался аппарат само- летного типа со сложенными крылья- ми и оперением. После прохождения зоны максимальных тепловых пото- ков кожух сбрасывался, а крылатый ЛА с летчиком-космонавтом на борту осуществлял маневр и посадку на аэ- родром. Такое решение, хотя и услож- няло конструкцию, но позволяло «об- мануть» аэро- и термодинамику, соче- тая высокое аэродинамическое каче- ство с многоразовым применением посадочного аппарата без использо- вания сложного ТЗП. - Со средним (порядка 0,8-1,5) ка- чеством - имели форму слабо затуп- ленного конуса с хвостовыми стрело- видными рулями. Последние служили для повышения устойчивости КА, ба- лансировки и управления. Приземле- ние на ракетоплане системы «Конус», главное предназначение которого - истребитель спутников, могло осуще- ствляться по нескольким вариантам, например, парашютная посадка от- деляемой кабины и катапультирова- ние пилота. - Крылатые, с высоким (1,8-2,5) ка- чеством. Позволяли осуществлять по- садку в заданном районе при наимень- шем времени ожидания на орбите. Од- нако главной проблемой при их проек- тировании была теплозащита, пос- кольку тонкопрофильное крыло и за- остренный нос подвергались высоким тепловым нагрузкам в плотных слоях атмосферы. По крылатой схеме прора- батывались и эскизные проекты субор- битальных систем. Ракетопланы тако- го типа задумывались как космические бомбардировщики, истребители спут- ников, разведчики и возвращаемые космические станции. Военные ракетопланы, проектируе- мые как в пилотируемом, так и беспи- лотном вариантах, делились на высо- ко- и низкоорбитальные аппараты. Высокоорбитальные должны были действовать на орбитах высотой 150- 5000 км и использоваться для перехва- та, инспектирования и уничтожения космических целей, поражения стра- тегически важных наземных и морс- ких целей, ведения оперативной и стратегической разведки из космоса и организации системы раннего опове- щения ПРО страны о старте баллисти- ческих ракет противника. Низкоорбитальные действовали на высотах 50-80 км, где еще сохранялась 1 Дается по: «Популярная механика», №9(71), сентябрь 2008 г., стр.32-38 115
Космические крылья Возможные варианты ракетоплана - пилотируемого перехватчика спутников Рассматриваемые Схема 1 Схема 2 Схема 3 Схема 4 варианты ракетопланов (Стартовая масса -14 т, ракета-носитель УР-500, количество снарядов «космос-космос» - 12 шт., экипаж- 1 человек) Г»» Схем* I С,ос“4.5т. Sm> ж30ы1 Д jC\ i Схема 2 G ,к “ 4.5 т Sk* “30 м* 4 I щ о А я fl Го GJ = £ ~ ~ И Cnul 4 Высота боевого 2200 2200 2200 3000 применения, км Максимальное аэродинамическое 2.5 2.5 2.2 1.1 качество на гиперзвуке Маневр в атмосфере 5500 5500 4000 1200 по курсу, км Максимальная температура на нижней 1400 1400 1470 1750 поверхности в 1 м от носка крыла, °C Потребное количество аэродромов для схода 2 2 2-3 5 с орбиты с любого витка Тип посадки Самолетная Самолетная Самолетная Парашютная раздельная Преимущества 1. Простая расчетная 1. Тепловая энергия волн 1. Четкое разделение 1. Преемственность аэродинамическая уплотнения характера работы аэродинамических форм схема. рассеивается в элементов аппарата (на изделий «АБ» 2. Эффективная работа пространстве, не гиперзвуке и посадке). 2. Наибольшая высота рулей. пересекая 2. Малая парусность боевого применения 3. Небольшие поверхности аппарата. на носителе 3. Хорошо компонуется шарнирные моменты 2. Отсутствие 3. Объединенный выпуск с носителем вынесенных в поток элементов аппарата кромок рулей после сброса 3. Стыковка аппарата со теплозащитной плиты спецконтейнером 4. Малая удобнее, чем в схеме 1 теплонапряженность силовой конструкции Недостатки 1. Большие температуры 1. Более сложная 1. Конструктивная 1. Малый боковой в зоне нижнего киля и расчетная сложность сброса маневр, требующий элевонов за счет аэродинамическая тяжелого теплового большого числа пересечения схема. экрана. посадочных зон с поверхности аппарата 2. Шарнирные моменты 2. Температура на комплексом волнами уплотнения. выше, чем в схеме 1 и 3. поверхности экрана радиосредств выхода 2. Большие температуры 3. Эффективность рулей выше, чем в схемах 1 и 2. аппарата в район на кромке рулей. ниже, чем в схеме 1 и 3. посадки. 3. Сложность в стыковке 2. Большие аппарата со температуры, спецконтейнером 3. Раздельная посадка. Выводы Схему можно принять Схему можно принять Схема требует более Схема рекомендуется для стадии начального для дальнейшей тщательной проработки на первый этап создания этапа проработки как проработки после ряда конструкции теплового пилотируемого наиболее простую с работ по ее экрана и крыла, а также ракетоплана военного точки зрения аэрогазодинамическому изучения вопросов назначения аэродинамического расчету отделения экрана от расчета для решения аппарата при больших комплекса вопросов с скоростных напорах учетом перечисленных недостатков Фото из архива НПО машиностроения возможность эффективного использо- вания аэродинамических сил для управ- ления траекторией на гиперзвуковой скорости полета. Предполагалось, что высокая скорость и возможность широ- ко маневра на орбитах придавали низ- коорбитальному ракетоплану практи- ческую неуязвимость со стороны ПРО противника. Низкоорбитальные ЛА предполагалось использовать в качестве бомбардировщиков, разведчиков либо специальных транспортных средств. 21 мая проект письма был обсуж- ден на Научно-техническом совете ГКАТ. Челомей рассказал о космопла- не (принцип разгона плазменными двигателями к Марсу, Венере и кры- латая посадка в заданную точку Зем- ли), о ракетоплане (беспилотном, пи- лотируемом, в варианте истребителя спутников) для околоземных полетов, 116
Первые отечественные крылатые корабли о крылато-баллистической ракете с самонаведением для поражения над- водных и наземных целей, об управ- ляемом спутнике-разведчике для це- леуказания противокорабельным КР, о носителях стартовой массой 300 т и массой ПГ 10-12 т, о дальнейших раз- работках возможности полета чело- века в космос. Кроме того, были сде- ланы содоклады Н.Д. Кузнецова и А. М. Люльки о двигателях для носи- теля А-300. Доклады были встречены с готов- ностью и получили одобрение. М. В. Келдыш сделал ряд замечаний по спуску с орбиты и управляемой крыла- то-баллистической ракете. По его мне- нию, крылатый спуск автоматического космоплана не нужен, при ожидаемой точности он может быть баллистичес- ким. Тем не менее, Мстислав Всеволо- дович, в общем-то, тоже поддержал предложения В. Н. Челомея. Конец мая был посвящен совещани- ям в Госкомитете по радиоэлектронике (утверждение тактико-технического задания по системам управления КА) и Госкомитете по химии (о стеклопласти- ках, термостойких материалах). Информационные бюллетени ЦАГИ сообщали, что в США полным ходом идут разработки аппарата Dyna-Soar, что еще более укрепляло позиции Че- ломея. 4 июня состоялось заседание у за- местителя Председателя Совмина Д. Ф. Устинова с рассмотрением косми- ческих проектов ОКБ-52, на котором С. П. Королёв высказал свою точку зре- ния на развитие ракетной техники. Вспоминает В. А. Поляченко: «Создание Р-7, сказал Сергей Павло- вич, сильно продвинуло технику. Принципиальной линией было созда- ние тяжелых носителей. Предложе- ние Челомея оценивалось положи- тельно, но идти надо не в сторону, а только вперед: носитель тяжелый, человек должен быть на борту косми- ческого аппарата, надо отдать прио- ритет человеку для анализа обста- новки, обобщения. Стартовый вес ра- кеты 1500-2000 т надолго решит проблему при стыковке на орбите. Фронт исследований расширяется, сказал Королёв, благодаря вовлече- нию Челомея. Крылатый спуск нужно делать, [несмотря на то, что] у КА с крылом дорого таскать крылья в кос- мос; правда, посадка на крыле в ат- мосфере Марса - это перспективно. Нужна ли разработка космоплана? - поставил вопрос Королёв. Ответил твердо: нужна1. Человек в очень дале- кие сроки должен полететь к другим планетам...» Таким образом, распространенная сейчас точка зрения о политической протекции не находит подтверждения, и можно убедиться, что предложения В. Н. Челомея проходили тщательную Один из вариантов суборбитального ракетоплана с последовательным делением пилотируемых ступеней Фото из архива НПО машиностроения фильтрацию на всех уровнях, как в во- енном ведомстве, так и в руководстве промышленностью. В результате такой активной дея- тельности В. Н. Челомея и положитель- ного отношения к предложениям ОКБ- 52 на всех инстанциях, 10 июня 1960 г. проект постановления ЦК КПСС и Сов- мина СССР о космической тематике ОКБ-52 по темам «ракетоплан», «кос- моплан», «управляемый спутник» и «уп- равляемая боеголовка» прошел оконча- тельное рассмотрение в Военно-про- мышленной комиссии. Постановление ЦК КПСС и СМ СССР «О производстве различных типов ракет-носителей, спутников, космических кораблей для военного применения в космосе в 1960-1967 годах» с поручением ОКБ- 52 разработать эти КА, и с мероприя- 1 Как видим, Королёв ничего не имел против занятий Челомея военным космосом, к которому сам относился весьма прохладно, но был кате- горически против покушения на монополию в пилотируемых полетах. 117
Космические крылья ▲ Универсальная ракета УР-200 должна была служить не только как МБР, но и как носитель для ракетопланов ▼ Беспилотный ракетоплан Р-1 тиями, которые обеспечивали эти раз- работки, вышло 23 июня 1960 г. В конце 1960 г., после смерти С.А. Лавочкина, в ОКБ-52 перешла большая группа работников ОКБ-301 во главе с Н. С. Черняковым, сам Наум Семенович стал заместителем Челомея по проектному комплексу. Уже позже, в 1962 г., все ОКБ-301 было присоедине- но к ОКБ-52 на правах филиала №3. После усиления специалистами двух авиационных КБ (В. М. Мясищева и С. А. Лавочкина) предприятие в Реуто- ве начинает разработку универсаль- ной ракеты УР-200, способной решать задачи как по заброске баллистичес- ких боеголовок на межконтиненталь- ную дальность, так и по выведению грузов на низкую околоземную орбиту. По замыслу В. Н. Челомея, манев- рирующие авиационно-баллистичес- кие средства поражения в отдельных случаях могли выводиться на орбиту. По такому типу проектировалась аэробаллистическая маневрирующая орбитальная боеголовка АБ-2001 с ядерным зарядом, для выведения ко- торой на околоземную орбиту и долж- на была служить УР-200. При сходе с орбиты и полете в атмосфере боего- ловка, оснащенная автономной сис- темой управления, была способна осуществлять программные маневры на гиперзвуковой скорости за счет аэродинамических органов управле- ния и поражать точечные защищен- ные цели. Система вписывалась в стройную концепцию освоения кос- мического пространства, выдвину- тую В.Н. Челомеем в 1960 г., в кото- рую входили и ракетопланы. Беспилотный ракетоплан Р-1 пред- назначался для проверки и отработки всех агрегатов и систем на орбите, в том числе систем ориентации и стаби- лизации, теплозащиты, срабатывания средств разделения с изучением дина- мики процесса расцепки, уточнения баллистических и аэродинамических параметров ЛА, а также оценки надеж- ности работы бортовых систем. На пи- лотируемом ракетоплане Р-2, помимо вышеперечисленных задач, предпола- галась отработка пилотом-космонав- том контрольно-проверочных, связ- ных и наблюдательных функций из космоса. Полная масса ракетопланов Р-1 и Р-2, оснащенных М-образным складным (средняя часть вверх, концы вниз) крылом переменной стреловид- ности, - по 6300 кг. Штатная траекто- рия полета должна была включать эл- липтическую орбиту с перигеем 160 км и апогеем 290 км, полное время полета - 24 часа. Для запуска ракетоплана пла- нировалась ракета УР-200. Разработка ВКА с относительно вы- соким аэродинамическим качеством мотивировалась следующими сообра- жениями. Как известно, человечес- кий организм способен без необрати- мых последствий выдерживать толь- 1 Отработанную технологию управляемого спуска В. Н. Челомей предполагал использовать при проектировании тяжелой ракеты УР-500 (в бу- дущем - PH «Протон»), для которой был выпущен эскизный проект маневрирующей боеголовки АБ-500. 118
Первые отечественные крылатые корабли ко относительно небольшие перегруз- ки. Баллистический спуск с орбиты, при котором максимальные перегруз- ки должны были составить 8-10 еди- ниц, могли без осложнений вынести лишь специально натренированные и длительно подготавливаемые летчи- ки-космонавты. Однако в условиях широкого развития пилотируемых орбитальных операций и, в особен- ности, в военной обстановке, время отбора и физической подготовки кос- монавтов необходимо было свести к минимуму. Это, по замыслу разработ- чиков, и диктовало создание таких аппаратов1, которыми могли управ- лять летчики обычной авиации и в которых могли летать люди с обыч- ной, а не специальной, физической подготовкой. Несомненно, первым шагом ОКБ-52 в космос можно считать создание в 1960-1961 гг. экспериментального кос- мического аппарата МП-1, разработка которого была узаконена Постановле- нием ЦК КПСС и Совмина СССР от 13 мая 1961 г. №420-174 «О разработ- ке пилотируемых ракетопланов». В.Н.Челомей считал, что основными проблемами на пути создания раке- топланов являются обеспечение уп- равляемости и устойчивости ЛА при входе в атмосферу и создание эффек- тивной теплозащиты от высоких теп- ловых потоков на этом участке полета. Материалов по вопросам управляе- мого полета при скоростях в диапазо- не от М= 3,5 и выше в стране не было, также как АДТ и стендовых установок, позволявших провести моделирова- ние таких процессов в достаточно большом масштабе. Единственным способом проверки расчетно-теорети- ческих исследований и эскизных конструкторских проработок, прово- дившихся в ОКБ-52, мог быть летный эксперимент. Первым таким испыта- нием стал пуск экспериментального гиперзвукового ЛА. После серии продувок моделей в аэродинамических трубах ЦАГИ, ми- нуя обычный этап эскизного проекти- рования, в конце 1960 г. началась раз- работка аппарата МП-1, который, с одной стороны, должен был отрабо- тать принципы управления маневри- рующей боеголовки АБ, а с другой - собрать экспериментальные данные, необходимые для будущих ракетопла- нов и космопланов. Параллельно с выпуском чертежей и изготовлением деталей и узлов аппа- рата, с участием ЦАГИ, ЛИИ, ВИАМ, НИИ-1 проводилась серия эксперимен- тов по созданию теплозащитных пок- рытий и их испытаний на воздействие высокотемпературной газовой струи. Принципиальными особенностями МП-1 были аэродинамическая компо- новка, теплозащита и система управ- ления, обеспечивавшие стабилизиро- ванный полет на всех участках траек- Пилотируемый орбитальный ракетоплан Р-2, вид спереди ▲ и сзади ▼ Фото из архива НПО машиностроения Фото из архива НПО машиностроения Фото из архива НПО машиностроения 1 Перегрузка на спуске Р-1 должна была составить всего 3,5-4,0 единицы, в отличие от 9-11 единиц на СА корабля «Восток». 119
Космические крылья Фото из архива НПО машиностроения Фото из архива НПО машиностроения Фото из архива НПО машиностроения ▲ Летающая модель МП-2 (М-12) перед установкой на PH Космический шетоши АГ4 ▲ Компоновка ракетоплана АК-4 тории: при выведении, после отделе- ния от PH, в космическом полете и на участке возвращения в атмосферу. Аэродинамическая компоновка изде- лия (длина 1,8 м и масса 1,75 т) была выполнена по схеме «контейнер - зад- ний тормозной зонт». Контейнер предс- тавлял собой конус с большим удлине- нием, заканчивавшийся цилиндричес- кой частью. На цилиндрической части (впереди) устанавливались графитовые рули для стабилизации по продольной оси. В задней части находился аэроди- намический тормоз - «зонт», отдельные лепестки которого могли дифференци- ально отклоняться на определенный угол при помощи пневмоприводов. Графитовые рули-элевоны приво- дились в действие пневматическими рулевыми машинками, а на косми- ческом участке стабилизация обеспе- чивалась соплами на сжатом воздухе, который подавался из баллона высо- кого давления, занимавшего носовую часть аппарата. «Зонт» у донного среза осуществлял аэродинамическое торможение аппа- рата. Приземление производилось на трехступенчатой парашютной систе- ме, что давало возможность обследо- вать состояние теплозащитных покры- тий после полета. В полете данные о динамических и тепловых характерис- тиках МП-1 передавались радиотеле- метрической системой и фиксирова- лись запоминающими устройствами. Интересны воспоминания и оценки Е. С. Кулаги, которому удалось порабо- тать над проблемами теплозащиты как в ОКБ-23, так и в ОКБ-52: «Прежде чем мы взялись в отделе не- металлов за реализацию нашей основ- ной задачи, нам устроили проверку на зрелость, поручив совершенно новую для меня работу. Королёв и Мясищев вели разработку аппаратов, возвраща- ющихся с орбиты. Но, оказывается, их обоих обошел Челомей!.. Модель была изготовлена в Реутове, но теплозащиту там нанести не могли, и эту работу поручили моему отделу на Филях. В качестве теплозащиты ВИАМ раз- работал специальный материал, полу- чивший затем индекс ВШ-4. Наносить его нужно было методом напыления под вытяжкой. После этого проводи- лась его термообработка при темпера- туре порядка 150 °C, при которой он вспенивался и упрочнялся, переходя в полимеризованное состояние. От ОКБ-52 этой работой руководили начальник отдела неметаллов Н. Ф. Ку- тузов и А. В. Иваненко. Предстояло отработать рецептуру материала, обеспечивающую произво- дственное использование большого объема исходных компонентов, соз- дать необходимое технологическое оборудование и многое другое. Все это мы сделали сами с участием специа- листов из ВИАМа. На более теплонап- ряженных тормозных щитках был применен новый кремнеземный мате- риал СТКТ-11, разработанный под ру- ководством И. С. Белевича в ЦНИИмаш. 120
Первые отечественные крылатые корабли Если с освоением этого материала осо- бых сложностей не возникло, то с ВШ-4 пришлось повозиться. При напылении и послойной поли- меризации композиции достаточно большой толщины материал начинал трескаться по кольцу. Эти трещины равномерно располагались по длине корпуса. Тщательное рассмотрение конструкции корпуса показало, что стыки отсеков фюзеляжа выполнены недостаточно жесткими и в этих мес- тах корпус имел ступенчатые изломы, будучи изогнутым при его закрепле- нии в оснастке. В этих местах теплоза- щита и трескалась из-за деформаций корпуса, поскольку она была довольно жесткой после полимеризации. Было принято решение срезать теплозащи- ту в местах трещин, оголить и усилить корпус, а затем восстановить теплоза- щиту в этих местах. Челомей торопил нас... Мы стали ра- ботать в три смены». В октябре 1961 г. аппарат был изго- товлен и готов к отправке на испыта- тельный полигон Капустин Яр, откуда за год до этого состоялся последний по- лет «Бури». МП-1 запускался с помо- щью модифицированной одноступен- чатой ракеты Р-12. Пусковое устрой- ство было установлено на площадке полигона, который обеспечивал также внешнетраекторные измерения, ради- олокационное наблюдение и поиск ап- парата. Управление пуском осущес- твлялось с Центрального командного пункта ГЕНИИ ВВС. Боевое поле рас- полагалось в районе озера Балхаш. Запуск МП-1 был произведен 27 де- кабря 1961г. Аппарат пролетел рассто- яние 1760 км с максимальной ско- ростью 3,8 км/с, поднявшись на высо- ту 405 км и совершив управляемый спуск в атмосфере. Задачи полета бы- ли выполнены полностью. «Модель запустили... и она благопо- лучно вернулась на Землю, преодолев тепловой барьер, - пишет Кулага. - Наша теплозащита сработала. Она была пра- вильно рассчитана и качественно нами изготовлена. Так был осуществлен пер- вый в мире спуск с орбиты на аэродина- мическом качестве1... ВШ-4 и СТКТ-11 были основными теплозащитными ма- териалами в ракетной технике и исполь- зовались более двух десятков лет». Работы ОКБ-52 по тематике воздуш- но-космических аппаратов велись ши- роким фронтом и отнюдь не исчерпы- вались описанными проектами. В те- чение 1961 г., кроме работ по проекту МП-1, предприятие проектировало пи- лотируемые космические самолеты АК-3 и АК-4, спускаемые с орбиты в контейнере, а также прорабатывало суборбитальный ракетоплан СР и про- водило анализ ракетоплана СП, пред- назначенного для бомбардировки не- Характеристики пилотируемых ракетопланов схемы «Кожух» Назначение Разведчик Истребитель спутников Стартовая масса, т 6,3 12 Масса при спуске, т - 5,8 Рабочая орбита, км 160x292 300- 1900 Суммарная характеристическая скорость, м/с 120 1270 Полное время полета, час ДО 24 361 2 Количество снарядов «космос - космос», шт. нет 8 Масса снаряда «космос-космос», кг - 95 Характеристическая скорость снаряда «космос - космос», м/с - 365 Дальность полета крылатого аппарата с ТРД, км до 450 до 450 Баллистический коэффициент 0,00066 0,00066 Качество крылатого аппарата 3,01 3,01 Качество контейнера 0,15 0,15 Максимальная перегрузка при спуске 3,5-4,0 4,0 Ракета-носитель 8К78 УР-500 Характеристики пилотируемого ракетоплана схемы «Конус» Назначение Истребитель спутников Стартовая масса 14т Масса спускаемого аппарата 3,5 т Высота боевого применения до 3000 км Суммарная характеристическая скорость 2150 м/сек Время пребывания на орбите до 52 час Количество снарядов «космос-космос» 12 штук Масса снаряда «космос-космос» 100 кг Характеристическая скорость снаряда «космос - космос» Аэродинамическое качество аппарата 430 м/сек U Потребное число аэродромов для посадки с любого витка 5 Ракета-носитель УР-500 Схема орбитального ракетоплана-разведчика схемы «Кожух» 1 - источники электропитания; 2 - РДТТ сброса контейнера; 3 - двигатели стабилизации по курсу; 4 - двигатели управления по тангажу; 5 - двигатели стабилизации по крену; 6 - шар-баллоны с воздухом и топливом системы стабилизации; 7 - блоки аппаратуры управления; 8 - третья ступень ракеты-носителя 8К78; 9 - радиационный теплообменник; 10 - теплозащитный контейнер; 11 - крылатый аппарат; 12 - оптический ориентатор; 13 - сбрасываемый обтекатель; 14 - тормозная двигательная установка Фото из архива НПО машиностроения 1 Цитируется по источнику. Было бы точнее сказать, что имело место возвращение в атмосферу из космоса на гиперзвуковой скорости с при- менением аэродинамического качества. И уж конечно, не впервые в мире: первым былХ-15. Правда, летал он чуть-чуть пониже - полеты в ме- зосферу с использованием принципов реактивного и аэродинамического управления начались в марте 1961 г., а «космический» порог высо- ты в 50 миль преодолел лишь в июле 1962 г. 2 Время, потребное для уничтожения восьми спутников противника 121
Космические крылья больших целей, орбитальной инспек- ции и решения других проблем. Любопытна схема возвращения кос- моплана АК-31. Непосредственно пе- ред спуском на Землю аппарат отстре- ливает блок с маршевым двигателем. После отделения двигателя корабль раскрывает тормозной зонт, выпол- ненный из тонкцх пластин тугоплав- ких металлов, который призван отво- дить тепло из уплотненного воздуха, обтекающего ЛА. Затем отстреливает- ся термокожух, и крылатый спускае- мый аппарат уходит на самолетную посадку. По одному из проектов в кос- моплане АК-3 предполагалось исполь- зовать ядерный ракетный двигатель с Фото из архива НПО машиностроения ▲ Подготовка к пуску ракеты Р-12 с летающей моделью МП-2 (М-12) водородом в качестве рабочего тела. При этом перед конструкторами вста- ла проблема, как предотвратить паде- ние реактора на Землю. Решение виде- лось в уводе реактора на «орбиту захо- ронения» за счет его собственной тяги. Следующей значительной разработ- кой этого направления стал аппарат М-12, являющийся натурной моделью маневрирующей головной части АБ-200, которая создавалась по Постановле- нию ЦК КПСС и Совмина от 27 марта 1962 г. №243-117 для орбитального (глобального) варианта ракеты УР-200А (8К83). Одновременно М-12 имитиро- вал капсулу, в которой с орбиты пред- полагалось спускать ракетоплан. Для стабилизации и управления на атмосферном участке полета аппарат имел четыре титановых руля-элевона на хвостовой части конического корпу- са. На космическом участке полета уп- равление обеспечивали жидкостные микродвигатели. На М-12 впервые ис- пытана многофункциональная систе- ма управления разработки ОКБ-52, обеспечившая управление полетом, стабилизацию и выполнение програм- мных маневров при полете в плотных слоях атмосферы. Пуск М-12 был произведен 21 марта 1963 г., вновь на ракете Р-12. Аппарат массой 1750 кг разогнался ракетой по баллистической кривой (максималь- ная высота полета - 408 км, расчетная дальность - 1880 км) и, продолжая по- лет, вошел в атмосферу на расстоянии 1760 км. При входе в атмосферу прои- зошло разрушение изделия, по-види- мому, вызванное отслоением теплоза- щитного покрытия. Однако получен- ный опыт был использован в последу- ющих разработках предприятия. К 1963 г. была проведена эскизная проработка четырех вариантов пило- тируемых ракетопланов: 1) одноместного орбитального ист- ребителя спутников; 2) одноместного орбитального бом- бардировщика наземных целей; 3) семиместного транспортного меж- континентальной дальности; 4) двухместного научно-исследова- тельского, для облета Луны. Первый, второй и четвертый раке- топланы предполагалось запускать в космос на ракете УР-500, третий - вы- водить на баллистическую траекторию на ракете УР-200. В течение 1963 г. был выпущен вто- рой эскизный проект по беспилотному космоплану К для исследования даль- него космоса и полетов к Луне, Марсу и Венере с возвращением на Землю и по- садкой на аэродроме, а также аванпро- ект ракетоплана-истребителя П-2И. По одному из вариантов космический истребитель или разведчик выполнял- ся по схеме «Кожух»: крылатый сверх- звуковой ЛА со сложенным крылом и оперением, оснащенный маршевым ТРД для посадки, заключался в теплоза- щитный «кокон» в форме капсулы. Для испытаний и полетов на орбитах малой высоты аппарат предполагалось выво- дить с помощью трехступенчатого ва- рианта ракеты 8К78, на высокие орби- ты - носителем УР-500. На борту «вы- сотного» ракетоплана размещалось во- семь снарядов «космос - космос», а более легкий разведчик снарядов не имел. Пе- ред спуском с орбиты отделялась снача- ла боевая часть, после прохождения ос- новных тепловых потоков отстреливал- ся теплозащитный кожух, и аппарат с космонавтом на борту совершает посад- ку по самолетному типу. Еще один вариант истребителя пре- дусматривал схему «Конус». Согласно Дается по: «Популярная механика», №9(71), сентябрь 2008 г., стр. 32-38 122
Первые отечественные крылатые корабли этому проекту, пилотируемый орби- тальный истребитель спутников состо- ял из возвращаемого на землю плани- рующего аппарата конической формы и сбрасываемого боевого отсека. Кор- пус планирующей части состоял из трех герметичных отсеков: носового, кабины и рулевого. В приборном отсе- ке располагалась аппаратура управле- ния и источники питания. В кабине размещалась двухканальная оптичес- кая система для селекции цели и ори- ентации, пульт управления, а также ряд других служебных систем. Кабина снабжалась двумя боковыми иллюми- наторами для визуального обзора кос- мического пространства и имела люк для посадки летчика-космонавта. В бо- евом отсеке находились 12 снарядов «космос - космос», ДУ с системами гру- бой и точной стабилизации, антенна и аппаратура РЛС. Посадка возвращае- мого аппарата была парашютной. Интересная деталь: снаряды «кос- мос - космос» располагались в кормо- вой части, поэтому пилот осуществлял наведение на цель с помощью специ- альной оптической системы, позволяв- шей смотреть «за спину». Высота бое- вого применения этой модели ракетоп- лана-истребителя достигала 3000 км. Выведение на орбиту также планиро- валось осуществлять с помощью носи- теля УР-500. В 1964 г. ОКБ-52 выпустило аван- проект пилотируемого ракетоплана- бомбардировщика. Наконец, в течение 1965 г. был подготовлен аванпроект пилотируемого ракетоплана на базе УР-200 и выпущен эскизный проект пилотируемого ракетоплана-истреби- теля П-2И, а также техническое пред- ложение по теме П-П (космический пи- лотируемый инспектор-перехватчик). Кроме того, рассматривались раке- топланы не только с баллистической схемой выведения. В ОКБ-52 было про- работано несколько вариантов субор- битальных ракетопланов с крылатой разгонной ступенью, оснащенной ПВРД, используемым для возврата к месту старта. Варианты этих аппара- тов, оснащенных треугольными кры- льями малого удлинения, отличались конструкцией, компоновкой, размера- ми и массой. Кроме последовательного деления ступеней, были варианты компоновок с параллельным делением, с размещением второй ступени на дни- ще первой ступени под крылом. В от- дельных вариантах разгонные ступени имели конфигурацию «летающее кры- ло», а верхние ступени в некоторых ва- риантах выполнялись по схеме «утка». Для выведения летающих моделей этих ракетопланов, в зависимости от массы, могли использоваться ракеты УР-200, Р-7, Р-12. Но политические перестановки в ру- ководстве СССР спутали все карты. 17 октября 1964 г., сразу после снятия Н. С. Хрущева, была создана комиссия Схема орбитального ракетоплана-истребителя спутников схемы «Конус» 1 - спускаемый аппарат; 2 - сбрасываемый контейнер; 3 - антенна РЛС обнаружения и наведения; 4 - система струйной стабилизации; 5 - снаряды «космос - космос»; 6 - ДУ торможения и маневра; 7 - система приземления; 8 - система жизнеобеспечения; 9 - кабина пилота; 10 - приборный отсек Схема суборбитальных ракетопланов на дальность 8000 (сверху) и 40000 км Фото из архива НПО машиностроения Фото из архива НПО машиностроения по «расследованию деятельности» ОКБ-52, и уже 19 октября Птавком ави- ации маршал К. А. Вершинин уведомил В. Н. Челомея о прекращении работ и передаче ряда его материалов по раке- топланам в ОКБ-155 А. И. Микояна1. Попытки обращения в «высшие инс- танции» ни к чему не привели. Новое руководство страны уже не благоволи- ло к Челомею. Что говорить о ракетоп- ланах: с большими потерями удалось отстоять основные направления дея- тельности предприятия. Как вспоми- нает Е. С. Кулага, «аппаратные игры вокруг этой тематики приобрели та- кую силу, что Челомей не смог их прео- долеть». В конечном счете, все развивалось по сценарию С. П. Королёва, которого поддерживал Д.Ф.Устинов. Проект УР-200 был остановлен на этапе лет- ных испытаний, и из всех носителей В. Н. Челомею позволили сделать толь- ко УР-500 (А-600 по первоначальной классификации). КА разработки ОКБ- 52 решали только военные задачи, а ракетопланы не вышли из бумажной стадии. Представляется, что к тому времени В. Н. Челомей и сам несколько охладел к ракетопланам. Одной из причин от- каза от их создания Дыла переориента- цией ОКБ-52 на разработку космичес- кого корабля ЛК для пилотируемого об- лета Луны, который фактически явил- ся развитием одного из вариантов бескрылого ракетоплана с малым аэро- динамическим качеством... 1 По некоторым сведениям, туда же ушла и часть специалистов, занимавшихся проектированием ракетопланов Р-1 и Р-2 123
Космические крылья «Красная звезда» Туполева В 1956-1957 гг. Андрей Николаевич Туполев, видя явное смещение ин- тересов военно-политического руковод- ства СССР в сторону беспилотных авиа- ционных и ракетных систем (эта тен- денция достигла апогея в конце 1950-х годов), создал внутри своего ОКБ-156 отдел «К» для разработки беспилотных ЛА, возглавить который поручил своему сыну - Алексею Андреевичу Туполеву. Со временем отдел «К» вырос до 500- 800 сотрудников, превратившись в полноценное конструкторское бюро внутри ОКБ-156, практически повторяя его по своей органи- зационной структуре. Так пат- риарх отечественного самоле- тостроения застраховался от «ракетной эйфории» Н. С. Хру- щева, приведшей к ликвидации (или переориентации на ракет- но-космическую тематику) ря- да авиационных коллективов (В. М. Мясищева, С. А. Лавочки- на, П. В. Цыбина и других). В 1958 г. отдел «К» приступил к выполнению программы соз- дания ударного беспилотного комплекса «ДП» (дальний пла- нирующий). Этому предшест- вовали НИР по авиационным и ракетным носителям страте- гического и ядерного оружия, в которых предлагалось вести разработку планирующих ра- кет, обладающих высокой эффектив- ностью применения. Идеи, заложенные в проекте «ДП», во многом перекликались с проектом «ан- типодного» бомбардировщика Э. Зен- гера. Комплекс состоял из ракеты-но- сителя и последней ступени в виде пла- нирующего ракетоплана с мощной термоядерной БЧ. В качестве носите- лей рассматривались модификации ракет Р-5, Р-12, Р-14 и Р-16, а также разработки, которые могли быть реа- лизованы силами самого ОКБ-156. Дальность действия комплекса оп- ределялась аэродинамическим каче- ством и скоростью в момент отделе- ния от PH. Пройдя плотные слои ат- мосферы, аппарат выходил на цель на удалении до 4000 км от точки старта, со скоростью, соответствующей числу М=10. В конце полета ДП пикировал на цель, и на заданной высоте по ко- манде высотомера подрывался термо- ядерный заряд. В целом, схема полета ДП отчасти походила на одновитко- вую миссию первого варианта аппа- рата Dyna-Soar. По замыслу создателей, преимуще- ства ударной системы ДП по сравне- нию с МБР состояли в большей точнос- ти выхода на цель при более простой системе наведения и менее сложной траектории полета1, затрудняющей действие средств ПРО и ПВО. Таким образом, конструкторы комплекса пы- тались совместить преимущества бал- листических и крылатых ракет. В течение двух лет в ОКБ проводи- лись исследования по проекту ДП, к которым подключились многие пред- приятия и организации: разрабаты- вались новые конструкционные ма- териалы и технологии, соответство- вавшие требованиям длительного полета на гиперзвуковых скоростях в ▲ Андрей Николаевич Туполев условиях кинетического нагрева. Совместно с ЦАГИ исследовались во- просы получения требуемых аэроди- намических характеристик планиру- ющей ступени. При участии ЛИИ от- рабатывались вопросы, связанные с созданием и летными испытаниями натурных моделей на требуемых ре- жимах полета. ▲ Алексей Андреевич Туполев Для проверки наработок по проекту ДП построили несколько эксперимен- тальных аппаратов и испытали их на режимах, близких к штатным для буду- щей ударной системы. В 1959-1960 гг. в ОКБ-156 приступили к созданию экс- периментального прототипа боевого комплекса ДП - самолета«130» (ty-130). Исследовались различные аэродина- мические схемы: «симметричная» и «несимметричная», «бесхвостка», «ут- ка» и др. На основании этих исследо- ваний построили и продули в аэроди- намических трубах ЦАГИ це- лую серию моделей, в т. ч. и на больших сверхзвуковых скоростях, а в ЛИИ провели натурные летные испыта- ния со сбросом летающих моделей «130» с твердотоп- ливными ускорителями с са- молета-носителя 16ЛЛ. Аппаратура моделей служи- ла для получения информа- ции об аэродинамических характеристиках при раз- личных режимах полета со скоростями, близкими к М = 2. Для достижения боль- ших скоростей (М = 6) мало- масштабные модели отстре- ливались с помощью артил- лерийских орудий и газоди- намических пушек. В окончательном виде «130» стал «бесхвосткой» несимметрич- ной аэродинамической схемы массой 2050 кг и сравнительно небольших размеров: длина 8,8 м, размах крыла 2,8 м и высота 2,2 м. Небольшое низко- расположенное треугольное крыло с углом стреловидности по передней кромке 75° имело элевоны по всей зад- ней кромке. Вертикальное оперение в задней части фюзеляжа состояло из верхнего и нижнего килей, снабжен- ных тормозными щитками, открывав- шимися по схеме «ножницы». Кон- струкция планера - «горячая», из не- ржавеющей стали. В опытном производстве была зало- жена серия пяти экспериментальных изделий «130». В ходе постройки наи- более нагруженные в тепловом отно- шении фрагменты планера подверга- лись термическим испытаниям в спе- циальных камерах с учетом расчетных тепловых нагрузок. В 1960 г. был построен первый пла- нер «130», началось его оснащение обо- рудованием и увязка с ракетой - моди- фикацией Р-12. Окончательный вариант комплекса «ДП» состоял из трехступенчатой PH собственной разработки со стартовой массой 240 т и крылатого аппарата, способного доставить термоядерную 1 Распространенное заблуждение, свойственное большинству авиационных конструкторов в конце 1950-х годов. Как показала жизнь, гипер- звуковое скольжение в атмосфере - на порядки более сложная вещь, чем полет по баллистической траектории. 124
Первые отечественные крылатые корабли БЧ массой 3-5 т на дальность 9000- 12000 км. Инерциальная система на- ведения обеспечивала точность попа- дания в пределах 10 км. Однако все работы по теме ДП и про- тотипу «130» в начале 1960-х годов свернули, а построенные планеры ути- лизировали. Официально - на основа- нии правительственного постановле- ния от 5 февраля 1960 г. Исследования, проведенные в ОКБ по гиперзвуковой тематике, показали возможность создания пилотируемо- го ВКС. Такая тема «136» (iy-136, «Звезда», «Красная звезда») охватыва- ла широкий круг проблем, связанных с созданием экспериментального ЛА, приспособленного для выполнения военных задач при нахождении в ближнем космосе. В случае успеха предполагалось перейти к разработке на его базе целой серии военных ра- кетопланов - разведчиков, бомбарди- ровщиков-ракетоносцев, перехватчи- ков спутников и ракет, а так- же крупных ВКС многоразо- вого использования, способ- ных после выполнения прог- раммы космического полета возвращаться на Землю с посадкой на обычные аэрод- ромы. Эти работы перекли- кались с американской про- граммой Dyna-Soar. Схема применения раке- топлана «136» была следую- щей. Старт аппарата массой 10-20 т - вертикальный, с по- мощью PH собственной раз- работки. Далее ракетоплан совершал одновитковый ор- битальный полет в пилотиру- емом или беспилотном режи- ме. Космонавт имел возмож- ность корректировать орбиту с помощью двух ЖРД, расположенных в хвостовой части ВКС, вплоть до обес- печения суммарного (за один виток) бокового отклонения до 1000 км. Эти же двигатели использовались для вы- дачи тормозного импульса. Полет в ат- мосфере и посадку ВКС Туполева со- вершал как обычный планер с исполь- зованием аэродинамических органов управления. Одновитковая схема по- лета была выбрана по причине неизу- ченности длительного воздействия не- весомости и космического излучения на человека. Как и в проекте «130», на первом эта- пе предполагалось использовать бес- пилотные ЛА - масштабные модели с твердотопливным двигателем, запус- каемые с самолета Ту-16. На них соби- рались освоить зоны гиперзвукового полета (скорости до 9000 км/ч), отра- ботать элементы конструкции, способ- ные функционировать при высоких температурах. Одновременно предпо- лагалось провести летные испытания масштабных моделей ракетоплана пусками на баллистических ракетах (на Р-5 - при скорости 3,9 км/с на вы- соту до 45 км, на Р-14 - до 6,5-7,8 км/с на 90 км). На втором этапе предполагали перей- ти к пилотируемым гиперзвуковым ЛА, исследования которых планировалось проводить на самолете «136/1»- умень- шенной копии ракетоплана, стартовав- шей с 1у-95К. Проверить хотели прежде всего посадочные режимы - на скорос- тях не больше 1000 км/ч, высотах до 10000 м и с посадочными скоростями около 300 км/ч. Изучение особенностей пилотируе- мого гиперзвукового полета планиро- валось проводить на самолете «139» (аналоге американского эксперимен- тального Х-15), также запускаемом с 1у-95КМ, в режимах максимальной скорости 2,2 км/сек (8000 км/ч) и вы- соты до 200 км, при тех же посадочных скоростях до 300 км/ч. Окончательную обкатку пилотируе- мого полета на всем диапазоне скорос- тей - от гиперзвука, через трансзвук и дозвук с последующей посадкой соби- рались выполнять на «136/2» - моди- ▲ Компоновка одного из вариантов ракетоплана «Звезда» фицированном самолете «136/1» с до- полнительной разгонной ступенью. Он должен был летать на максимальных скоростях до 3,3 км/с (12 000 км/ч) и высотах до 100 км. На третьем, заключительном этапе, речь шла о постройке ракетоплана «136», рассчитанного на орбитальные скорости и рабочие высоты 50-100 км. В ходе работ рассмотрели несколько вариантов аэродинамической компо- новки будущего ВКС «136». Они в ос- новном повторяли схемы самолета «130» и варианты, близкие к америка- нскому проекту Dyna-Soar. Наиболее детально был проработан вариант по схеме «утка»: для него скомпоновали оборудование и агрегаты, силовую ус- тановку, посадочное устройство и средства спасения экипажа. Расчет- ные данные для него были следующие: полная масса - 7,5-9,0 т, максимальная скорость - первая космическая, высота полета - 95 км, посадочная скорость - 300 км/ч. Одновременно в ОКБ-156 серьезно занимались ракетой. Поскольку суще- ствовавшие в тот период системы не удовлетворяли своей грузоподъемно- стью, предполагалось, как и в других Фото из архива ЦАГИ Фото из архива ОАО «Туполев» ▲ Модель ракетоплана 130 («Звезда») авиационных конструкторских бюро, «переориентировавшихся» на ракетно- космическую тематику, создать соб- ственный носитель. Рассмотрели варианты двух- и трехс- тупенчатых ракет, способных выводить на околоземные орбиты грузы, подоб- ные ВКС «136». Кроме того, прорабаты- вался вариант вывода ракетоплана на орбиту с помощью авиационно-косми- ческой системы, первая ступень кото- рой представляла стратегический сверхзвуковой самолет («125» или «135»), а вторая - баллис- тическую ракету воздушно- го запуска с ракетопланом вместо головной боевой час- ти. Именно этот вариант можно считать предтечей воздушно-космического са- молета «Спираль», блестя- щий проект которого нес- колько лет спустя предложи- ло ОКБ-155 А. И. Микояна. Работы по теме «Звезда» продолжались до 1963 г., не выходя за рамки исследова- ний и эскизного проектиро- вания, затем их прекратили. Как развитие темы «Звез- да», в ОКБ-156 параллельно шли работы по проекту «Спутник» («137», Ту-137). В отличие от ракетоплана «136», рассчи- танного на один виток вокруг Земли, самолет «137» предназначался для до- вольно длительных орбитальных поле- тов и посадки «по-самолетному». Рас- сматривались пилотируемый и беспи- лотный варианты. Аппарат мог приме- няться разнопланово: в случае угрозы на околоземные орбиты предполага- лось выводить на боевое дежурство со- единения ударных и разведыватель- ных спутников, контролируя действия ▲ Монтаж центроплана ракетоплана 130 для испытаний 125
Космические крылья потенциальных противни- ков, и, в случае необходи- мости, применять против неприятеля ударные спут- ники, одновременно конт- ролируя результаты уда- ров с помощью развед- спутников. Помимо указанных ра- бот, в ОКБ в тот период про- ектировали транспортный вариант проекта «130» - «130Т», а также некоторое время работали над удар- ной системой «Луч», состо- явшей из носителя Р-12 и ракетоплана на основе мо- дификации беспилотного самолета «121» («С»). Даль- AV Центральная часть фюзеляжа и крыла ракетоплана 130 на статических испытаниях (вверху) и во время термических испытаний (внизу) ность действия системы оценивалась в 12 000 км при скорости планирую- щей ступени М = 3-5. В тематике отдела «К» имелось еще несколько различных ракетно-косми- ческих проектов, достовер- ные данные о которых от- сутствуют. Также отдел «К» вел обширные работы в об- ласти беспилотных удар- ных и разведывательных систем. Одна из них - стра- тегический беспилотный сверхзвуковой самолет- разведчик Ту-139 («Ястреб- 2», ДБР-2) - впоследствии удивительным образом сыграла далеко не послед- инициативе, а кто и вследствие жесткого дав- ления хрущевского «зак- рытия» авиации. К сожа- лению, информация об этих проектах крайне скудна. Все, что могло быть опубликовано за прошедшие годы, уже стало достоянием глас- ности. Но иногда случай- ные воспоминания вете- ранов позволяют по-но- вому взглянуть на прош- лое и признать, что мно- гого мы еще не знаем. Например, заместитель талантливейшего авиако- нструктора Роберта Бар- тини - Вячеслав Василье- вич Калганов - в ноябре 2007 г. рассказал одному из авторов, что в период 1964-1966 гг. он вместе со своим шефом приезжал в ОКБ-1 к С.П.Королёву с документацией по проек- ту воздушно-космическо- го самолета, разработан- ного Бартини в ОКБ Геор- гия Бериева в Таганроге (ныне ТАНТК имени Г. М. Бериева). По воспо- минаниям Вячеслава Ва- сильевича, Сергей Павло- вич очень заинтересовал- ся «птичкой» и сразу выз- вал Павла Цыбина. В ре- зультате обсуждения бы- нюю роль при определении облика «Бурана». В начале 1960-х годов практически все работы ОКБ А. Н. Туполева, связан- ные с авиационно-косми- ческой техникой, были зак- рыты. К этой тематике вер- нулись только в 1970-е го- ды, когда в СССР начались работы над одноступенча- тыми орбитальными само- летами. В США аналогичная те- ма одноступенчатого ВКС ▲ Модель ракетоплана 136 с дополнительной разгонной ступенью Aerospaceplane была зак- рыта в первой половине 1960-х и начала понемногу ло принято решение о дальнейшей совместной работе (подразделений П. В. Цыбина и Р. Л. Бар- тини) над этим проектом. Дальнейшие следы этой работы теряются... Подробный рассказ еще об одном проекте ВКА, вы- полненном «курсантским» КБ космонавтов первого отряда в ВВИА имени профессора Н.Е. Жуковс- кого при неформальном лидерстве Ю. А. Гагарина, ждет нас впереди. Все указанные выше работы велись с явной ог- возрождаться в новом качестве также в середине 1970-х, параллельно с раз- вертыванием работ по системе Space Shuttle и с использованием техноло- гий. появившихся в процессе разра- ботки челнока. Для СССР это было сравнительно новое направление, которое позволя- ло - по замыслу проектантов - полу- чить принципиально новый класс ЛА, способных не только решать многие проблемы военного и гражданского ха- рактера. но и дать возможность осво- ить перспективные технологии, во многом определившие уровень передо- вых отраслей техники XXI века. Конец 1950-х и первая половина 1960-х годов были очень интересным периодом истории нашей космонав- тики с точки зрения появления про- ектов крылатых космических кораб- лей. Существуют отрывочные сведе- ния, свидетельствующие о том, что пилотируемой космической темати- кой в этот период «болели» практичес- ки все авиационные КБ - кто по своей лядкои на американские проекты, причем не столько в плане техники, сколько в части идеологии примене- ния воздушно-космических аппара- тов. Давайте же повнимательнее приглядимся к аппарату, который смог так сильно повлиять не только на последующие американские разра- ботки, но и на все остальные мировые работы, проведенные в области созда- ния систем, сочетающих качества ра- кеты, «классического» космического корабля и самолета. 126
Глава 7 НИОБИЕВЫЙ ДИНОЗАВР Предтечи Программа создания космоплана Х-20 Dyna-Soar занимает совер- шенно особое место в истории амери- канской и мировой техники. По сути, это был первый детально проработан- ный проект воздушно-космического аппарата, дошедший до стадии изго- товления «железа». И хотя программа была закрыта еще до начала полетов, именно она заложила основы транспо- ртной космической системы Space Shuttle и дала толчок к обширным ис- следованиям в области гиперзвуковой авиации и многоразовых воздушно- космических аппаратов. Параллельно с работами по системе Navaho в США рассматривались дру- гие приложения метода достижения больших дальностей и скоростей, опи- санного доктором Зенгером в проекте бомбардировщика-«антипода». И, в от- личие от межконтинентальной сверх- звуковой КР, все они так или иначе до- летали до космоса, полагаясь целиком на ракетные двигатели и крыло. Теоретические работы по использо- ванию аэробаллистических ракет для пассажирских перевозок были прове- дены в 1949 г. выходцем из Китая док- тором Цянь Сюэсэнем, профессором Калифорнийского технологического института, который впоследствии воз- вратился в КНР и возглавил китайс- кую космическую программу. По его планам ракета со стартовой массой 50 т после вертикального старта и по- лета по баллистическому эллипсу до- стигала апогея траектории и начина- ла спуск. Через 15 минут аппарат вхо- дил в атмосферу и переходил в равно- весное планирование на высоте 13 км. Весь полет продолжался менее часа и заканчивался горизонтальной посад- кой на ВПП со скоростью 280 км/ч. За это время ракета пролетала примерно 4800 км j расстояние от Лос-Анжелеса до Нью-Йорка. После Второй мировой войны быв- ший директор немецкого ракетного центра Пенемюнде Вальтер Дорнбер- гер и научный сотрудник того же цент- ра Краффт Эрике, получив американ- ское гражданство, стали работать в фирме Bell Aircraft, где спроектировали аппарат, подобный антиподному бом- бардировщику. В начале 1952 г. они даже ездили во Францию, тщетно пы- таясь уговорить Эйгена Зенгера и Ирен Бредт переехать в Штаты, чтобы тоже работать у Белла. Первые прорисовки компании Bell были незамысловатыми вариациями на тему «антипода», но вскоре прямое крыло с клиновидным профилем усту- пило место дельгавидному, более свой- ственному для поздних концепций. Фирма уделяла много внимания проб- лемам входа в атмосферу, особенно в области теплозащиты, рассматривая как активные способы (циркуляция жидкости), так и пассивные (теплоиз- лучение, теплопоглощение и абляция). 17 апреля 1952 г. Bell предложила построить для ВВС США пилотируе- мый «бомбардировщик-ракету» BoMi (Bomber-Missile): суборбитальный ап- парат для полета на дальность пример- но 4800-5000 км, способный разви- вать на высоте 30 км скорость, соотве- тствующую числу М = 4,0. Система включала стартовый уско- ритель с пятью двигателями и дельта- видным крылом и планирующую мар- шевую ступень с тремя двигателями и крылом, имеющим в плане форму двойной дельты (как у будущих сверх- звуковых лайнеров Ту-144 и Concorde). Большая часть конструкции пилоти- руемой (экипаж - два человека) пер- вой ступени длиной почти 120 футов (36,6 м) и размахом крыла 60 футов (18,3 м) должна была изготавливаться из различных алюминиевых сплавов, а «горячие» передние кромки крыла - из титана. Одноместная вторая ступень была вдвое короче - 60 футов (18,3 м) и снабжалась крылом размахом 35 фу- тов (10,7 м). В отличие от ускорителя, ▼ Статья из журнала Mechanix Illustrated, описывающая применение гражданского варианта систем аэробаллистических ракет Conquest of Space COAS7-7O-COAS7 IN 40 MINUTES 127
Космические крылья вторую ступень предполагалось пол- ностью изготовить из титановых спла- вов, используя систему радиационного охлаждения. Проектная стартовая масса аппара- та BoMi должна была составлять 800000 фунтов (363 т), включая бое- вую нагрузку - ядерные бомбы общей массой около 4000 фунтов (1800 кг). Ра- кетное топливо для обеих ступеней - долгохранимое самовоспламеняюще- еся - азотный тетроксид (АТ) и несим- метричный диметилгидразин (НДМГ). Двигатели ускорителя работали в те- чение двух минут, после чего вторая ступень отделялась и продолжала раз- гон на собственном ЖРД. Первая сту- пень в планировании возвращалась к месту старта, совершала посадку на аэродром, ремонтировалась (если нуж- но) и использовалась повторно. В мо- мент прохождения точки максималь- ного скоростного напора тяга двигате- лей снижалась для уменьшения нагру- зок на планер и экипаж. В мае 1952 г. компания Bell сообщи- ла, что для проведения анализа реали- зуемости проекта ей требуется почти 400 тыс. $. Был также предложен орбиталь- ный вариант с цельнотитановым стар- товым ускорителем длиной 144 фута (43,9 м) и второй ступенью длиной 75 футов (22,8 м), которая должна бы- ▲ Модели первых воздушно-космических самолетов В. Дорнбергера и К. Эрике (компания Bell Aircraft, середина 1950-х годов): пассажирский вариант системы BoMi (на переднем плане) и военная система, разрабатываемая по спецификации МХ-2276 ла нести ПГ массой 14 000 фунтов (6350 кг). Ступень предполагалось по- крыть графитово-эпоксидным абляци- онным тепловым экраном на сотовой подложке. Проектанты рассчитывали, что такое покрытие можно будет вос- станавливать после каждого полета. Орбитальный аппарат мог нести в зад- нем отсеке, скомпонованном по типу бомбоотсека палубного самолета А-5 Vigilante, две ядерные бомбы на специ- альных узлах подвески. Космический вариант BoMi должен был оснащаться ЖРД, работающими на жидком кисло- роде (ЖК) и жидком водороде (ЖВ). Предварительная защита проекта BoMi состоялась 10 апреля 1953 г. и вскрыла несколько серьезных дефек- тов. Так, трудности с охлаждением воспринимались неадекватно, а пока- затели аэродинамического качества закладывались чересчур оптимистич- но. Тем не менее 1 апреля 1954 г. ВВС заключили с фирмой Bell годовой конт- ракт на сумму 220 тыс. $ для исследо- вания «Системы оружия МХ-2276» - ракетоплана для выполнения разведы- вательных и ударных (бомбометание) миссий, развивающего максимальную скорость 24 000 км/ч на высоте 79 км и имеющего проектную дальность око- ло 17000 км. Официальный срок работы по конт- ракту истек в мае 1955 г., но Bell про- должил исследования на собственные средства, к 1 декабря 1955 г. использо- вав целых 420 тыс. $ на изучение раз- личных вариантов BoMi и системы МХ-2276. Усилия белловцев подсте- гивал тот факт, что в мае 1953 г. ВВС заключили с компанией Boeing конт- ракт на проработку альтернативной концепции ракетоплана по «Проекту МХ-2145» (изучение возможного раз- вития стратегического бомбардиров- щика средней дальности В-58 Hustler фирмы Convair). Проект BoMi в различных вариациях разрабатывался в течение трех лет. Ни- какого выхода на «железо» он не имел. 4 января 1955 г. ВВС выдали требо- вания SR-12 к разведывательному ап- парату с дальностью полета 4800 км на высоте более 30 км, которые легли в ос- нову технического задания на «Систе- му 118Р». Вскоре к системе проявили интерес несколько подрядчиков, среди которых был и Bell. Компания получи- ла контракт стоимостью 125 тыс. $ (заключен 21 сентября 1955 г.), кото- рый предполагал исследование приме- нимости к «Системе 118Р» технологий, разработанных для BoMi, и мог тракто- ваться как расширение контракта в рамках исследования МХ-2276. Компания Bell предложила разбить работы по «Системе 118Р» на три эта- па. На первом рассматривался аппа- рат дальностью 8000 км, на втором - 16 000 км. На последнем этапе раз- рабатывался орбитальный аппарат с глобальной (неограниченной) даль- ностью. Эти идеи были восприняты ВВС: к 1 декабря 1955 г. (как раз тогда, когда у «Белла» кончились деньги на НИР, а у военных - терпение выслу- шивать доклады о новых вариантах BoMi) компания представила деталь- ные предложения, касающиеся этих требований. Исследования, проводившиеся по проекту BoMi и по «Системе 118Р», бы- ли объединены 20 марта 1956 г., и во- енные выдали фирме Bell Aircraft конт- ракт стоимостью 746 тыс. $ (позже уве- личенный до 1,2 млн) на исследование «Системы разведки 459L», также изве- стной как проект Brass Bell1. В нем оп- ределялись требования к новой пило- тируемой высотной разведывательной платформе, которая должна была пос- тупить на вооружение ВВС в III кварта- ле 1959 г. В ноябре 1956 г. ВВС попросили NACA провести экспертизу исследова- тельских работ по ракетопланам, кото- рые вели компании Bell и Boeing. Ди- ректор NACA Хью Драйден сформиро- вал специальную комиссию, чтобы оценить эти усилия и рекомендовать подходы к исследованиям гиперзвуко- вого и орбитального полета. В декабре 1956 г. был предложен «ра- бочий» вариант аппарата Brass Bell с 1 «Медный (или бронзовый) колокольчик». Надо сказать, что с этого момента названия тем НИР и НИОКР, проводимых компаниями в интере- сах военных, теряют всякий смысл: даже знатоки английского языка не берутся переводить на русский эти словосочетания, которые восходят своими корнями к чисто американскому сленгу. 128
Ниобиевый динозавр запуском на двухступенчатой МБР Atlas: разгон до скорости 5400 м/с на высоте 52 км позволял получить рас- четную дальность «аэробаллистичес- кого» полета порядка 10000 км. Инже- неры Bell отмечали, что, добавив еще одну ступень, можно довести даль- ность до 18 500 км и максимальную скорость до 6700 м/с. Рассматривая ракетоплан прежде всего как разведывательную платфор- му, военные также изучали возмож- ность его применения в качестве бом- бардировщика. 19 декабря 1955 г. ВВС попросили представителей аэрокосми- ческой промышленности провести ана- лиз и определить задачи пилотируемого гиперзвукового бомбардировщика. На запрос откликнулись шесть компаний - Boeing, Convair, Douglas, McDonnell, North American и Republic. 12 июня 1956 г. были выпущены требования SR-126 для исследований ракетного бомбардировщика RoBo (Rocket Bomber). В результате три под- рядчика - Convair, Douglas и North American - в декабре 1956 г. получили средства на общую сумму 860 тыс. $ для НИР по определению технической реализуемости большой пилотируемой гиперзвуковой бомбардировочной сис- темы (масса доставляемого груза - от 1500 до 25000 фунтов, те. от 680 до 11340 кг) с помощью технологий, ис- следуемых в проектах BoMi и Brass Bell. Предполагалось, что в качестве второстепенной задачи аппарат мог проводить разведывательные опера- ции. Тема оказалась настолько инте- ресной, сложной и перспективной, что подрядчики продолжили исследо- вания концепции за счет собственных средств, к концу 1957 г. израсходовав в общей сложности 3,2 млн $. В поддержку проектов Brass Bell и RoBo ВВС США инициировали про- грамму НИР «Система изучения гипе- рзвукового оружия» HYWARDS (Hyper- sonic Weapons Research and Develop- ment Supporting System), формализо- ванную в требованиях SR-131, выпу- щенных 6 ноября 1956 г. В рамках этой программы, получившей обозна- чение «Система 455L», предполагалось собрать данные по аэродинамике, конструкции, возможностям человека в контуре управления и другим проб- лемам, связанным с высокоскорост- Прообраз системы Dyna-Soar - Titan I НС - спроектированный компанией Bell Aircraft ракетный бомбардировщик BoMi/RoBo в окончательном варианте (в данном случае - пластиковая модель для сборки фирмы Revell). Он должен был выводиться в космос на трехступенчатом носителе стартовой массой 336 т и иметь планер массой 10.9 т. ным (М= 15,0) полетом в атмосфере и с возвращением из космоса. HYWARDS должен был также служить летающей лабораторией для испытания подсис- тем, которые могли использоваться в будущем. В первых полетах аппарат должен был запускаться с самолета-носителя, подобно ракетным самолетам серии X. В дальнейшем предполагался верти- кальный пуск с использованием дора- ботанной МБР в качестве стартового ускорителя. Теоретически, если бы возникла такая необходимость, пило- тируемый аппарат HYWARDS мог быть модифицирован для достижения ор- битальной скорости. Отметим, что 1 октября 1956 г., после запроса Командования научно- исследовательских ра- бот ВВС (Air Research and Development Com- mand, ARDC) специа- листы NACA начали изу- чение необходимой мо- дификации пилотируе- мого исследовательского ракетоплана Х-15. Рассмотрение возмож- ных конфигураций ап- парата HYWARDS вели две независимые груп- пы NACA (одна - из Лабо- ратории имени Лэнгли, другая - из Лаборатории имени Эймса). Первую возглавлял Джон Беккер, который в значитель- ной степени отвечал за проект Х-15. Последний отчет Лэнг- ли, выпущенный 17 ян- варя 1957 г., содержал удивительное открытие, состоявшее в том, что проектную скорость HYWARDS желательно увеличить до М=18! Анализ указывал, что на этой скорости на крыла- тые ЛА воздействуют максимальные темпера- турные нагрузки, так как на еще большей вы- соте, необходимой для полета со скоростью бо- лее М= 18, аэродинами- ческий нагрев уменыпа- Рисунок из архива Boeing Фото А, Юрай с сайта www.fantasticphastic.com ется, а в космосе и вовсе незначителен. Расчеты, проведенные Питером Кори- цински (Peter Е Koiycinski) и Джоном Беккером, показали основные преиму- щества конфигурации с плоской ниж- ней поверхностью дельгавидного кры- ла и фюзеляжем, размещенным в отно- сительно холодной верхней области, находящейся в аэродинамической «те- ни» крыла. Конфигурация с плоским днищем имела наименьшую возмож- ную критическую область нагрева для данной нагрузки на крыло. Так можно было уменьшить потребности в тепло- защите независимо от того, была ли это абляция, «горячая конструкция» или другие методы. Предложенная конфигурация значи- тельно отличалась от более ранних про- ▲ Носители воздушного запуска, предлагавшиеся для гиперзвуковых атмосферных испытаний космоплана Dyna-Soar 129
Космические крылья Рисунок из книги Clayton K.S.Chun, Defending Space/ US Anti-Satellite Warfare and Space Weaponry ▲ Звездные войны: один Dyna-Soar атакует цели ракетами класса «Космос-Земля», второй контролирует результаты удара ектов фирмы Bell со среднерасполо- женным крылом. Впервые было дока- зано, что аэродинамические решения могут значительно уменьшить нагрев и нагрузки на конструкцию, связанные с гиперзвуковым полетом. Эта идея впос- ледствии значительно повлияла на концепцию аппарата Dyna-Soar, да и на Space Shuttle тоже. Исследовательская группа во главе с Альфредом Эггерсом (Alfred J. Eggers) и Харви Алленом (Harvey Allen) из Аэронавтической лаборатории имени Эймса предложила свой вариант HYWARDS, который по существу был производной от разработанного там же ранее аппарата-демонстратора, рассчитанного на скорость, соответ- ствующую М=10. «Эймсовский» аппарат имел даль- ность полета всего 3200 км по сравне- нию с 5150 км, которые обещали разра- ботчики из Лаборатории Лэнгли. Что- бы достичь высокого аэродинамичес- кого качества, равного 1,71, предпола- галось использовать подъемную силу, создаваемую за счет интерференции, когда область давления от фюзеляжа распространяется на крыло. К сожале- нию, в этой концепции весь фюзеляж располагался в области горячего пото- ка и требовал специального охлажде- ния. Соответственно дополнительная масса для теплозащиты каркаса быст- ро перевешивала преимущество от на- личия более высокого аэродинамичес- кого качества. Джон Беккер пытался разработать ЛА, который мог выдерживать возвра- щение в атмосферу, используя «горя- чую конструкцию», объединяющую ра- диационное охлаждение с теплопогло- щением, как в ракетоплане Х-15, но с применением более жаропрочных ма- териалов и воды для испарительного охлаждения. Обзор предложений, представлен- ных подрядчиками по проекту RoBo, состоялся 20 июня 1957 г. Компании Bell и Douglas выбрали трехступенча- тый аппарат типа ракетоплана, Convair - аппарат с третьей ступенью, оснащенной комбинированной ДУ с ракетным и турбореактивным двига- телями. North American предложила достаточно традиционный двухсту- пенчатый аппарат, Boeing - беспилот- ный ракетоплан, названный «планиру- ющим управляемым снарядом» (glide- missile), а фирма Republic хотела пост- роить малый беспилотный ЛА, напоми- нающий перехватчик проекта XF-103 с маршевым гиперзвуковым ПВРД, стартующий с помощью некоего ново- го трехступенчатого ускорителя. После анализа предложений заказ- чики из ВВС решили, что концепция ракетоплана вполне жизнеспособна и что примерно к 1970 г. можно ожидать создания системы оружия на ее осно- ве. Позднее экспертная комиссия за- ключила, что экспериментальный ЛА сможет совершить первый полет к 1965 г., а полностью готовая к боевой эксплуатации система типа RoBo мог- ла бы появиться к 1974 г. (что было весьма оптимистично для столь новаторского проекта). В конце 1957 г. «белловцы» Дорнбер- гер и Эрике предложили двухступенча- тый пассажирский вариант BoMi с па- раллельным соединением ступеней - вторая «сидела на спине» первой. Кон- цепция подобного типа называется у американцев piggyback и будет неод- нократно встречаться нам в описаниях воздушно-космических систем. Пер- вая - стартовая - ступень имела пять ЖРД, а вторая - пассажирская - три. Ожидалось, что аппарат будет старто- вать вертикально при помощи двига- телей обеих ступеней, работающих совместно в течение 130 сек, затем первая отделяется и планирует обрат- но, чтобы совершить посадку. Пасса- жирская ступень продолжает полет на дальность 4800 км в течение примерно 75 мин на высоте около 46 км. В марте 1960 г. фирма Bell Aircraft объявила о планах создания гиперзву- ковой пассажирской транспортной системы, основанной на результатах работ Дорнбергера и Эрике. Ожида- лось, что система могла быть введена в действие... в середине 1980-х годов. 130
Ниобиевый динозавр Первая ступень - самолет с дельтавид- ным крылом, оснащенный шестью мощными воздушно-реактивными двигателями, функционирующими в трех различных режимах: как обыч- ный турбореактивный - до высоты 15 км; в переходной фазе - как комби- нированный турбопрямоточный и, на- конец, как чисто прямоточный на вы- соте более 36 км и при скоростях, соот- ветствующих числам М>5,2. Суборби- тальный ВКА, предложенный Bell Aircraft, включал собственные двигате- ли в момент разделения и разгонялся по рельсовым направляющим, проло- женным по верхней части нижней сту- пени. Он имел максимальную высоту полета 64 км и скорость примерно 24000 км/ч. Вспомогательные турбо- реактивные двигатели позволяли ему маневрировать перед посадкой, кото- рая могла выполняться в любом обыч- ном аэропорту. Эта концепция - побочный продукт военных исследований - умерла преж- де, чем началась какая-либо серьезная конструкторская работа... Назначение и проектирование системы Указанные выше проекты прораба- тывались, что называется, ни шатко ни валко вплоть до 4 октября 1957 г. В этот день США вдруг оказа- лись перед лицом оглушительного по- литического и технического пораже- ния: СССР первым запустил на орбиту искусственный спутник Земли! Это событие и послужило толчком к ускорению работ по концептуальному определению облика различных пило- тируемых КА. Как пишут некоторые историки, Соединенные Штаты испу- гались не Спутника как такового: их «терзали смутные предчувствия» пред- стоящего проигрыша и в гонке за за- пуск первого человека в космос. Всего через неделю после запуска Спутника, 10 октября 1957 г., Командо- вание ARDC приняло решение объеди- нить работы по двум разрабатываемым разными фирмами военным проектам Brass Bell - RoBo и HYWARDS в один план, получивший название System 464L, или Dyna-Soar1. Любопытно, что основной причиной, по которой раке- топлан (или, точнее говоря, космоплан) получил такое название, было примене- ние в схеме полета волнообразной тра- ектории при сходе с орбиты - как у «ан- типода» Эйгена Зенгера. Предполага- лось, что такая траектория будет спосо- бствовать не только увеличению даль- ности за счет эффективного использо- вания аэродинамического качества, но и сбросу тепла нагревшейся конструк- ции в окружающее космическое прост- ранство во время «выныривания» из ат- мосферы. А это, в свою очередь, позво- ляло существенно облегчить задачу со- здания надежной теплозащиты ВКА. Четырьмя днями позже ВВС и NACA договорились о совместной реализации этого проекта в качестве третьего этапа программы экспериментальных ракет- ► Носитель «Модель 814-0002» для космоплана Dyna-Soar (13 марта 1958 г.). Трехступенчатая PH составлена из связок твердотопливных двигателей ХМ-20 Sergeant («Сержант»): семь на первой ступени, три на втором, один на третьей... и огромные «лопухи» стабилизаторов. Эта концепция носила название «Ранняя пташка» (Early Bird), как и первый спутник связи компании Intelsat, запущенный на геостационарную орбиту в апреле 1965 г. В случае Dyna-Soar это был намек на возможность быстро собрать носитель для летных испытаний космоплана до того, как будет готова штатная PH ных самолетов США, начавшейся с Х-1 и продолженной Х-15). Направление работ по совместному проекту было определено на трехдневном заседании Руководящего комитета по гиперзвуко- вым исследованиям NACA, состояв- шимся 18-20 октября 1957 г. в Лабора- тории имени Эймса. 21 декабря Командование ARDC вы- пустило «Директиву по разработке сис- темы 464L» по первому этапу трехэтап- ной программы Dyna-Soar. Цель этапа состояла в том, чтобы построить не- большой одноместный гиперзвуковой ракетоплан - демонстратор концеп- ции, предназначенный для сбора дан- ных о режимах полета, значительно превышающих высоты и скорости са- молета Х-15. Тем самым создавалось средств для оценки применимости раз- личных подсистем с военной точки зрения. Предполагалось достичь ско- ростей 12250 миль/ч (почти 5500 м/с) и высоты 170000 футов (52 км), ис- пользуя стартовый ускоритель, выб- ранный для HYWARDS. На втором этапе предполагалось дос- тичь целей, намеченных ранее для Brass Bell. Двухступенчатый старто- вый ускоритель разгоняет ЛА до ско- рости 15 000 миль/ч (6700 м/с) на вы- соте 350000 футов (107 км), откуда он планирует на дальность 5750 миль (9250 км). В полете система должна выполнять высокодетальное фотогра- фирование и радиолокационную раз- ведку наземных объектов, а в некото- рых случаях проводить «ограниченные бомбардировочные миссии». Аппарат последнего, третьего, этапа обладал бы большинством возможнос- тей, предусмотренных для программы RoBo. Однако в данном случае подразу- мевалось создание более сложного ЛА, способного решать следующие задачи: - осуществление разведывательно- ударных миссий; - инспектирование спутников; - выполнение спасательных работ; - транспортировка грузов; - выполнение функций космическо- го командного пункта по управлению наземными войсковыми операциями. Таким образом, система представля- лась военным многоцелевой. Помимо того, что космоплан Dyna-Soar знаме- новал рождение нового вида воздушно- го транспорта, он вносил совершенно новые принципы и в военные операции. Сочетая огромную скорость ракеты с управляемостью самолета, «космоплан обеспечивал пилоту свободу действий наряду с практически неограничен- ным выбором полетных маршрутов». Итак, первым и вторым этапом пла- на предусматривалось осуществление суборбитальных полетов, а третий предполагал создание полноценного орбитального комплекса. Средства для достижения поставленных целей также были различными. «Прыжок в космос» предполагал сле- дующие основные этапы: вертикаль- ный старт ракетой Atlas или Titan (а в Фото из архива Boeing через Скотта Лоузера 1 Сокращение от Dynamic Soaring - «динамическое планирование». Эта игра слов нормальному человеку непонятна, и некоторые эксперты расшифровывают обозначение программы как DYNamic AScent and SOARing [Flight] - «динамический набор высоты и планирование». В лю- бом случае эта аббревиатура по-английски звучит практически также, как слово «динозавр». 131
Космические крылья Фото из архива Boeing через Скотта Лоузера ________________________________________________________________________________Фото из архива Boeing через Скотта Лоузера последующем - носителем семейства Saturn), баллистический «заатмос- ферный» полет с определенными воз- можностями по ракетодинамическо- му маневрированию, вход в атмосфе- ру и управляемый планирующий ги- перзвуковой полет с последующей го- ризонтальной посадкой на аэродром. Программа исследований была со- ставлена ВВС в ноябре 1957 г. и опуб- ликована 1 января 1958 г. Тогда же был утвержден план работ по перс- пективному космоплану и выделены первые средства - 3 млн $. 25 января ВВС США обратились к 10 аэрокосми- ческим фирмам (позднее к ним доба- вились еще три) с просьбой предста- вить свои предложения по этой теме. Параллельно с конкурсом ВВС шла общая оценка проектов орбитальных пилотируемых кораблей. Состоялись две крупные научные конференции - 29-31 января на авиабазе Райт-Пат- терсон и 18-20 марта в Лаборатории имени Эймса. Ученые и представители авиационных компаний предложили три различных подхода к выполнению пилотируемого космического полета. Меньшая часть специалистов во гла- ве с Максимом Фаже (Maxime A. Faget) из Лаборатории Лэнгли приводила до- воды в пользу корабля-капсулы - чисто баллистического тела затупленной формы. Специалисты из Лаборатории Эймса во главе с Альфредом Эггерсом выдвинули концепцию аппарата М-1 с несущим корпусом, обладавшего уме- ◄ Модели вариантов космоплана, предложенных «Боингом», и носителей на базе связок РДТТ для них ▼ График показывает множество ПГ, которые Boeing проектировал в 1960 г. с прицелом на будущее. Отметим варианты аппаратов на базе Dyna-Soar, включая межконтинентальные планирующие (крылатые) ракеты, орбитальные бомбы, орбитальные разведывательные системы и даже лунные посадочные корабли. Также следует отметить и ПГ, не относящиеся к Dyna-Soar, такие как спутники- инспекторы, разведывательные системы и корабль Orion массой 5000 т! ренным аэродинамическим качеством, которое позволяло ему совершать огра- ниченные маневры во время входа в ат- мосферу. Большинство, однако, с пода- чи Джона Беккера выступило в подде- ржку гиперзвукового планера с плос- кой нижней частью. Разумеется, выбор крылатой схемы специалистами, которые всю жизнь занимались аппаратами для полета в атмосфере, был закономерен и обус- лавливался их значительным опытом, малой изученностью характеристик баллистических капсул, невысокой ма- невренностью последних, а также зна- чительным уровнем предполагаемых затрат на проведение поисково-спаса- тельных работ. И совсем иные сообра- жения, связанные со сроками и с гру- зоподъемностью имеющихся носите- лей, обусловили выбор схемы Фаже для первого американского орбиталь- ного корабля Mercury. (Интересно отметить, что более позд- ние проекты капсул NASA имели неко- торое аэродинамическое качество, что позволяло им фактически конкуриро- вать со схемой «несущий корпус». Так, командный отсек «Аполлона» имел ко- эффициент отношения подъемной си- лы к сопротивлению Сх/Су порядка 0.8, но никогда не использовал полностью свои способности к боковому маневру при спуске в атмосфере.) К марту 1958 г. на контуре по Dyna- Soar поступили девять предложений. В трех проектах (Republic, Lockheed и North American) фигурировали сателло- иды - крылатые аппараты, достигаю- щие орбитальной скорости 7800 м/с и высоты 120 км и более. В еще шести проектах (Convair, Douglas, McDonnell, Northrop, Bell - Martin, Boeing - Vought) рассматривались изделия с более высо- ким аэродинамическим качеством, способные к «рикошетирующему» поле- ту по Зенгеру на более низких высотах. 16 июня были выбраны для деталь- ного изучения два проекта. Один, предложенный совместно компаниями Bell и Martin, предусматривал созда- ние двухместного космоплана массой 13 300 фунтов (6030 кг), запускаемого с помощью модифицированной МБР Titan. Другой был выдвинут компания- ми Boeing и Chance Vought - они пред- ложили легкий одноместный космо- план массой 6500 фунтов (2950 кг), за- пускаемый с помощью PH на базе нес- кольких твердотопливных двигателей МБР Minuteman. Еще во время конкурса, 20 мая, ВВС и NACA заключили соглашение, в соот- ветствии с которым Dyna-Soar считал- ся совместным проектом, причем ВВС финансировали его и осуществляли общий технический контроль, а Коми- тет по аэронавтике давал необходимые консультации и оказывал помощь. Эксперты NACA (затем NASA) приняли активное участие в отборе проектов Dyna-Soar. В частности, Джон Беккер выступал за вариант Boeing: хотя этот легкий космоплан с несущим корпусом мог нести всего 500 фунтов полезного 132
Ниобиевый динозавр груза (227 кг; по существу - одного лишь пилота в скафандре), он казался проще и легче в реализации, чем аппа- рат Bell - Martin с системой охлаждения передних кромок крыла и оперения ме- тодом циркуляции жидкого хладаген- та. Пока, однако, обе группы получили годовые контракты по 9 млн $ каждая. В течение полутора лет назначение аппарата, средства выведения, планы работ и прочие составляющие проекта многократно уточнялись из-за посто- янно менявшихся требований и споров между Министерством обороны, кото- рое рассматривало Dyna-Soar лишь как суборбитальный исследовательский проект, и ВВС США, требования кото- рых включали создание орбитального аппарата с военными возможностями. 1 ноября 1959 г. управление проекта представило три этапа Dyna-Soar. Пер- вый шаг - пилотируемый планер мас- сой от 2980 до 4268 кг для запуска по суборбитальной траектории с помо- щью модифицированной МБР Titan I. Второй - достижение орбитальных скоростей и выполнение «ограничен- ных военных миссий» на более мощной PH. Третий - создание полномасштаб- ной орбитальной системы оружия с применением нового носителя Titan III. Серию из 19 летных испытаний ап- парата со сбросом с самолета-носителя предполагалось начать в апреле 1962 г. На июль 1963 г. намечался первый бес- пилотный суборбитальный полет. Во- семь пилотируемых суборбитальных пусков планировалось провести начи- ная с мая 1964 г.; суммарные расходы на этот первый этап программы оцени- вались в 493,6 млн $. Первый пилоти- руемый орбитальный полет мог быть выполнен в августе 1965 г. 2 ноября этот план был одобрен Ко- митетом систем оружия ВВС США, а 17 ноября Dyna-Soar получил офици- альное обозначение WS-620A. 9 ноября 1959 года группа Boeing - Vought была объявлена победителем конкурса на космоплан, a Martin по- лучила 11 декабря контракт на разра- ботку варианта ракеты Titan для пи- лотируемого полета. Компания Bell, с усилиями которой начиналась вся эта эпопея, осталась «за бортом». 27 апреля 1960 г. ВВС заказали де- сять экземпляров Dyna-Soar и присво- или им серийные номера (от 61-2374 до 61-2383). Поставку двух изделий в предусматривалась в течение 1965 г., четырех - в 1966 г. и двух в 1967 г. Еще два фюзеляжа использовались для ста- тических испытаний и беспилотных сбросов с самолета-носителя. В декабре 1960 г. было объявлено о за- ключении двух дополнительных конт- рактов: с Honeywell на разработку основ- ных бортовых систем и с RCA на разра- ботку систем связи и передачи данных. Поиск лица системы Формирование технического обли- ка ВКА, а также разработка тех- нологических решений продвигались тяжело. Уже после выбора разработчи- ка на проработку проекта ушло еще два года. На первом этапе было иссле- довано несметное число конструктив- ных решений. Был даже учрежден спе- циальный комитет, известный как «Группа Альфа», для сравнения техни- ческих данных и проектов, касавших- ся определения облика аппарата Dyna- Soar. Обилие различных вариантов конструкции - одна из причин, по ко- торой техническое описание системы представляет некоторые трудности. Окончательный вариант проекта Dyna-Soar сложился в результате более чем 14000 часов продувок в различ- ных аэродинамических трубах. В част- ности, модели разных масштабов про- дувались 8500 часов часов на дозвуко- вых скоростях, 2700 часов - на сверх- звуковых и 1800 - на гиперзвуковых скоростях при числах М > 15. По иронии судьбы, ПКА, который стал результатом этих изысканий, имел куда большее сходство с концеп- цией, предложенной проигравшей группой Bell - Martin, чем победив- ший проект группы Boeing - Vought. Он имел дельтавидное крыло с конце- выми шайбами вертикальных стаби- лизаторов и фюзеляж со слегка при- поднятой и закругленной носовой частью. ПКА предполагалось изгото- вить большей частью из экзотическо- го суперсплава1 Rene 41 на основе ни- келя по концепции «горячей конструк- ции», включавшей в себя тепловой эк- ран из молибденового сплава на ниж- ней поверхности. Передние кромки крыла закрыли «черепицей» из сплава молибдена, которая могла выдержи- вать температуру до 1650 °C. Отдель- ные места аппарата, которые при вхо- де в атмосферу нагревались до 2400 °C и выше, могли быть защищены арми- рованным графитом и цирконием (в частности, полусферический колпак в носовой части фюзеляжа). До весны 1961 г. был выполнен зна- чительный объем работ в области конструкции и аэродинами- ки аппарата. Свыше 1600 инженеров, занятых в про- екте, разрабатывали раз- личные механические, гид- равлические и электронные системы, создавали систему управления и другие агрега- ты Dyna-Soar. К этому времени Boeing заключил контракты с ря- дом фирм на разработку спе- циализированного оборудо- вания. Так, фирме Thiokol было предложено разрабо- тать небольшой РДТТ для дополнительного разгона космоплана после прекра- щения работы двигателя последней ступени PH, а также для отделения аппара- та в случае аварии носителя на старте или на траектории выведения. Этот двигатель с системой управления век- тором тяги должен был обеспечить аппарату достаточную скорость для отрыва от поврежденной PH и выпол- нения планирующей посадки обыч- ным способом. Поскольку большая часть агрегатов посадочного шасси была расположе- на в зоне «горячей конструкции», при- менить обычные резиновые колеса и гидропневматические амортизаторы было невозможно. Разработчики снаб- дили основные опоры шасси убираю- щимися лыжами с проволочными щетками, а носовую опору - эллипти- ческой «тарелкой» с металлокерами- ческой нижней поверхностью. Стойки шасси изготавливались из Rene 41, энергия удара гасилась за счет вытя- ▲ Металлическая продувочная модель космоплана из экспозиции Музея ВВС США Фото Скотта Лоузера гивания одноразовых амортизацион- ных стержней из инконеля. Космоп- лан должен был совершать посадку на лыжи с большим углом атаки; по мере потери скорости нос аппарата опус- кался, и он останавливался, опираясь на все три поверхности трения. РСУ космоплана разрабатывала фирма Thompson Ramo Wooldridge Inc. (TRW). Поскольку в качестве вспомо- 1 Из которого, кстати, была сделана и наружная обшивка капсулы Mercury. 133
Космические крылья Г рафика Александра Шлядинского Фото ВВС США ▲ Объем стендовых испытаний по программе Dyna-Soar поражает и сегодня. Особо впечатляет наработка базы данных по продувкам в АДТ. Тут конструкторы шли на особые ухищрения, такие как одновременная продувка восьми маломасштабных моделей космоплана в ударной трубе ▼ Четырехсопловой РДТТ с управляемым вектором тяги служил для увода космоплана от аварийного носителя на старте (переходной отсек условно обрезан) гательной силовой установки (ВСУ), вырабатывавшей электроэнергию на всех участках полета, на Dyna-Soar предусматривался газотурбинный электрогенератор, работавший на кис- лородно-водородном топливе, фирма намеревалась использовать получен- ный выхлоп (так называемый «паро- газ» - смесь водяного пара и водорода), создав систему, в которой горячие га- зы будут истекать через сопла, распо- ложенные в наружной обшивке аппа- рата. Неизвестно, удалось ли вопло- тить это в железо, поскольку в оконча- тельном варианте для управления на участке спуска планер был оборудован РСУ с микродвигателями, работавши- ми на перекиси водорода. Большой проблемой было изыскание металлических материалов нужного качества и в достаточном количестве. Значительная часть первоначальных исследований состояла в испытаниях образцов материалов при высоких тем- пературах и изготовлении из них эле- ментов конструкции. Многие жаропрочные сплавы никог- да не производились в больших коли- чествах или в таком виде, как это было нужно для изготовления деталей кон- струкции Dyna-Soar. Кроме того, воз- никли трудности в технологии сварки, обработки резанием и ковке этих проч- ных и иногда весьма хрупких сплавов. Способы соединений с помощью закле- пок, болтов и винтов также нужно бы- ло приспособить к новым материалам. Одним из наиболее перспективных сплавов считался молибденовый, хотя он имел большой недостаток: если по- верхность этого сплава не была в дос- таточной степени изолирована от со- прикосновения с воздухом, то при вы- соких температурах он очень быстро окислялся. По существу, это было глав- ной проблемой, стоявшей перед ко- мандой проекта в отношении жаро- прочных металлов. Поскольку специ- альные сплавы подвергались большим нагрузкам при высоких температурах, велик был риск окисления, растрески- вания и разрушения конструкции. Проблема была выявлена, в частнос- ти, при испытаниях материала TZM (сплава из титана и молибдена в рав- ных долях, с небольшими добавками 134
Ниобиевый динозавр BOEING Х20 DYNA-SOAR Касание полосы и пробежка Фазы выпуска опор посадочного шасси космоплана Dyna-Soar циркония) по программе ASSET. После полетов моделей на деталях из этого сплава лишь небольшие участки пока- зали признаки окисления, которые на первый взгляд не представляли особой опасности. Однако когда был снят за- щитный слой, оказалось, что молибде- новая обшивка продырявлена во мно- гих местах. Причиной были незначи- тельные трещины в защитном матери- але, через которые молекулы воздуха проникли к поверхности сплава. Boeing продолжал исследования сплавов ниобия и молибдена в течение двух лет. При этом, например, было установлено, что на образце из сплава ниобия, помещенном в поток горячего воздуха, образуются желто-белые оки- слы, которые плавятся при температу- ре 1454 °C, и при этом основной металл раскаляется и быстро разрушается. При нагревании до такой же темпера- туры молибденового сплава он начи- нал выделять белый дым, и скорость разрушения металла была даже выше, чем у сплава ниобия. Решение этой проблемы было найде- но в разработке стойкого к окислению покрытия Synar I (или «дизил») на осно- ве карбида кремния, которое наноси- лось поверх металлической конструк- ции и придавало планеру Dyna-Soar ха- рактерный черный цвет. К сожалению, покрытие необходимо было заменять после каждого полета. Испытания, про- водившиеся на четырех панелях теп- лового экрана с пятикратной имитаци- ей (моделированием) возвращения с орбиты, показали, что ремонт покры- тия может проводиться при послепо- летной проверке. Было установлено, что «дизил», нанесенный на молибден, становится твердым, хорошо сопротив- ляется эрозии, не имеет пор, отличает- ся устойчивостью к ударным нагрузкам при температуре свыше 1370 °C, не те- ряет своих свойств при температуре бо- лее 1760 °C и имеет поверхностную плот- ность всего лишь 0,05 кг/м2. После того как это покрытие бо- лее часа находилось в потоке окисляющего газа при температуре 1650°C, никаких по- вреждений в нем об- наружено не было. Некоторые образ- цы из этого сплава, покрытые «дизилом», сохраняли свои каче- ства в течение 10- 100 час при нагрева- нии в пределах тем- Фото из архива Скотта Лоузера Графика Джузеппе де Чиара ператур 1090-1650 °C. Все же вскоре стало очевидным главное отрицатель- ное качество молибденового сплава - его подверженность окислению. Разра- ботчики вынуждены были признать, что необходимость замены покрытия перед каждым новым полетом являет- ся существенным эксплуатационным недостатком. Позднее было решено строить несу- щую конструкцию аппарата в виде фермы с использованием шпилек для соединения элементов, что обеспечи- ▲ Органы системы управления спуском космоплана - реактивные сопла на перекиси водорода. 135
Космические крылья Фото из архива Boeing через Скотта Лоузера ________________________Рисунок Boeing вало возможность равномерного рас- ширения при нагревании (подобное решение было впоследствии примене- но в советском проекте «Спираль»). Носовой конус, который подвергался наибольшему нагреву, было предложе- но выполнить из циркониево-графито- вого материала, способного выдержи- вать температуру до 1900 °C. Разработ- ка конструкции носового кока планера Dyna-Soar шла по двум независимым направлениям, причем оба привели к успеху в соответствующих проектах. Вариант фирмы Vought, который был выбран для летного образца, со- стоял из графитовой оболочки с крем- ниевым покрытием, заклеенной сверху циркониевыми плитками, которые удерживались на своем месте с по- мощью циркониевых штифтов. На слу- чай появления трещин в конструкции штырьки и плитки удерживались на месте с помощью тросов из платиново- родиевой проволоки. Запасной проект фирмы Boeing ис- пользовал цельную конструкцию, сос- тавленную из циркония, армирован- ▲ В 1959 г. Boeing изучал катапультируемую кабину для Dyna-Soar на базе капсулы типа Mercury. Предполагалось, что система сможет спасать пилота при любых аварийных ситуациях, даже на орбите с последующей парашютной посадкой. Вариант был отвергнут из-за больших потерь в массе и невозможности дальнейшего роста характеристик аппарата. Нечто подобное через шесть лет делали разработчики «Спирали», где кабина была своего рода масштабно уменьшенным спускаемым аппаратом «Востока» ного платиново-ро- диевой проволокой. Во время литья плит- ки соответствующей формы приварива- лись к наружной по- верхности, обеспечи- вая тепловое рас- ширение и контроль распространения возможных трещин. Оба проекта носо- вого кока присоеди- нялись к ферменной конструкции фюзе- ляжа планера при помощи сварного кольца из молибдена TZM, которое ис- пользовало цанговые (замковые) зажи- мы. Это кольцо крепилось к ферме из Rene 41 специально разработанными заклепками, винтами и гайками из мо- либдена. В менее нагретых частях космоплана решено было применить листовой ма- териал из никелевого сплава Rene 41. Стендовые испытания, в процессе ко- торых мощные тепловые излучатели нагревали детали конструкции до тем- пературы 1090°C, показали, что расши- ряющаяся конструкция обладает доста- точной жесткостью и прочностью, что- бы выдержать воздействие условий вхо- да в плотные слои атмосферы. Кабина Dyna-Soar также оказалась крепким орешком и потребовала но- вых проектных решений. Например, нужно было найти способы разместить остекление довольно большой площа- ди (обойтись без которого невозможно, ведь летчику при посадке необходим хороший обзор) внутри каркаса, учи- тывая температурные и механические (в частности, вызванные внутренним избыточным давле- нием) деформации частей конструкции, расположенных во- круг остекления. По- скольку эффектив- ной защиты от на- грева для трех перед- них окон не нашлось, конструкторы вы- нуждены были при- менить локальный щит-обтекатель из ниобиевого сплава D-36. Отдельные бо- ковые панели остек- ления оставили не- закрытыми, пос- кольку они не под- вергались воздей- ствию высокотемпе- ратурного набегаю- щего потока. После того, как стадия вы- сокой тепловой на- грузки при возвра- щении заканчива- лась, щит, закрывав- ший передние окна, сбрасывался, что- бы обеспечить хороший обзор вперед для приземления. В том случае, если обтекатель не сбрасывался, как плани- ровалось, пилот должен был сажать аппарат, используя только боковые ок- на. Это было непросто, но испытания, проведенные Нейлом Армстронгом в полете на модифицированном самоле- те Douglas F-5D с имитацией фонаря кабины Dyna-Soar, показали, что такая посадка возможна. К лету 1961 г. группа Boeing - Vought достигла значительных успехов в раз- работке базовой концепции планера Dyna-Soar. К этому моменту носовая часть фюзеляжа из экзотического ма- териала «графит-цирконий» была за- менена керамическим теплоизолирую- щим покрытием на основе карбида ни- обия. Вначале основная теплозащита аппарата включала «водяную стенку», использовавшую скрытую теплоту ис- парения воды для рассеивания тепла между внутренними и внешними обо- лочками. Последние изготавливались из суперсплава Rene 41 либо из молиб- дена и/или ниобия - в зависимости от их расположения на аппарате. Внут- реннюю теплозащиту обеспечивали два новых материала Dyna-Flex и Micro-Quartz. Первый был также из- вестен под названием «серрахром» (Cerrachrome), а второй - как стеклово- локонный войлок Q (Q-Fiber Felt). Оба представляют собой волоконный мате- риал, напоминающий строительную изоляцию из прессованной стеклова- ты, и сейчас применяются в ряде высо- котемпературных приложений, в част- ности на орбитальной ступени систе- мы Space Shuttle. 11 сентября 1961 г. представители ВВС и NASA осмотрели полноразмер- ный макет Dyna-Soar в на предприятии фирмы Boeing в Сиэттле, после чего ва- риант теплозащиты с двойной стенкой и водяным охлаждением было решено заменить на простую «горячую кон- струкцию». Кроме того, макетная ко- миссия ВВС потребовала от «Боинга» оснастить аппарат системами для мно- говиткового орбитального полета1, и в частности - более сложной системой наведения и ТДУ для схода с орбиты. Были исследованы два различных варианта: установка небольшого тор- мозного двигателя в хвостовой части аппарата и создание новой верхней ступени. Эта ступень могла использо- ваться для точного выведения на орби- ту, она оставалась присоединенной к планеру и включалась повторно, что- бы обеспечить торможение. Правильно рассчитанная размер- ность дополнительной ступени в буду- щем сулила возможность достижения аппаратом более высоких орбит. Благо- даря ей Dyna-Soar мог удовлетворить еще и требованиям, выставленным Ди- визией космических систем ВВС к сис- теме орбитальной инспекции SAINT II, До этого первые одновитковые полеты не требовали использования ТДУ, так как выведение выполнялось с недобором орбитальной скорос- ти, обеспечивая почти кругосветный суборбитальный полет с длительным равновесным планированием. 136
Ниобиевый динозавр что избавляло проект от возможного конкурента. Поэтому для боевого кос- моплана системы Dyna-Soar был выб- ран второй вариант. 29 сентября 1961 г. ВВС США выда- ли три контракта на полномасштаб- ную разработку пилотируемого орби- тального космоплана. Заказы получи- ли Boeing (разработка планера и свя- занных с ним систем), Radio Corpo- ration of America (связь и устройства слежения) и Minneapolis-Honeywell Regulator (система наведения). Плани- ровалось в значительной степени ис- пользовать аппаратуру, которая уже была испытана на других КА. Напри- мер, гиростабилизированная инерци- альная платформа почти не отлича- лась от аналогичного устройства ра- кетной ступени Centaur, а ее гироско- пы выпускались уже более трех лет. Индикаторное оборудование для космоплана разрабатывалось фирмой Central Precision. Интересно, что на экранах, размещенных в кабине, пи- лот видел несколько маршрутов посад- ки, из которых он мог выбрать один по своему усмотрению. Еще 4 мая 1961 г. - вскоре после по- лета Ю. А. Гагарина - Boeing предло- жил изъять из плана летных испыта- ний все суборбитальные полеты. 7 ок- тября это предложение было утвержде- но заказчиком. Первый беспилотный орбитальный полет на PH Titan ШС ▲ Самолет F-5D (хвостовой номер NASA 212), на котором отрабатывались отдельные элементы программы Dyna-Soar, в частности, возвращение на ВПП после срабатывания системы спасения на старте и посадка космоплана при несброшенном экране - локальном обтекателе лобового остекления Фото NASA планировался теперь на ноябрь 1964 г., а первый орбитальный - на май 1965 г. Разработка системы и летные испыта- ния в период до декабря 1967 г. оцени- вались в 921 млн $. Описание космоплана Основу силовой конструкции плане- ра составляла многостержневая ферма из материала Rene 41, закрытая рядом панелей из этого же сплава, вос- принимавших внешние нагрузки и пе- редававших их на силовую ферму. Каж- дая панель имела рифления, игравшие роль ребер жесткости и позволявшие панелям относительно свободно расши- ряться, не создавая температурных нап- ряжений. Панели формировали внут- ренний слой теплового экрана. На них наносилось теплоизоляционное покры- тие из кварцевого волокна Q-felt или Dyna-Quartz. Особое внимание уделя- лось утечкам тепла в термокомпенсаци- онных швах, смотровых панелях, створ- ках шасси и в области шарнира поверх- ностей управления элевона. Разработ- чики считали, что «разумное использо- вание теплоизоляции Q-felt и надлежа- щий контроль зазора между панелями позволяли решать эти проблемы». Расчетная максимальная темпера- тура носового кока при входе в атмос- феру достигала 2010 °C, на передних кромках крыла - 1565°С, на нижней поверхности крыла - 1345°С. Внешний слой теплового экрана крыла и фюзе- ляжа был составлен из секций ниобие- вого сплава D-36. Секции отстояли от основных панелей Rene 41, образуя тепловой зазор. Хотя D-36 имел мень- шую прочность при высоких темпера- турах, чем молибден, выбранный для передних кромок, его можно было ме- ханически обрабатывать и сваривать, что необходимо для изготовления сече- ний главного каркаса. Передние кром- ки крыла и килей были сделаны из мо- либденового сплава TZM с покрытием «дизил», носовой кок - из циркония с теплоизоляцией из графита RT 0029. Ферменная конструкция фюзеляжа обеспечивала объем для четырех отсе- ков: впереди - кабина пилота, в середи- не - приборно-агрегатный отсек, поза- ди - отсек оборудования и отсек ВСУ. Выбранная форма крыла в плане име- ла вид «чистой дельты» (без излома по передней кромке) со стреловидностью 72,5° по передней кромке, почти как у КР «Буря» и «Буран». Площадь крыла - 345 кв. футов (32 м2). В процессе уточне- ния параметров устойчивости и управ- ляемости на гиперзвуковых скоростях угол установки хвостового оперения (в виде двух килей на законцовках крыла) был изменен с 8° до 10°. На гиперзвуке аэродинамическая компоновка обеспечивала значение ко- эффициента подъемной силы Су=0,6- 0,7 и величину аэродинамического ка- чества от 0,8 до 1,9. Такие аэродинами- ческие характеристики давали космо- плану возможность выполнения боко- вых маневров с дальностью до 2700 км! Пшерзвуковые скорости (примерно до 1200-1300 км/ч) надлежало проходить при углах атаки между 18° и 52°, а при планировании и приземлении они бы- ли от 0° до 15°. Дозвуковое качество (на скоростях, характерных для захода на посадку) составляло 4,4. Дельтавидное крыло имело обычные аэродинамические поверхности управ- ления с гидравлическими приводами, отвечающими на команды системы наведения или пилота. Элевоны откло- нялись вместе для управления углом тангажа и дифференциально - для кре- на. Рули направления на концевых шайбах работали вместе для управле- ния по рысканию, и каждый раскрыва- лся наружу отдельно на 13° для исполь- зования в качестве аэродинамическо- го тормоза. Пилот мог направлять полет космо- плана, используя четыре метода: авто- матическое управление, непосредст- венное ручное и два комбинированных. Все средства управления были элект- родистанционными: команды пилота или автоматической системы наведе- ния выдавались в виде электрических сигналов на гидроприводы, отклоняю- щие аэродинамические поверхности. Во время входа в атмосферу исполь- зовалось аэродинамическое управле- ние, в помощь которому применялись две задублированные РСУ с микродви- гателями на перекиси водорода. Когда скоростной напор превышал опреде- ленную величину, обе РСУ отключа- лись, оставшееся топливо сливалось, а лобовой экран, закрывавший передние окна кабины, сбрасывался. Переход от комбинированному к чисто аэродина- мическому управлению должен был происходить в диапазоне скоростей, соответствующих числу М = 4-6. 137
Космические крылья Графика Александра Шлядинского ОГ1Д V Проекции космоплана Dyna-Soar вместе с последней ступенью PH Titan III 138
Ниобиевый динозавр Космоплан в стандартной орбитальной комплектации (экспериментальная миссия) 1 - сферический носовой обтекатель; 2 - сбрасываемый теплозащитный экран; 3 - пульт управления; 4 - пилот; 5 - приборно-агрегатный отсек с экспериментальный оборудованием; 6 - отсек ВСУ; 7 - двигатель САС; 8 - ферма для выхода газов при работе двигателя САС; 9 - отсек системы управления ступени Transtage; 10 - ступень Transtage; 11 - двигатели ступени Transtage; 12 - топливные баки; 13 - двигатели РСУ ступени Transtage; 14 - переходной отсек; 15 - вертикальные кили на концах крыла; 16 - оборудование системы связи и сопровождения космоплана; 17 - крыло космоплана; 18 - герметичная кабина пилота; 19 - отсек носовой опоры шасси Графика Александра Шлядинского Трехопорное шасси (передняя опора в сложенном положении размещена в негерметичном носовом отсеке перед кабиной пилота, основные опоры - в консолях крыла) давало летчику воз- можность приземлиться на дно высох- шего озера на авиабазе ВВС Эдвардс или на обычную асфальтовую или бе- тонную ВПП при скорости от 80 до 230 узлов (148-426 км/ч). Все оборудование, кроме сопел РСУ, гидроприводов аэродинамических по- верхностей управления, антенн и вол- новодов, а также части испытатель- ной аппаратуры, было установлено в одном из четырех отсеков. Системы, которые монтировались вне этих от- секов, были либо изолированы (как в случае гидравлических компонентов или РСУ), либо могли работать в усло- виях вакуума и нагрева (в случае вол- новодов и антенн). Каждый из этих отсеков пассивно охлаждался «водя- ными стенками», которые снижали максимальную температуру поверх- ности отсека (примерно 1000 °C) до температуры ниже 100 °C, что позво- ляет делать его силовую конструкцию из алюминиевых сплавов. Приборно-агрегатный отсек надду- вался азотом при давлении 0,7 кгс/см2, задний отсек оборудования и отсек ВСУ были негерметичны. Чтобы снизить опасность возникновения пожара в слу- чае аварий подсистем, два последних отсека оборудовались системой азот- ной продувки. Система кондиционирования обес- печивала охлаждение кабины пилота и отсеков оборудования, а также гидрав- лической системы и оборудования электроснабжения. Эта система ис- пользовала в качестве основного по- глотителя тепла криогенный водород, а в качестве дополнительного - водно- гликолевые контуры, передающие теп- ло из отсека и теплообменников обору- дования к первичному водородному холодильнику. Доступ к отсекам - че- рез съемные панели и люки в «горячей конструкции». Основные блоки аппаратуры, уста- новленные в приборно-агрегатном от- секе, включали электронику систем испытаний, электронные подсистемы связи и сопровождения (слежения), оборудование системы кондициониро- вания, электронику системы распреде- ления электроэнергии и кабельную сеть с системой отрывного разъема. Объем 75 куб. футов (2,1 м3) давал воз- можность разместить в отсеке компо- ненты системы тестирования в одном из трех вариантов. Каждый обеспечи- вал измерение 750 параметров, имел массу 1000 фунтов (454 кг), включая регистраторы, кабельную сеть, систему трубопроводов и датчиков. В результа- те программу летных испытаний долж- ны были обслуживать 1034 датчика трех испытательных конфигураций. Все данные должны были записывать- ся на бортовой самописец и сбрасы- ваться по линии телеметрии. Герметичная кабина экипажа имела сварную алюминиевую конструкцию. Давление двухгазовой атмосферы (43,5% кислорода и 56,5% азота по массе) составляло 0,52-0,53 кгс/см2, что соответствовало давлению на вы- соте 5500 м над уровнем моря. За исключением люка пилота и крышки отрывного разъема, доступ к оборудованию внутри отсека осущес- твлялся путем демонтажа панелей «го- рячей конструкции» и соответствую- щей внутренней панели в отсеке «хо- лодной конструкции». Люк пилота объ- единенной сборки («горячая и холод- ная конструкция» вместе) снимался и устанавливался как единый модуль. Крышки отрывных разъемов включа- ли отдельные откидные «горячие» па- нели и водяные стенки, которые зак- рывались и запирались автоматически при разъединении отрывного разъема. Доступ к оборудованию вне отсеков - непосредственно путем демонтажа па- нелей крыла или фюзеляжа. В кабине пилота были установлены: - система наведения; - электроника управления полетом; - газовые баллоны для выпуска шасси и принудительного сброса теп- лового экрана; - экспериментальная пневматичес- кая система изменения положения кресла; - пульт управления с индикаторами и ручками управления; - кресло пилота; - система охлаждения атмосферы кабины; - система наддува отсека с регуля- торами; - кислородная система пилота и оборудование вентиляции; - регистратор данных. Входной люк оснащался замками с пиротехническим приводом и мик- родвигателями увода (сброса) крыш- ки люка, что позволяло провести спа- сение пилота с помощью катапульт- ного кресла. Последнее представляло собой облегченный вариант кресла самолета Х-15. Предполагалось, что 139
Космические крылья Графика Александра Шлядинского Таблица. Характеристики космоплана Dyna-Soar Параметр Значение Планер* Общая длина 10,78 м Общий размах крыла 6 35 м Общая площадь несущей поверхности 32,1 м2 Площадь поверхностей элевонов 4,26 м2 Точка расположения центра масс 5,97 м Стреловидность крыла по передней кромке 72°48’ Стреловидность концевых шайб (вертикальных килей) 55° Угол подъема носовой части фюзеляжа 3° Площадь рулей направления 1 м2 Радиус скругления передней кромки крыла от 10,12 см до 15,20 см Радиус скругления носового обтекателя 19 см Толщина концеьых шайб (вертикальных килей) 20,29 см Максимальная толщина крыла 50,72 см Средняя толщина крыла 34,39 см Диаметр фюзеляжа 1,74 м Высота концевых шайб (вертикальных килей) 2,59 м Масса пустого планера 4715 кг Стартовая масса планера 5166 кг Масса полезного груза 454 кг Ракета-носитель Titan ШС Высота с космопланом 46,36 м Стартовая масса 619275 кг Диаметр ускорителей (нулевая ступень) 3,05 м Общая тяга ускорителей 1070500 кгс Диаметр первой ступени 3,05 м Тяга первой ступени 241 315 кгс Диаметр второй ступени 3,05 м Тяга второй ступени 45815 кгс Диаметр ступени Transtage 3,05 м Тяга ступени Transtage 7260 кгс Тяга двигателя САС (в переходной секции) 18 370 кгс * Данные приведены для конфигурации Model 844-2050-Е от 7 июля 1962 г. система спасения работоспособна на скоростях до М = 0,9 при полете и ме- нее 130 км/ч при посадке1. Боковые ручки на правой стороне кабины использовались для управле- ния планером по каналам тангажа и крена. Стандартные педали привода руля направления служили для управ- ления по рысканию. Переключатели голосовой связи, сброса крышки люка и триммеров управления находились на консоли управления с левой сторо- ны кабины. Ручка на этой консоли (пульте) служила для ручного отделе- ния планера от последней ступени PH на орбите. Она же использовалась для ручного включения РДТТ и инициали- зации процесса отделения при аварий- ном спасении на старте. В левой стороне кабины находились подсистемы управления планера, ор- ганы управления скафандра, ручка выпуска посадочного шасси, рычаг сброса давления в кабине и переклю- чатели связи и слежения; в централь- ной части - пилотажные приборы, в правой - рукоятка управления. Справа на длинной панели разме- щался блок светового табло автомати- ческого предупреждения о сбоях в ра- боте подсистем планера. На этой пане- ли имелись отдельные световые инди- каторы каждого из сопел РСУ. Каждый световой индикатор сигнализировал о давлении в камере, когда сопло давало тягу. Пилот мог точно определить, ка- кое сопло работает со сбоями, и пред- принять необходимые корректирую- щие действия. На этой панели он так- же мог обнаружить и исправить ошиб- ки в аэродинамической балансировке для автономного использования РСУ на каждой управляющей оси. Имита- ция пилотирования аппарата при вхо- 1 Такое сужение диапазона работы катапультной системы объяснялось тем, что в отличие отХ-15 на борту Dyna-Soar было сравнительно ма- ло взрывоопасного топлива. Во время аварии при выведении летчик должен был полагаться на РДТТ системы спасения, находящийся в пере- ходнике в хвостовой части планера, а при спуске в атмосфере - на прочность самого планера как спасательной капсулы. 140
Ниобиевый динозавр де в атмосферу, проводившаяся на тре- нажере, показала, что подобный спо- соб позволяет пилоту уменьшить рас- ход топлива РСУ во время входа в ат- мосферу на 36 фунтов (16,3 кг). Прибор в нижней центральной час- ти панели - дисплей управления энер- гией планера, связанный с компьюте- ром системы наведения. Он давал пи- лоту возможность контролировать си- туацию на активном участке выведе- ния, показывал положение планера от- носительно отобранного и запасного участка посадки, представлял данные о текущих углах атаки и крена и прог- рамму управления ими, необходимую для достижения посадочной площад- ки, а также позволял определять вер- тикальную скорость снижения, при ко- торой аппарат оставался в пределах коридора входа в атмосферу. Этот дисплей позволял пилоту полностью использовать все возможности плане- ра для выполнения исследований на гиперзвуковых скоростях. Для выполнения пилотируемых по- летов космоплан оснащался системой кондиционирования воздуха, которая поддерживала в кабине оптимальную температуру, несмотря на сильный нагрев конструкции. В системе ис- пользовался жидкий кислород, подава- емый из специального криогенного ба- ка. Испаряясь в теплообменнике, кис- лород поглощал тепло, выделившееся в кабине экипажа и отсеках с бортовым оборудованием. Хвостовой отсек фюзеляжа служил для размещения оборудования пода- чи криогенного азота, установки гене- ратора и блока управления ВСУ; здесь же размещались резервуар и насос для водно-гликолевой смеси, топлив- ные баки и вся провязка двух дубли- рованных РСУ. Алюминиевая кон- струкция этого отсека была защище- на водяными стенками. Портативный источник питания для бортовых систем представлял собой кислородно-водородную вспомога- тельную силовую установку ВСУ, в сос- тав которой входила турбина, приво- дящая генератор переменного тока мощностью 12 кВА с частотой 400 ГЦ, и гидравлический насос. Две ВСУ обес- печивали систему управления и борто- вое оборудование электрической и гид- равлической энергией по дублирован- ным каналам. В отсеке ВСУ находились криоген- ный бак для жидкого водорода, два сдублированных криогенных бака для жидкого кислорода, первичный холо- дильник, оборудование для получения электроэнергии и агрегаты гидравли- ческой системы. Все функциональные модули ВСУ были доступны для непос- редственного обслуживания. По бор- там и на дне отсека ВСУ размещались трубопроводы, кабели и силовые эле- менты. Обслуживание криогенных систем осуществлялось через криоген- ▲ Модель катапультного кресла для космоплана Dyna-Soar ный отрывной разъем в верхней сторо- не левого отсека. Управляющий щиток водно-гликолевой системы находился на правой стороне, а сама гидравли- ческая система - в верхней части отсе- ка. Алюминиевая конструкция отсека была защищена водяными стенками. В относительно небольшом объеме отсека ВСУ размещалось большое ко- личество компонентов. Чтобы выпол- нять их установку и обслуживание, аналогичные по назначению компо- ненты были собраны в отдельные моду- ли. Каждый предназначен для того, чтобы минимизировать число связей, которые могут быть нарушены при за- мене модуля. Это позволило значитель- но уменьшить массу и число внутрен- них разъемов. Типичным модулем был портативный источник питания: он со- держал компоненты семи подсистем и 27 функционально связанных блоков. Для крепления планера к последней ступени PH и размещения твердотоп- ливного двигателя системы аварийного спасения служила хвостовая секция - оболочка сложной формы, подкреплен- ная внутренним силовым набором. Она состояла из двух час- тей - верхней (кони- ческой) и нижней (ци- линдрической), вклю- чавшей стержневую ферму для выхода га- зов, истекавших из сопла при работе РДТТ - и изготавливалась из легких алюминие- вых сплавов. Секция оставалась в составе космоплана до момен- та входа в атмосферу. Двигатель ХМ-92 фирмы Thiokol с че- тырьмя качающими- ся соплами1 в штат- ном космическом по- лете применялся для сведения планера с орбиты. Во время бросковых испыта- ний с самолета-носителя он должен был использоваться для доразгона планера до сверхзвуковой скорости. Как ни парадоксально это звучит, но на базе боевого космоплана Dyna- Soar фирма Boeing предполагала соз- дать... пассажирский космический корабль. Этот проект у нас в стране практически не известен, и поэтому крайне интересен... В штатной конфигурации Dyna-Soar был одноместным, но за пилотской ка- биной располагался довольно большой приборный отсек. На начальном этапе летных испытаний и в первый период проведения экспериментов на орбите он служил для размещения различного рода регистрирующей аппаратуры, со- единенной с множеством (до 750 штук!) датчиков, размещенных в разных точ- ках аппарата. Однако разработчики предполагали, что, как только этап экс- периментов и исследований закончит- ся, и начнутся эксплуатационные поле- ты, вся эта аппаратура будет безболез- ненно удалена. Таким образом, прибор- ный отсек превращался в грузовой или ▲ Испытатель в скафандре на катапультном кресле космоплана Dyna-Soar 1 Он напоминал РДТТ третьей ступени МБР Minuteman I и мог развить тягу 40000 фунтов (18,1 тс) в течение 13 сек, достаточную для отделе- ния ракетоплана от аварийного носителя и перевода его на траекторию свободного планирования. 141
Космические крылья Фото из архива Boeing через Скотта Лоузера Фото из архива Boeing через Скотта Лоузера ▲ Редкое цветное фото тренажера кабины Dyna-Soar дает представление о сложности пультово-индикационного хозяйства космоплана ▼ Скафандр пилота космоплана пассажирский. Он имел достаточные размеры, позволявшие нести самые разнообразные грузы: небольшие ав- тономные или привязные КА, разведы- вательную аппаратуру, противоспут- никовые системы оружия и даже пас- сажиров. Причем максимальный эки- паж, который можно «впихнуть» в весь- ма компактный корпус Dyna-Soar, дол- жен был состоять из шести человек! Один размещался в кабине пилота, четверо - в пассажирском отсеке, и еще один - в хвостовой части аппарата. При этом все члены экипажа должны были находиться в скафандрах. Предполагалось, что в пассажирс- ком варианте Dyna-Soar можно будет использовать как «челнок» (shuttle) для смены экипажа и снабжения специ- альной долговременной орбитальной станции, проект которой также рас- сматривали инженеры фирмы Boeing. Немногочисленные сохранившиеся изображения подобного космоплана ри- суют весьма «неэргономичный» облик пассажирского «Динозавра», внутри ко- торого, как шпроты в банке, сидят аст- ронавты. На одном из чертежей в хвос- товом отсеке аппарата имеется стыко- вочный узел или выходной люк, соеди- ненный с пассажирской кабиной тес- ным лазом: с современной точки зрения трудно представить, как через него нару- жу мог выходить человек в скафандре... Соединение «пассажирского» Dyna- Soar со станцией должно было осущес- твляться либо через стыковочные агре- гаты с внутренним переходом, как это делалось позже на кораблях Apollo и выполняется на современных орби- тальных комплексах, либо через меха- нические узлы-захваты наподобие баг- ров (один выдвигался впереди справа от кабины пилота, второй - сверху фю- зеляжа ближе к хвостовому переходно- му отсеку). В последнем случае внут- реннего герметичного перехода не бы- ло, и астронавты могли перейти на станцию через космос, открыв люк в крыше пассажирского салона. Счита- лось, что переход на станцию через тес- ный лаз и стыковочный узел более на- дежен. Выход же «через крышу» пред- полагался в аварийных ситуациях либо при спасательных или ремонтных мис- сиях. Открывающийся верхний люк казался также весьма удобным для быстрого покидания пассажирского отсека после посадки, если в этом появ- лялась необходимость, а также для вы- емки или приема на борт небольших грузов в версии «мини-шаттл». Не иск- лючено, что большой люк на крыше корпуса остался как рудимент бомбар- дировочной версии Х-20. По-видимому, теснота пассажир- ской кабины не слишком смущала про- ектантов: предполагалось, что астро- навты будут находиться в корабле не- продолжительное время - от момента старта до причаливания к орбиталь- ной станции. Длительность перелета в космоплане предполагалось миними- зировать, в том числе за счет сокраще- ния периода «фазирования» - синхро- низации орбит Dyna-Soar и станции. В настоящее время этот этап занимает от суток до двух, а иногда и более. Та- кая схема полета позволяет планиров- щикам миссии использовать более ши- рокие (по времени) стартовые окна, а также дает возможность компенси- ровать ошибки, возникшие из-за за- держек старта. Между тем, на началь- ном этапе освоения космического про- странства типичными считались корот- кие, не более трех витков, схемы сбли- жения. Они были отработаны амери- канскими и советскими космонавтами еще во времена первых экспериментов по стыковке. Позднее, однако, от такой спешки отказались, поскольку выяс- нилось, что для адаптации пилота к ус- ловиям невесомости требуется все-та- ки довольно продолжительное время. Для сведения длительности авто- номного полета к минимуму Dyna-Soar располагал значительными запасами топлива, да и космическая станция, по замыслу разработчиков, имела воз- можности для маневрирования. В процессе проработки проекта бы- ли изготовлены не только масштабные модели пассажирского отсека, но и его 142
Ниобиевый динозавр «примерочный» макет в натуральную величину. Одна из таких моделей, предназначенная для демонстрации на закрытых выставках для начальства и специалистов, показана на с. 144. Как уже говорилось, для увеличения численности экипажа до шести чело- век предполагалось полностью освобо- дить аппарат от всех «внутренностей». Существует уникальная фотография, хотя и низкого качества, на которой изображены два реальных астронавта в скафандрах (предположительно Ген- ри Гордон и Уилльям Найт), сидящие в макете пассажирского отсека Dyna- Soar. Видно, что астронавтам в отсеке тесно, но, судя по улыбкам, они вполне приспособились к неудобствам. Более того, по имеющейся информации, один из испытателей, облаченный в ска- фандр, смог имитировать «поход» через узкий лаз к хвостовому стыковочному агрегату, тем самым подтвердив воз- можность таких действий в космосе. Впрочем, в одном из вариантов ком- поновки предусматривалось почти полное освобождение хвостового отсе- ка от оборудования, что делало проход к стыковочному узлу более удобным. Кроме трудностей компоновки, пе- ред создателями «космического такси» стояли и другие проблемы, из которых стоит выделить две: - сохранение приемлемого теплово- го режима на борту пассажирского ра- кетоплана; - обеспечение безопасности астро- навтов в аварийных ситуациях. Суть первой заключается в том, что военные версии Dyna-Soar рассчиты- вались на одно- или двухвитковый кос- мический полет, тогда как пассажирс- кий аппарат должен был находиться на орбите минимум несколько суток. В те- чение этого времени космоплан подвер- гался бы нагреву от солнечного излуче- ния и от тепловыделения бортовых сис- тем. Каким образом разработчики предполагали решить эту проблему, точно неизвестно. Можно только дога- дываться, что могло рассматриваться применение замкнутой системы ох- лаждения с радиаторами довольно большой площади (но где они размеща- лись?), либо открытой системы - изоля- ции по типу водяных стенок, использу- емой в проекте одноместного космопла- на для охлаждения кабины пилота. С безопасностью все было сложнее. При полете на обычном капсульном корабле типа «Востока», Mercury, Gemini, Apollo или «Союза» безопас- ность при нештатных ситуациях обес- печивается несколькими решениями. На начальном этапе выведения (при старте и в первые минуты полета раке- ты-носителя) подобные ситуации па- рируются специальной САС, которая уводит в сторону и безопасно сажает спускаемый аппарат с экипажем на парашюте. На более поздних стадиях полета возможно отделение всего кос- мического корабля от аварийной раке- ты при помощи штатных средств раз- деления. Корабли типа «Восток» и ▲ ВСУ и продувочные модели космоплана Dyna-Soar из экспозиции Музея ВВС США. Графика Александра Шлядинского фото Скотта Лоузера 143
Космические крылья Фото из архива Boeing через Скотта Лоузера Gemini оснащались еще и катапульт- ными креслами. Последние были уста- новлены и в первых испытательных полетах корабля «Колумбия» системы Space Shuttle. При этом капсула (спус- каемый отсек экипажа) корабля может безболезненно переносить баллисти- ческий спуск, находясь в различных положениях. Иное дело крылатые ко- рабли: малейший выход за предельные углы атаки грозит срывом в штопор и в неуправляемое падение, а то и разру- шением от набегающего потока. На пассажирской версии Dyna-Soar проблема спасения экипажа усугубля- лась теснотой обитаемых отсеков: безо- пасное покидание аварийного корабля при помощи катапультных кресел было ▲ Экспонат музея ВВС США - носимый аварийный запас пилота космоплана ◄ Модель четырехместной пассажирской кабины для Dyna- Soar. Последняя должна была устанавливаться вместо отсека оборудования за кабиной пилота после окончания этапа летных испытаний и орбитальных экспериментов маловероятным. Как известно, подоб- ное кресло имеет достаточно солидные габариты и массу и, кроме того, должно выходить из кабины в строго опреде- ленном положении. Необходимость же складывания спинок сидений для под- хода астронавтов к лазу в хвостовом от- секе заставляет усомниться в том, что кресла экипажа пассажирского кос- моплана были катапультными. Все же некоторые эксперты полагают, что эки- паж мог катапультироваться, ведь из- вестны проекты кресел с изменяемым углом наклона спинки с целью большей переносимости высоких перегрузок пи- лотов высокоманевренных истребите- лей. Такие проекты прорабатывались в США в середине 1970-х в рамках про- граммы отработки технологии перс- пективных истребителей AFTI, а также рассматриваются в России для истре- бителей пятого поколения. Почему бы аналогичной идее не появиться десяти- летием раньше? И все-таки надо признать, что пол- ной ясности о способе спасения экипа- жа пассажирского Dyna-Soar до сих пор нет. Вероятно, разработчики пола- гались на штатную систему аварийно- го спасения с РДТТ для отделения его от PH Titan ШС. Кроме того, мощные стартовые твердотопливные ускорите- ли ракеты-носителя были оснащены устройствами отсечки тяги, что позво- ляло в случае аварии выключить «боко- вушки» и отделить космоплан при сравнительно низких перегрузках. Кроме стартового участка полета, опасность для пассажирского «Дино- завра» таилась и при возвращении на Землю, опять-таки из-за самолетной схемы корабля. Дело в том, что крыла- тые аппараты, скомпонованные по схе- ме «бесхвостка», к которым относился и Dyna-Soar, во-первых, обладают невы- соким аэродинамическим качеством, а во-вторых, приземляются на очень больших (более 15-20°) углах атаки. Оба обстоятельства, усугубленные от- сутствием двигателей (нет возможнос- ти уйти на второй круг), предъявляли весьма жесткие условия захода космо- плана на посадку. В случае нештатной ситуации приземление вне аэродрома с высокой долей вероятности закончи- лось бы катастрофой: лыжное шасси - в отличие от колесного - не позволяло са- диться на неровную неприспособлен- ную поверхность, а не выпустив шасси (посадка «на брюхо»), космоплан заде- вал полосу задней кромкой крыла, пос- ле чего высоко задранный нос аппара- та резко ударялся о землю. Выходом мог стать аварийный парашют, но нет никаких свидетельств его применения в проекте пассажирского корабля. В целом, пассажирский вариант Dyna-Soar стал одним из первых про- ектов «мини-шаттлов», разрабатывав- шихся американскими инженерами в 1960-1970-е годы. Несомненно, опыт работы над ним пригодился в более поздних проектах, но насколько был велик этот вклад, сказать трудно... Выбор носителя Во время реализации проекта Dyna- Soar едва ли не самой сложной и запу- танной задачей, если не в технологи- ческом, то в организационном и эконо- мическом плане, был выбор носителя. Достигнутый к тому времени в США уровень ракетостроения позволял ре- шать задачи практически любой слож- ности. Проблемой, однако, становилось обеспечение приемлемых затрат на разработку и производство носителя. Первоначально компания Boeing совместно с General Dynamics (отделе- ние Convair) предложила проект носи- теля на базе ракеты Atlas Centaur и да- же показала военным полноразмер- ный макет Dyna-Soar на таком носите- ле. В альтернативном проекте компа- ний Bell и Martin для выведения плане- ра на орбиту предлагалась МБР Titan II (которая в то время еще только разра- батывалась; впрочем, для суборби- тальных полетов можно было приме- нить Titan I). Однако расчеты показы- вали, что ракета для запуска орбиталь- ного космоплана должна была иметь грузоподъемность по крайней мере вчетверо выше, чем у стандартного но- сителя на базе Atlas SLV-3. В итоге в конце 1959 г. компания Boeing была выбрана для постройки корабля Dyna-Soar, а фирме Martin по- ручили поставки PH Titan. 144
Ниобиевый динозавр Некоторое время Titan I оставался основным вариантом носителя для Dyna-Soar, но уже были ясны ограни- чения, которые были у этой МБР для запуска космоплана даже при суборби- тальных летных испытаниях. Тогда ВВС обратили свое внимание на еще не летавший, но значительно более мощный Titan II. 12 января 1961 г. в ка- честве орбитального носителя была выбрана эта МБР. Предполагалось, что она будет готова к ЛЕИ космоплана че- рез год после своего первого запуска. Чтобы космоплан с дельтавидным крылом не опрокидывал ракету при выведении, к основанию первой ступе- ни «Титана II» добавили три больших 15-футовых (4,6 м) стабилизатора, обеспечивавших устойчивость на ак- тивном участке траектории. Кстати, такие же стабилизаторы должен был иметь и Titan I, если бы он был исполь- зован в рамках программы Dyna-Soar. Однако и Titan II недолго считался подходящим вариантом носителя. В мае 1961 г. Boeing предложил ускорить разработку Dyna-Soar, пропустив этап суборбитальных пусков. Для орбиталь- ных полетов Titan II был слабоват, и в качестве замены в график был постав- лен Saturn С-1, новый носитель NASA. В свою очередь, ВВС предложили несколько вариантов носителя для космоплана: - модифицированный Saturn С-1; - Titan I или Titan II с криогенной верхней ступенью (проект Titan С); - новый проект «Титана» с твердо- топливными ускорителями, извест- ный как Soltan (Solid Titan); - абсолютно новая ракета, состоя- щая из двух многосегментных РДТТ и центральной криогенной ступени. Еще в ноябре 1959 г. изучалось при- менение PH типа Titan С для орбиталь- ных полетов по программе DynaSoar, и уже тогда этот выбор представлялся спорным: «тонкая» первая ступень пер- вого «Титана» (равно как и второго), до- полненная совершенно новой «толс- той» кислородно-водородной второй ступенью, смотрелась нелепо. В то время в Управлении баллисти- ческих ракет Армии АВМА под руково- дством Вернера фон Брауна велась разработка PH Saturn I с криогенной второй ступенью с четырьмя двигате- лями относительно низкой тяги (по 7940 кгс). Военное руководство не пос- тавило армейских ракетчиков в изве- стность о том, что фирма Aerojet про- водит секретную программу создания ЖРД для второй ступени «Титана С». А это был первый в мире мощный кисло- родно-водородный двигатель, прошед- ший ОСИ! Полномасштабная разра- ботка криогенного варианта велась в 1958-1960 гг. параллельно с куда бо- лее известной публике переделкой «штатного» LR-87 на долгохранимые компоненты топлива для «Титана-2». Кислородно-водородный двигатель имел регенеративно охлаждаемую ка- меру сгорания и сопло от LR-87 с изме- ненной форсуночной головкой и переде- ланным турбонасосным агрегатом. На стенде фирмы в Сакраменто было про- ведено в общей сложности 52 ОСИ на полноразмерном («почти летном») экзе- мпляре ЖРД. Тяга на уровне моря соста- вила 59 тс, что соответствовало тяге в 68 тс в вакууме. Простые прямоточные форсунки использовались вместо обыч- ных в таких случаях, но более дорогих смесевых элементов коаксиального ти- па, позже использованных на кислород- но-водородных ЖРД большой тяги М-1 и SSME. Все включения и выключения двигателя проходили гладко, а эффек- тивность сгорания достигла 99%. Рабо- та была устойчивой во всем диапазоне, никаких крупных утечек криогенных компонентов не было. На первом этапе ОСИ применялась вытеснительная сис- тема подачи топлива, но потом подоспе- ли и сборки ТНА для летного варианта. По сравнению с исходным кислородно- керосиновым LR-87, основные измене- ния затронули форсунки и насос горю- чего (керосиновый был заменен одно- ступенчатым водородным, специально разработанным для этой цели). Насос кислорода и его шестеренчатый редук- тор оставались неизменными. Несмотря на то, что «железо» фирмы Aerojet было успешно продемонстриро- вано, в мае 1960 г., фирма Rocketdyne выиграла конкурс NASA на создание кислородно-водородного двигателя тя- Последовательная смена носителей для запуска космоплана Dyna-Soar на суборбитальные (МБР Titan I и Titan II) и орбитальные (PH Titan IIIC). Обратите внимание на большие стабилизаторы в нижней части ракет Рисунки из архива Lockheed гой 40 тс для верхней ступени PH Saturn С-2 со своим «бумажным» про- ектом J-21. После этого у Martin появи- лась возможность рассмотреть вари- ант Titan С с двигателем J-2 на верхней ступени. Однако американская администра- ция не была заинтересована в разра- ботке еще одной новой PH. Соответ- ственно выбор все больше склонялся в пользу варианта Soltan. В июле 1961 г. этот носитель был утвержден в качест- ве основного для выполнения орби- тальных полетов Dyna-Soar. Ракета состояла из стандартного двухступенчатого «Титана II», дополнен- ного по бокам двумя твердотопливными ускорителями диаметром 100 дюймов (2,54 м) каждый. Твердотопливные ус- корители («нулевая ступень») включа- лись только при старте, а двигатели первой (де-факто - второй) ступени - в полете, перед выгоранием топлива ус- корителей. Стартовая масса PH дости- гала 388,3 т, из которых 230,4 т прихо- дилось на два восьмисегментных РДТТ. Soltan позволял вывести на орбиту планер массой 8023 кг в штатной кон- фигурации или - если необходимо - бо- лее 9072 кг в форсированной (модер- низация ускорителей). На ракете пред- полагалось установить аэродинами- ческие стабилизаторы для увеличения устойчивости. Надежность системы оценивалась в 82% после выявления и устранения ошибок разработки. 1 Надо сказать, что этот двигатель значительно превосходил своего «железного собрата» по важнейшему показателю - удельному импульсу тяги. 145
Космические крылья Рисунок Владимира Некрасова по математической модели Александра Шлядинского В октябре 1961 г. ВВС еще раз пересмотрели программу Dyna- Soar, приняв за основу носитель Soltan и увеличив диаметр РДТТ 85-футовой (26 м) длины до 120 дюймов (3,05 м). Эта раке- та получила обозначение Titan III («Система 624А») и была объ- явлена стандартным носителем ВВС для тяжелых ПГ. Первый полет «Титана III» с твердотопливными ускорителями ужидался уже в октябре или ноябре 1963 г. Через два месяца после этого выбора ВВС еще раз переверстали сводный план по Dyna-Soar, исключив суборбитальные полеты и перенаправив программу на выполнение многовитковых орби- тальных миссий с помощью PH Titan ШС. Эта новая конфигурация была порождена путем добавления к двум ступеням центрального блока «Титана III» верхней жидкост- ной ступени Transtage. Новоявленный Titan ШС, также извест- ный как SLV-5C, мог вывести на низкую околоземную орбиту почти 25 000 фунтов (11,3 т). При запуске космоплана Dyna-Soar масса ограничивалась 21000 фунтов (9,5 т): в эту величину включались планер, переходник и большой РДТТТЫоко1ХМ-92, который мог использоваться и без «Транстейджа» для довыведе- ния при одновитковом полете. Для многовитковых полетов «пере- ходная» ступень Transtage оставалась состыкованной с кораблем и должна была использоваться для свода космоплана с орбиты. Высота Titan ШС с космопланом составляла 152 фута (46,36 м). Установка Dyna-Soar в верхней части PH вызывала ряд техни- ческих проблем, так как с крылатым аппаратом ракета теряла устойчивость после отделения второй ступени. Пришлось внести соответствующие изменения в циклограмму работы двигателей. Saturn не приняли из-за его более высокой стоимости, хотя сама по себе ракета казалась более привлекательной, чем кон- фигурации на базе «Титана». Но «Сатурны» делала перешедшая в NASA «армейская» команда фон Брауна, а варианты на базе «Ти- тана» продвигали ВВС. А, как известно, противоречия и конку- ренция между видами Вооруженных сил США подчас играли не менее важную роль в судьбе проекта, чем технические детали. Наконец, последняя и наиболее интересная конфигурация но- сителя, рассматривавшаяся, напомним, в 1961 году, была назва- на «Космическая пусковая система» (Space Launching System, SLS). Это была альтернатива «Титану III». Ракета имела един- ственную жидкостную ступень - центральную, на кислородно- водородном топливе, использовавшую один J-2. Тяга двигателя на уровне моря составляла 59 тс, а в вакууме - 90 тс. Первая сту- пень, как и у носителя Soltan, состояла из сегментированных твердотопливных ускорителей. Общая стартовая масса системы была несколько ниже, а грузоподъемность - несколько выше. Но- ситель SLS мог выводить на орбиту 8482 кг и даже примерно 9000 кг при снижении ее высоты. Надежность оценивалась при- мерно в 87% и была на 5% выше, чем у Soltan’a из-за меньшего количества блоков и большей простоты жидкостной ступени. Философия проекта «Космической системы запуска» отлича- лась известной новизной - заметим, что по такой же схеме вы- полнены современные PH Ariane V и H-IIA! Разработчиками бы- ла показана желательность сегментации РДТТ первой ступени, чтобы снизить затраты и увеличить надежность и гибкость ис- пользования носителя основного размера, добавляя или вычи- тая сегменты. Дальнейшее изучение показало, что кислородно- водородное топливо с его очень высоким удельным импульсом тяги - отличный выбор для верхних ступеней. И этот выбор оп- тимален с точки зрения стоимости ракетной системы. Однодви- гательная жидкостная ступень отличалась простотой, которая и должна была обеспечить высокую надежность. Кроме того, с са- мого начала работы над концепцией предполагалось, что эта система должна стать стандартным транспортным средством для широкого спектра космических миссий. Считалось, что предварительные испытания для летной оценки одно двигатель- ной ступени могут быть выполнены в начале 1963 г. Таким образом, варианты носителей менялись как в соответ- ствии с целями и задачами ЛКИ, так и в соответствии с обликом и назначением проекта в целом. Тем не менее, как ни странно, частые смены носителя практически никак не сказались на внешнем облике самого «Динозавра». В конечном итоге выбор носителя был обусловлен не какими- то выдающимися качествами Titan ШС, а его относительной доступностью и готовностью к использованию. И, скорее всего, именно тем обстоятельством, что оба проекта - и космоплана, и PH - курировали ВВС США. 146
Ниобиевый динозавр Подготовка к летным испытаниям По плану, выпущенному 1 апреля 1960 г., летно-конструкторские испытания системы делились на нес- колько этапов («шагов»). На первом планировались, начиная с июля 1963 г., 20 сбросов космоплана с самолета-носителя для оценки летных характеристик на дозвуковых и свер- хзвуковых скоростях. Достижение ско- рости, соответствовавшей числу М=2, в этот период планировалось с исполь- зованием специально устанавливаемо- го ЖРДХЬБ-П. После этого шел этап суборбиталь- ных полетов. Космоплан Dyna-Soar должны были запускать с комплекса LC-20 на мысе Канаверал с помощью МБР Titan II по трассе длиной 3600 миль (5800 км), идущей в юго-восточ- ном направлении над Атлантическим океаном и Антильскими островами по направлению к восточной оконечнос- ти Южной Америки. В качестве поса- дочных зон (в зависимости от дальнос- ти полета) были выбраны остров Элью- тера на Багамах, база ВВС США Рэми на острове Пуэрто-Рико, остров Барба- дос и аэродром Форталеза в Бразилии. Проектная масса суборбитального планера в этом случае должна была составлять от 6570 до 9410 фунтов (2980-4268 кг). Суборбитальные полеты преследо- вали достижение следующих целей: - исследование областей макси- мального нагрева во время входа в ат- мосферу; - изучение маневренности при вхо- де в атмосферу; - демонстрация методов горизон- тальной посадки «по-самолетному»; - оценка способности человека ус- пешно работать в течение длительного гиперзвукового полета. 26 апреля 1961 г. был выпущен уточ- ненный предварительный план ЛКИ. Начало атмосферных испытаний было отложено на январь 1964 г., причем для разгона теперь использовались РДТТ. В августе 1964 г. планировалось выпол- нить первый из двух беспилотных, а начиная с апреля 1965 г. - двенадцать пилотируемых запусков с помощью мо- дифицированной ракеты Titan II по су- борбитальной траектории с достиже- нием скорости от 4,9 до 6,7 км/с. Первый одновитковый орбитальный полет с посадкой на авиабазе Эдвардс намечался на апрель 1966 г. Он должен был продолжаться 107 минут - от стар- та до касания ВПП. Суборбитальные и первые орбиталь- ные пуски рассматривались теперь как подэтап НА (сбор данных о маневриро- вании с орбитальными скоростями и работе военных подсистем). За ним следовали подэтап ПВ (создание «полу- рабочей» системы) и этап III (ввод в эксплуатацию боевой системы). Появ- ление «полурабочего» аппарата, спо- собного в ограниченном объеме выпол- нять разведку, инспекцию спутников, транспортные операции и бомбарди- ровку с орбиты, ожидалось к октябрю 1967 г. Полностью рабочая система, оснащенная управляемыми ракетами «Космос - Земля» и «Космос - Космос», могла появиться в конце 1971 г. Отказ осенью 1961 г. от суборбиталь- ных испытаний позволил сжать гра- фик, и согласно рабочему плану от де- кабря 1961 г. серию из восьми одновит- ковых полетов в рамках «шага ПВ» пла- нировалось начать уже в ноябре 1964 г. Пуски должны были осуществляться с нового комплекса LC-40 на мысе Кана- верал носителем Titan ШС. Как и рань- ше, два первых полета планировались беспилотными, а первый орбитальный пилотируемый полет намечался на май 1965 г. В девятом (беспилотном) полете в июне 1966 г. планировался выход на высокую орбиту, а многовитковые мис- сии с 10-й по 18-ю имели целью демон- страцию пилотируемой инспекции спутников и орбитальной разведки. Еще в апреле 1960 г. в обстановке строгой секретности из десяти тысяч летчиков, подходящих по медицинс- ким и анкетным данным, было отобра- но семь человек для подготовки к поле- там на Dyna-Soar и для участия в отра- ботке различных элементов управле- ния и посадки. Ими стали: ♦ Нейл Олден Армстронг (Neil Alden Armstrong) - от NASA; ♦ Джеймс Уэйн Вуд (James Wayne Wood) - от ВВС; ♦ Генри Чарлз Гордон (Henry Charles Gordon) - от ВВС; ♦ Уилльям Харви Дейна (William Harvey Dana) - от NASA; ♦ Уилльям Джозеф Найт (William Joseph Knight) - от ВВС; ♦ Расселл Ли Роджерс (Russell Lee Rogers) - от ВВС; ♦ Милтон Орвилл Томпсон (Milton Orville Thompson) - от NASA. В связи с тем, что сроки начала по- летов по программе постепенно сдви- гались, потенциальные астронавты Dyna-Soar продолжали летать по дру- гим программам. Нейл Армстронг участвовал в испытаниях X-15, а летом 1962 г. перешел в отряд астронавтов NASA. Билл Дейна также отказался от сомнительных перспектив Dyna-Soar и продолжил карьеру летчика-испыта- теля. На замену им в группу пилотов космоплана был включен летчик ВВС США Альберт Хенлин Круз (Albert Hanlin Crews Jr.). Таким образом, когда 20 сентября 1962 г. ВВС США официально объяви- ли о создании группы астронавтов для полетов на Dyna-Soar, в нее входили шестеро - пятеро военных летчиков и один гражданский: Джеймс Вуд, Генри Гордон, Альберт Круз, Уилльям Найт, Расселл Роджерс и Орвилл Томпсон. А Подготовка и проведение бросковых испытаний космоплана с самолета-носителя В-52В Рисунок из книги Дженкина Hypersonics Летом 1963 г., почувствовав бесперс- пективность программы, Милтон Томп- сон также перевелся в группу пилотов Х-15. Остальные астронавты продол- жали тренировки на авиабазе Эдвардс, на базе корпорации Boeing в Сиэттле и на авиабазе Райт-Паттерсон. ВВС надеялись в результате созда- ния и отработки космоплана Dyna- Soar определить перспективы исполь- зования космического пространства в военных целях. Кроме того, такой ПКА предоставлял военным возможность испытать различные военные косми- ческие системы в реальных условиях орбитального полета, а также выявить возможности человека в управлении этими системами Так как Dyna-Soar виделся многоце- левым аппаратом, США предполагали с его помощью утвердить доктрину «свободного космоса». Рассматрива- лись самые различные варианты по- летных заданий: для выполнения од- новиткового полета, для многовитко- вой миссии, для маневрирования и встречи на орбите, для выполнения экспериментов по входу в атмосферу со скоростью выше орбитальной и др. По заявлению разработчиков, пилот космоплана имел возможность удли- нять или укорачивать свой маршрут на тысячи километров и совершать ма- невры, отклоняясь на тысячи километ- ров в стороны от трассы полета для достижения пункта назначения. Ис- пользуя высокую скорость, исключи- тельно большую высоту полета и воз- можности маневрирования, он мог выбрать для посадки любой аэродром 147
Космические крылья Фото с сайта www.spacefacts.de ▲ Пилоты, отобранные для полетов по программе Dyna-Soar. Первый ряд - Нейл Армстронг (NASA), Уилльям Дейна (NASA), Генри Гордон (ВВС), Уилльям Найт (ВВС); второй ряд - Расселл Роджерс (ВВС), Милт Томпсон (NASA), Джеймс Вуд (ВВС), Альберт Круз (ВВС) от мыса Барроу (Аляска) до г. Сан-Дие- го (Калифорния). В отличие от ракетоплана Х-15, по- леты которого дали достаточно ин- формации для оценки летных харак- теристик аппарата, Dyna-Soar так и не оторвался от земли. Вследствие этого о его летных характеристиках и особенностях пилотирования можно было только гадать. Однако спустя десятилетия после закрытия программы технологии вир- туальной реальности позволили отчас- ти воссоздать особенности поведения космоплана в воздухе. В 2000 г. инже- нер NASA Дэн Роум (Dan Roam) сумел смоделировать полет космоплана на компьютерном тренажере Х-Р1апе. Учитывая дефицит воспоминаний лет- чиков -испыталелей, крайне любопыт- на его оценка характеристик Dyna- Soar. Вот что он пишет в одном из ин- тернет-форумов: «Недавно я приобрел имитатор поле- та Х-Plane (стоит примерно 40 $ при покупке через сайт www.x-plane.com). Это большая компьютерная програм- ма, которая имеет довольно легкий ин- терфейс для построения самолета “по заказу”. Я “создал” летный вариант космоплана и многократно летал на нем. Dyna-Soar был сделан настолько точно, насколько позволяли имеющие- ся у меня весьма ограниченные дан- ные. Такое ощущение, что для безмо- торного “утюга” космоплан летает дос- таточно хорошо! ...Мне просто нравится, что я могу теперь стартовать с В-52 на высоте 15 000 м и спустя четыре минуты при- землиться на авиабазе Эдвардс. Полеты на Dyna-Soar - короткие, напряженные и... страшные. Навер- ное, такими бы они и были, если бы программа не была закрыта! Но они доставляют массу удовольствия и поз- воляют изучить методы захода на по- садку орбитальной ступени системы Space Shuttle. Опять-таки это правиль- но, потому что Dyna-Soar был “закон- ным дедом” шаттла! Вот безопасный профиль полета. Сначала выбираем “старт с В-52”. Я обычно “запускаюсь” над Чайна-Лейк. (Это, конечно, натяжка, но сухое озеро Эдвардс не входит в число зон посадки Х-Plane. В то же время Чайна-Лейк на- ходится по соседству и имеет массу очень длинных ВПП). Мы летим на В-52 на высоте около 15 км в течение 30 секунд. Отделив- шись от В-52, продолжаем планиро- вать на север и медленно опускаем нос, постепенно доводя скорость до 300- 350 узлов (555-650 км/ч). Позволяем космоплану набрать вертикальную скорость 1500 метров в минуту или немного больше. Через 30-45 секунд начинаем широ- кий стандартный разворот на юг с кре- ном -30° и продолжаем снижаться. Я обычно выхожу на курс 180°, имея Чай- на-Лейк впереди, на высоте около 7,5 км и поддерживаю скорость 300 узлов. На первый взгляд кажется, что само- лет слишком сильно наклоняется вниз по сравнению с обычным профилем захода на посадку с включенным дви- гателем. Однако все в порядке, и если держать полосу в середине окна каби- ны, все будет в порядке. На высоте 1500 м выпускаем за- крылки в первое положение и добавля- ем аэродинамические тормоза, чтобы сбросить скорость. Они весьма эффек- тивны, так что я обычно закрываю их через несколько секунд. На высоте 300 м выдерживаем скорость 200-230 узлов (370-430 км/ч) и выпускаем шасси. Выпускать закрылки до конца не советую. На высоте 150 м резко бе- рем ручку на себя и снижаемся до жест- кого касания полосы. Затем открываем тормозной парашют... ну и все». Похоже, пилотирование космоплана было делом непростым... 148
Ниобиевый динозавр Битва с МакНамарой Поскольку работы по программе Dyna-Soar велись в режиме высокой секретности и пресса допус- калась к их результатам только тогда, когда разра- ботчики проходили очеред- ной этап, даже сегодня, ког- да рассекречена значитель- ная часть технической доку- ментации по проекту, опре- делить статус системы труд- но. По-видимому, он менял- ся в зависимости от полити- ческой конъюнктуры. Сама трехэтапная про- грамма подразумевала фак- тически создание двух ап- паратов, связанных общи- ми чертами, но по существу стоящих на разных ступе- нях строгой иерархической лестницы американских систем вооружения. По замыслу разработчи- ков, Dyna-Soar должен был стать «сред- ством для испытания совершенно но- вой концепции с последующим приме- нением результатов испытаний в жизнь». Поэтому некоторые историки относят его к уникальному типу X/Y. Напомним, что «X» в американской классификации означает, что аппарат относится к исследовательским, то есть он один из тех, чьи системы пред- назначены для сбора информации и данных о среде, в которой впослед- ствии будет эксплуатироваться транс- портное средство, и о воздействии этой среды на аппарат и экипаж. «У» означает, что аппарат является прототипом (опытным образцом) сис- темы, которая уже одобрена в оконча- тельной конфигурации и представля- ется для постановки на вооружение. Неопределенность в классификации некоторое время помогала «проталки- вать» программу Dyna-Soar и получить разрешение на изготовление матери- альной части. Однако в ноябре 1961 г. она была окончательно отнесена к ис- следовательским программам, а в ян- варе 1962 г. вновь образованное Коман- дование систем ВВС запретило даль- нейшие проработки по третьему - бое- вому - этапу Dyna-Soar. Исследования по этапам НА и ПВ были завершены к 30 июня 1962 г. Описанная выше конфигурация планера взята из эскизного проекта, состояние которого к началу 1963 г. оценивалось так: 1. Рабочая документация была выпу- щена примерно на 25%, шло изготов- ление отдельных элементов системы. 2. Более чем на 75% была завершена программа необходимых НИОКР. 3. Были подготовлены и выпущены спецификации для закупки подсистем у 73 субподрядчиков. Я помню тот декабрь: мы строили корабль И становилось ясно нам, что вся затея - вздор. И каждый день дрожали мы, и где б занять, не знали мы, На то, чтоб финансировать проект наш «Дайна-Сор», Наш стройный и изящный крылатый «Дайна-Сор»... Заброшен ты с тех пор. Корпел я ночью лунной - один, как полоумный. Вдруг трубопровод вздрогнул - мигом я открыл затвор. Из выпускного клапана, вздымая вихрь и каркая, Волшебный ворон вылетел; скользнул он мимо штор, На бюст папаши Зенгера сел черный визитер. Был мрачен птицы взор. Прозри, о, диво дивное, своей бесовской силою, Уже ли МакНамара пустит труд наш под топор?! С волненьем ждем мы сессии, где выступит в Конгрессе он: Проект продолжен будет наш, в бюджет на год внесен? Иль мрачен свет грядущего? Реши сомнений спор! Скажи слова, что жду я, - иль реки свой приговор!.. И ворон каркнул: «Невер-р-мор!» Наш стройный и изящный крылатый «Дайна-Сор»... В мечтах ты до сих пор! Энди Оберта (Andy Oberta), «Смерть Дайна-Сор» Missiles and Rockets, 27 January 1964 Стихотворный перевод Александра Краснянского Работы по всем направлениям про- екта шли поступательно. Предполага- лось, что вся основная документация будет выдана подрядчикам к середи- не 1963 г. Через полгода-год после этого можно было начинать сбросы космоплана с самолета-носителя В-52 для испытаний на планирование на авиабазе Эдвардс. Поскольку к тому моменту все внима- ние разработчиков было сосредоточено на огнеупорных и жаропрочных мате- риалах, а также на возможности вы- полнения аппаратом при спуске с орби- ты бокового маневра по дальности, о длительных полетах космоплана речь не шла. Трехвитковую миссию предпо- лагалось выполнить только во время двенадцатого запуска, а более длитель- ные полеты требовали значительных модификаций аппарата. Их намеча- лось провести после выполнения ос- новной программы ЛКИ. К описываемому времени уже началось изготовление первого летного образца космоплана, выкатка кото- рого стояла в планах на 1964 г., и продолжалась мо- дификация самолета-носи- теля В-52 для выполнения бросковых испытаний. Высокая стоимость про- граммы, заявленной как ис- следовательская, делала ее весьма уязвимой для крити- ки. Многим представлялось, что миллиард долларов, по- траченный на получение ин- формации о новых термос- тойких материалах и возмож- ности маневрирования при возвращении в атмосферу, - слишком дорогое удоволь- ствие. Кроме того, у Dyna- Soar появились конкуренты. 1 апреля 1961 г. в составе Командования систем ВВС США появилась Дивизия космических систем (Space Systems Division, SSD), a уже 19 мая она анонсировала собствен- ную программу спутника-инспектора SAINT (сокращение от Satellite Inspec- tor, буквально «святой»). Этот «Святой» был задуман как система, способная идентифицировать и уничтожать спут- ники на околоземной орбите. Сначала в программе SAINT выделя- лись два этапа - беспилотный SAINT I и пилотируемый SAINT II. Однако уже вскоре, в середине 1961 г., от первого из них отказались. Предложения по прог- рамме SAINT II включали пилотируе- мый двухместный аппарат, способный сближаться с целью на орбите, а также выполнять ограниченные задачи снаб- жения в космосе. SAINT II строился по концепции «несущий корпус», и некото- рое аэродинамическое качество давало ему возможность заходить на посадку в заранее определенном месте. Графика Александра Шлядинского 149
Космические крылья SAINT II предполагалось запускать на PH Titan II с новой верхней ступе- нью, названной Chariot («Колесница») и работавшей на высокоэнергетической топливной паре «жидкий фтор - гидра- зин». По проекту аппарат мог дости- гать как низких, так и высоких около- земных орбит Первый орбитальный запуск в автоматическом режиме пла- нировалось выполнить в начале 1964 г. и в том же году перейти к 12 пилотиру- емым полетам. Представители SSD выдвинули це- лый ряд причин, по которым разраба- тываемый под эгидой Дивизии авиа- ционных систем ASD космоплан Dyna- Soar не мог выполнять миссии, на ко- торые был нацелен SAINT II. Главными из них считались ограничения по мас- се ПГ и неспособность выходить на вы- сокие околоземные орбиты. Счита- лось, что из-за температурных ограни- чений на материалы скорость входа космоплана в атмосферу увеличить не удастся, а переход к абляционной теп- лозащите исключался. Оценочная стоимость программы SAINT II (413,8 млн $ в 1962-1965 ф.г.) заставляла рассматривать ее в качест- ве серьезного соперника Dyna-Soar в борьбе за финансирование. Немало- важную роль играло и то, что свою до- лю от «военного пирога» должны были получить и атомные подводные лодки с перспективными баллистическими ра- кетами Polaris, и межконтиненталь- ные «Минитмены», и новые авианосцы с небезызвестными «Фантомами», и многие-многие другие «понятные и проверенные в бою» системы вооруже- ний, за которыми маячили мощные лоббирующие группировки военно- промышленного комплекса. ВВС и NASA надеялись в результате испытаний Dyna-Soar получить боль- шую практическую пользу. Помимо то- го что космоплан должен был помочь Фото из архива библиотеки Конгресса США ▲ Министр обороны Роберт МакНамара ВВС определить возможность исполь- зования космического пространства в военных целях, он также способство- вал бы осуществлению программы по- летов человека в космос, предоставляя пилоту-оператору возможность испы- тать различные военные космические системы в реальных условиях и выя- вить возможности управления ими. Однако перед военным руководством США неизменно вставал вопрос: какие практические преимущества будет иметь космоплан перед другими систе- мами после окончания летно-конструк- торской отработки? В своем меморандуме президенту Кеннеди от 7 октября 1961 г. министр обороны Роберт МакНамара (Robert S. McNamara) писал: «В данных условиях мне представляется необходимым уменьшить усилия по подготовке про- граммы к моменту, когда возникнет необходимость в этой системе. Гораздо лучше будет не настаивать на разра- ботке полномасштабной системы, а переориентировать проект на решение таких сложных технических проблем, как запуск на орбиту пилотируемых аппаратов с высоким аэродинамичес- ким качеством и их возвращение в за- ранее намеченное место»... Так и получилось: сложные техни- ческие проблемы, вставшие перед раз- работчиками, а также успешные поле- ты первых космических кораблей кап- сульного типа вынудили снизить ста- тус проекта с рабочего до эксперимен- тального. Отражением этой новой реальности стала головокружительная история принятия военного бюджета США на 1962 ф.г. Конгресс одобрил дополни- тельные ассигнования - 514,5 млн $ на строительство новых дальних бом- бардировщиков, 180 млн $ на програм- му экспериментального бомбардиров- щика ХВ-70 «Валькирия» и 85,8 млн $ на проект Dyna-Soar. Однако 27 октяб- ря 1961 г. МакНамара объявил, что для ускоренного наращивания военных сил, проводимого объадминистрацией президента Джона Кеннеди, дополни- тельные средства на национальную оборону свыше суммы, запрошенной весной у Конгресса, - не нужны! Тогда же, в октябре 1961г., комиссия ВВС жестко раскритиковала програм- му SAINT II, настаивая на том, что за- ложенное в нее число ЛКИ при запра- шиваемом ограниченном уровне фи- нансирования нереалистично. Отчет, в котором содержались эти заключе- ния, стал причиной закрытия про- граммы, а ВВС запретили использо- вать само обозначение SAINT! Итак, в конце 1961 г. ВВС лишились 85,5 млн $ на программу Dyna-Soar, ко- торые, казалось, были уже в кармане у «Боинга». Для сохранения программы фирма была вынуждена продолжить разработку на собственные средства и предложила отказаться от суборбиталь- ных испытаний. 26 декабря это предло- жение было принято заказчиком, под- твердив шаткий статус программы. Началась лихорадочная деятель- ность по выбору носителя для орби- тальных полетов. Предлагались вари- анты МБР Titan II с разными ускорите- лями и верхними ступенями, в том чис- ле со ступенью S-4 от носителя Saturn I и с использованием новых ЖРД на вы- сокоэнергетическом (в том числе фто- роводородном) топливе. Предлагалась и новая четырехступенчатая PH с твер- дотопливными двигателями на всех ступенях. На крайний случай в качестве воз- можной альтернативы предлагалось масштабировать космоплан, умень- шив вдвое площадь крыла. Это позво- ляло подогнать аппарат под имеющие- ся PH, однако увеличивало риски. Какое-то время казалось, что после- дует «пересадка» Dyna-Soar на разра- батываемую NASA PH Saturn I: она имела большую грузоподъемность и уже начинала летать. Однако в февра- ле 1962 г. основным носителем космоп- лана наконец утвердили Titan ШС - под тем предлогом, что при запуске с по- мощью PH Saturn I на конструкцию Dyna-Soar воздействуют неприемлемо большие динамические нагрузки. 23 февраля 1962 г. Роберт МакНама- ра одобрил очередную реструктуриза- цию программы Dyna-Soar и подтвер- дил ее исследовательский статус с за- дачей показать возможность выполне- ния пилотируемым орбитальным пла- нером маневрирования при входе в ат- мосферу и точной посадки на ВПП в за- данном месте Земли. 19 июня 1962 г. космоплан получил шифр Х-20 (назва- ние Dyna-Soar также считалось офи- циальным). К этому времени стало очевидно, что отсутствие решения о финансирова- нии разработки PH Titan IIIC становит- ся главным тормозом программы. Лишь 20 августа 1962 г. Министерство обороны США обнародовало планы ее создания, а 15 октября, когда Конгресс одобрил выделение средств на ракету, ВВС директивой № 9 санкционировали проведение НИОКР. Одновременно был выпущен пересмотренный план летных испытаний Dyna-Soar, предус- матривающий поставку первого летно- го экземпляра в октябре 1964 г., брос- ковые испытания в период с января по октябрь 1965 г., два беспилотных орби- тальных полета в ноябре 1965 и февра- ле 1966 г. и первый пилотируемый по- лет в июне 1966 г. Первый публичный показ макета кос- моплана состоялся на съезде Ассоциа- ции ВВС в сентябре 1962 г. в Лас-Вега- се. Одновременно командующий Ко- мандованием систем генерал Бернард Шривер, ответственный за реализацию программы Dyna-Soar, и министр ВВС Юджин Зукерт представили прессе шестерых астронавтов - Милтона Томп- сона, майоров Расселла Роджерса, Ген- ри Гордона и Джеймса Вуда, капитанов Уилльяма Найта и Альберта Круза. Состояние программы беспокоило Роберта МакНамару, хотя пока и не очень сильно. Даже после завершения 150
Ниобиевый динозавр Графика Александра Шлядинского эскизного проекта и выпуска основных чертежей аппарата министр обороны, прославив- шийся внедрением в военные программы критерия «эффек- тивность - стоимость», требо- вал продолжать изучение це- лей Х-20 и вплоть до августа 1962 г. не подписывал приказ о реализации проекта. Тем временем разработка и полеты технически гораздо менее амбициозных «косми- ческих капсул» Мегсшу проде- монстрировали способность с существенно меньшими изде- ржками и гораздо быстрее обеспечить решение важней- ших военно-политических за- дач, которые можно было ква- лифицировать как «космичес- кие вызовы времени». NASA взялось за создание двухместного корабля Gemini, и 18 января 1963 г. МакНама- ра приказал провести сравни- тельные исследования проек- тов Х-20 и Gemini, чтобы определить наиболее рациональный путь приобре- тения военного потенциала. Более то- го, 21 января Минобороны подписало с NASA соглашение, предусматриваю- щее возможность полета на Gemini экипажей ВВС. Начальник штаба ВВС генерал Кёр- тис ЛеМей настаивал на том, что учас- тие военных в программе Gemini огра- ничится приобретением опыта пилоти- руемых космических полетов и будет лишь дополнением к программе Dyna- Soar. МакНамара, однако, не был уверен в способности ВВС четко сформулиро- вать потребность в военных пилотируе- мых орбитальных полетах вообще. В принципе военное присутствие в космосе могло быть реализовано быст- рее и намного дешевле при участии в проекте NASA Gemini. Весьма скром- ная, при затратах всего в 16,1 млн $, модификация гражданского корабля, позволяла испытать военные подсис- темы во время длительного (до 14 су- ток!) полета. Кроме того, Gemini мог маневрировать на орбите и был значи- тельно легче Х-20, и для его запуска применялся меньший и гораздо более дешевый носитель Titan II. В случае же использования PH Titan ШС корабль Gemini выигрывал у конкурента по массе полезного груза. В то же время космоплану Dyna-Soar были свойственны такие преимущест- ва, как маневренность во время входа в атмосферу, которая позволяла ему быстрее вернуться на базу, а также ме- нять посадочные площадки уже после входа в атмосферу в случае необходи- мости. Кроме того, он мог возвращать на Землю значительное количество оборудования, которое проходило ис- пытание в космосе, а в перспективе вы- полнять разнообразные - действитель- но военные - задания, в то время как полеты Gemini всегда были бы ограни- чены лишь испытаниями подсистем. ВВС продолжали доказывать, что им нужно дать возможность осуществить обе программы. Однако когда замести- тель министра обороны Гарольд Браун (Harold Brown) рекомендовал создать постоянно действующую пилотируе- мую военную космическую станцию, обслуживаемую модифицированными капсулами Gemini, программе Dyna- Soar был нанесен смертельный удар. Невзирая на споры о необходимости Dyna-Soar и на торг вокруг сумм еже- годного финансирования, 26 марта 1963 г. Boeing получил дополнитель- ный контракт на 358,1 млн $ на про- должение разработки, производства и летных испытаний космоплана. Конт- ракт включал переделку бомбардиров- щика В-52С (серийный номер 53-0399) для бросковых испытаний, а также позволял провести доработку старто- вого комплекса LC-40 на Станции ВВС «Мыс Канаверал» для запусков PH Titan ШС с планером Dyna-Soar. Эти работы не были завершены. Весь 1963 год не утихали споры о том, насколько Министерству обороны необходим Dyna-Soar? Было очевидно, что снижение поддержки со стороны руководства военного ведомства мо- жет привести к отмене программы. Чтобы сохранить ее, необходимо было срочно определить весь спектр перс- пективных задач, которые могли ре- шаться только с использованием кос- моплана. Иными словами, перед раз- работчиками и лоббистами програм- мы из ВВС вновь встала проблема обоснования целей и задач проекта. Дополнительная военная програм- ма, предложенная в мае 1963 г. специ- альной комиссией ВВС, включала че- тыре испытательных полета космопла- на в варианте Х-20А, шесть для испы- тания разведывательной аппаратуры и два «зачетных» для демонстрации го- товности к спутниковой разведке. На это требовалось 206 млн $ сверх основ- ных издержек в рамках программы Dyna-Soar. Второй вариант предусмат- ривал испытания и демонстрацию инспекции спутников и был еще доро- же - 228 млн $. Был также исследован проект Х-20В для противоспутниковых операций, для чего требовалось облегчить изде- лие на 700 фунтов и включить в гра- фик два дополнительных демонстра- ционных полета (227 млн $). В отчете отмечалось, что на эксплуатацию Dyna- Soar в противоспутниковом варианте (50 полетов до 1972 г. включительно) потребуется еще 1229 млн $. В ноябре 1963 г. был предложен вы- сокоорбитальный аппарат-инспектор Х-20Х, способный совершать полет продолжительностью до 14 суток с эки- пажем из двух человек и инспектиро- вать спутники на высотах до 1850 км. Он мог совершить первый полет в сен- тябре 1967 г. при наличии дополни- тельного финансирования в размере от 324 до 364 млн $. Dyna-Soar мог применяться для вы- полнения разведки в широком диапа- зоне частот электромагнитного спект- ра (от оптической до радиолокацион- ной и радиоразведки), инспекции вра- жеских КА, а также для снабжения кос- мических станций и доставки экипа- жей. Однако решение любой из этих задач требовало внести изменения в проект системы (планера и/или носи- теля), а значит, снова нужны были деньги, деньги, деньги... 10 декабря 1963 г. терпение МакНа- мары лопнуло, и он принял решение закрыть программу Dyna-Soar. Часть ее задач предстояло решить в ходе лет- ных испытаний масштабных моделей NASA по программе ASSET. Остаток средств программы был пе- редан на проект Пилотируемой орби- тальной лаборатории MOL (Manned Orbiting Laboratory), который начал разрабатываться в ВВС... 151
Космические крылья Фото из книги Dyna-Soar: Hypersonic Strategic Weapons System Итоги Работа над изготовлением прототи- па Dyna-Soar была остановлена. Уже готовые элементы конструкции частью были пущены под пресс, частью отправлены на свалку. В связи с закрытием проекта фирма Boeing объявила об увольнении 5000 чело- век. Из пилотов программы Х-20, которые к этому времени «налетали» на тренажерах космоплана более 8000 часов, Альберт Круз был впосле- дствии прикомандирован к астронав- там MOL. В 1969 г., после отмены программы MOL, он перешел в NASA на должность, не связанную непосре- дственно с полетами. После отмены программы Х-20 лет- чик-испытатель Милтон Томпсон участвовал в пилотируемых полетах ракетоплана Х-15 и аппарата с несу- щим корпусом M2-F2. Только один из шести астронавтов программы Х-20 действительно слетал в космос. Это был капитан Уильям Найт, который в 1967 г. установил на самолете Х-15 рекорд скорости (М=6,72). Другие - майор Генри Гордон, майор Джеймс Вудс и майор Расселл Роджерс в результате вернулись к сво- ей обычной работе в ВВС. К нес- частью, Роджерс погиб 13 сентября 1967 г. во время взрыва самолета F-105 вблизи Окинавы. Работы по созданию элементов пи- лотируемого космоплана были продол- жены ВВС США по программам ASSET, PRIME (Х-23А) и Х-24. От проекта, на который было потрачено 410 млн $, ос- тался только единственный построен- ный макет. Различные готовые блоки некоторое время хранились на фир- мах-изготовителях, но вскоре были «утилизированы». Утешением мог служить носитель Titan III, доставшийся американской космонавтике в наследство от Dyna- Soar. Прямой потомок ракеты - тяже- лый Titan IV - использовался до 2005 г... Основными причинами закрытия программы были: - нечеткость целевого назначения; - чрезмерные затраты времени и фи- нансовых ресурсов на разработку, без га- рантии успешного завершения проекта; - отсутствие ярко выраженных пре- имуществ перед космическими кораб- лями капсульного типа, за исключени- ем более высокой маневренности при спуске в атмосфере и меньших затрат на поисково-спасательные операции. Казалось бы, бесславный конец. Но это не так. Цифра в 410 млн $ по нынеш- ним временам, конечно, представляется мизерной. Однако если пересчитать ее на нынешний курс, то мы получим сум- му, эквивалентную двум, а то и четырем млрд $! И одно это говорит о грандиоз- ности программы. Гтядя на «Динозавра» с высоты сегодняшнего знания о техни- ческих проблемах создания воздушно- космических аппаратов, можно только удивляться беспредельной смелости ин- женеров, взявшихся (еще до полетов Юрия Гагарина и Джона Птенна!) за ре- шение этой задачи. Вероятно, они были обречены на неудачу, даже если бы Ро- берт МакНамара не закрыл программу. Нечасто, но и нередко от людей, даже близких к инженерному делу, прихо- дится выслушивать в подобных случаях незамысловатую сентенцию: «Они опе- редили свое время! Надо было подож- дать немного, пока технический уро- вень подрастет!» Но если задуматься, глупость таких рассуждений очевидна. Технический уровень - не сорняк, сам по себе не произрастает. Его рост есть результат целенаправленной деятель- ности ученых и инженеров из разных областей человеческого знания. Если бы не Dyna-Soar, то не было бы и шаттла. Инженеры, создававшие Х-20, были самыми настоящими первопро- ходцами, первыми встретившими все «прелести» гиперзвукового полета в ат- мосфере. И поэтому Х-20, этот неболь- шой и неказистый космический планер, чем-то действительно похожий на пте- родактиля, навсегда останется в исто- рии авиационно-космической техники. ◄ Испытания тренажера кабины Dyna-Soar. Кадры из учебного фильма ВВС США. Рисунок Владимира Некрасова по математической модели Александра Шлядинского 152
лава 8 АМЕРИКАНСКИЕ АППАРАТЫ С НЕСУЩИМ КОРПУСОМ Полеты моделей по суборбитальным траекториям Концепция аппарата с несущим кор- пусом (АНК) была предложена америка- нскими специалистами на раннем эта- пе исследований космоса. В середине 1950-х годов, в процессе поиска опти- мальной формы боеголовок баллисти- ческих ракет, было выявлено, что конус с закругленной носовой частью, сре- занный вдоль направляющей, обладает определенным аэродинамическим ка- чеством. Продувки в аэродинамичес- ких трубах показали, что АНК малого удлинения развивает подъемную силу, достаточную не только для некоторого маневрирования на высоких гиперзву- ковых скоростях, но теоретически и для осуществления горизонтальной по- садки «по-самолетному». Расчеты пока- зали, что АНК обладают большой «объ- емной эффективностью» и малой теп- ловой нагрузкой, обеспечивают уме- ренную перегрузку по сравнению с чис- то баллистическими аппаратами, а также отличаются хорошей совмести- мостью с носителем, поскольку их не- высокие несущие свойства на дозвуко- вых и трансзвуковых скоростях не соз- дают больших поперечных нагрузок на ракету на этапе выведения. По массе такой аппарат занимал про- межуточное положение между баллис- тическим и крылатым. Преимущество АНК в массовых характеристиках по сравнению с крылатыми аппаратами объясняется, среди прочего, тем фак- том, что основные силовые элементы первых имеют довольно большую стро- ительную высоту, вследствие чего мо- гут воспринимать изгибающие нагруз- ки с небольшими затратами «силовой массы». В то же время АНК обладают ря- дом недостатков, в первую очередь, не- достаточной устойчивостью на неболь- ших дозвуковых скоростях полета. По сравнению с баллистическими аппара- тами капсульного типа, АНК, конечно, более маневренны и в меньшей степени подвергаются тепловым нагрузкам. В то же время по маневренности они усту- пают крылатым аппаратам. Таким образом, АНК занимают про- межуточное положение между просты- ми, но неманевренными капсулами и высокоманевренными, но сложными и относительно тяжелыми крылатыми кораблями. Соответственно, в начале 1960-х годов первые рассматривались как разумный компромисс между функциональными качествами и тех- нологическими возможностями. Для уточнения расчетов при проек- тировании будущих космических ко- раблей в США велись обширные экспе- риментальные исследования по АНК в широком диапазоне скоростей - от вто- рой космической до нулевой. Основны- ми задачами этих работ было изучение термодинамики радиационного ох- лаждения, прочности конструкции и флаттера при входе в атмосферу с ор- биты спутника Земли, маневренности пилотируемых кораблей в фактичес- ких условиях полета от гиперзвуковой ▲ Автор концепции АНК - Альфред Эггерс у ударной аэродинамической трубы Фото NASA до посадочной скорости. Кроме того, рассчитывались такие аспекты, как термодинамика входа летательного аппарата в атмосферу Земли с гипер- болической скоростью и термодинами- ка абляционной теплозащиты. Широкие экспериментальные иссле- дования с использованием масштаб- ных моделей велись по программе 680А, или START (Spacecraft Technology and Advanced Reentry Test - Испытания тех- нологии возвращения перспективных космических аппаратов), которая объе- динила значительную часть научно-ис- следовательских и опытно-конструкто- рских работ в области технологий ма- неврирующих воздушно-космических аппаратов. Необходимость в интегра- ции действий назрела, когда стало ясно, что проект Х-20 Dyna-Soar не может быть реализован при достигнутом тех- ническом уровне. Министр обороны Ро- берт МакНамара инициировал START в 1 Официальная история NASA гласит, что идея использования аппарата с несущим корпусом для спуска с орбиты была выдвинута в 1957 г. Альфредом Эггерсом (Alfred J. Eggers Jr.), специалистом по гиперзвуковой аэродинамике, помощником директора Лаборатории (Центра) имени Эймса NACA - NASA по исследованиям, аналитическим разработкам и планированию. 153
Космические крылья Фото экспозиции музея ВВС США в Огайо, графика Джузеппе де Чиара _________ Фото NASA ▲ Концепции АНК, предложенные к 1962 г. Центрами Эймса (M2-F1 и M2-L) и Лэнгли («линзообразный ЛА») конце 1963 г., а в августе 1964 г. ВВС официально объявили о начале прог- раммы, основная задача которой зак- лючалась в исследовании проблемы входа в плотные слои атмосферы КА, использующих подъемную силу. Основными исследования програм- мы START были сосредоточены в облас- ти аэро- и термодинамики, аэроупру- гости и прочности конструкции, манев- ренности в различном диапазоне ско- ростей, а также точности при заходе на посадку АНК. В свою очередь, START включала в себя три крупных проекта: 1) ASSET (Aerothermodynamic Struc- tural System Environemental Test - Аэротермодинамические испытания конструкции), в рамках которого в 1963-1965 гг. на модели с полукони- ческим корпусом и низкорасположен- ным треугольным крылом проводи- лись исследования аэродинамики, ра- диационного охлаждения, прочности, аэроупругости и динамической устой- чивости конструкции. 2) PRIME (Precision Recovery Inclu- ding Maneuvering Entry - точная посад- ка с орбиты с использованием маневра при входе в атмосферу), по которой в 1966-1967 гг. исследовались проблемы управляемого входа космических ап- паратов в плотные слои атмосферы. 3) PILOT (Piloted Low-Speed Tests - Пилотируемые испытания на малых скоростях), предусматривавший про- ведение испытаний пилотируемых АНК на дозвуковой скорости. Полеты проводились с 1966 по 1975 гг. Проект ASSET был задуман в августе 1959 г. в Лаборатории динамики поле- та ВВС США как одна из программ под- держки ракетоплана Dyna-Soar, скон- центрированная на проблемах «горяче- го» корпуса. В апреле 1961 г. контракт по проекту ASSET был выдан компании McDonnell Aircraft Corp, из Сент-Луиса. Предполагалось, что фирма построит семь масштабных моделей и с 1962 г. приступит к их летным испытаниям. Считается, что эти АНК выступали в роли летающих лабораторий, предназ- наченных для получения необходимых данных для программы Dyna-Soar и для концепции AerospacePlane, а конк- ретно - имитировали носовую часть фюзеляжа Dyna-Soar в месте ее пересе- чения с крылом. Но даже неопытный взгляд замечает существенные разли- чия между указанными выше аппара- тами и моделями, создаваемыми в рамках проекта ASSET. Первые предс- тавляли собой классические планеры с ярко выраженным фюзеляжем и треу- гольным крылом малого удлинения, а последние были лишь двойными полу- конусами, оснащенные чрезвычайно небольшим треугольным крылом кли- новидного профиля с очень большой стреловидностью и сверхмалым удли- нением (<1). Эти различия дали осно- вания ряду экспертов утверждать, что проект ASSET был частью некоей «се- рой» программой разработки ракетоп- лана, альтернативного Х-20. Об этом косвенно говорит и то, что работы в рамках ASSET продолжались и после закрытия проекта Dyna-Soar. В рамках программы ASSET строи- лись два варианта аппаратов: модели ASV (Aerothermodynamic Structural Vehicle) для исследования аэротермо- ▲ Летающая модель ASSET (Aerothermodynamic Elastic Structural Systems Environmental Tests), построенная фирмой McDonnell 154
Американские аппараты с несущим корпусом динамики конструкции и AEV (Aero- thermoelastic Vehicle) для изучения аэро- термоупругости конструкции. Летаю- щие модели изготавливались из тех же материалов с радиационным охлажде- нием, что и носовая часть Dyna-Soar, и вначале гораздо больше походили на ра- кетоплан, прототипами которого явля- лись. Они еще не были в полном смысле аппаратами с несущим корпусом, представляя собой, скорее, переходное звено от крылатых воздушно-космичес- ких самолетов к АНК. Каждая модель должна была иметь длину 78,2 дюйма (1,99 м) и поперечный размер 54,9 дюй- ма (1,39 м), при этом масса варианта ASV составляла примерно 600 фунтов (270 кг), a AEV - 700 фунтов (320 кг). Для запусков предполагалось при- способить легкую твердотопливную ракету-носитель Blue Scout I отделе- ния Aeronutronics фирмы Ford (трех- ступенчатый вариант для ASV и двух- ступенчатый - для AEV), которая могла бы «забросить» модели на 1700 и 850 морских миль (3150 и 1580 км) соотве- тственно. Спасение моделей не предус- матривалось; данные передавались на наземные станции по телеметрическо- му радиоканалу. ВВС планировали в июне 1962 г. на- чать серию из шести пусков по прог- рамме ASSET с двухмесячным интер- валом. Но к этому моменту выясни- лось, что расходы на разработку и ис- пытания системы «Blue Scout - ASSET» превысили запланированную смету, и от проведения отдельного первого пус- ка для испытания связки пришлось от- казаться. Полеты не начались и осе- нью, поскольку ВВС приняли решение вообще уйти с легкого носителя Scout на более мощную ракету Thor. В трех пусках из шести ее предполагалось ос- настить верхней ступенью AbleStar фирмы Aerojet General Corporation. В декабре 1962 г. McDonnell получила дополнительный контракт на 2,14 млн $, в соответствии с которым переделала свои модели. Четыре ASV потяжелели до 1130 фунтов (513 кг), а два AEV - до 1225 фунтов (556 кг). Длина аппарата уменьшилась до 68.8 дюйма (1,75 м), а поперечный размер остался практи- чески прежним - 54.9 дюйма (1,39 м). Каждый планер имел внутренний объ- ем 18,4 куб. фута (0,521 м3). Площадь «крыла» модели составила 14 кв. футов (1,30 м2) при стреловидности по перед- ней кромке 70°. Конфигурация моделей обеспечива- ла им гиперзвуковое аэродинамичес- кое качество примерно 1,0. На аппара- тах ASSET, как и наХ-20, применялась радиационная теплозащита. Носовой конус и значительная часть нижней поверхности изготавливалась из мо- либденового сплава TZM, который пок- рывался защитным слоем W-3 на осно- ве кремния и бора, что обеспечивало стойкость теплозащиты к окислению вплоть до температур порядка 1700 °C. Носок пяти изделий был сделан кера- мическим с двуокисью циркония, а од- ного - ASV-3 - изготовлен из вольфра- ма, покрытого окисью тория. Передние кромки крыла собирались из графито- вых конструктивных элементов. Часть крыла и корпуса изготавливались из ниобия, хвостовой отсек был покрыт панелями из сплава L-605 на основе ко- бальта, а силовой каркас моделей изго- тавливался из алюминиевых и титано- вых сплавов. Нижняя поверхность кры- ла имела излом - передняя часть распо- ложена под углом 10° от горизонтали (плоскости задней части). Между внеш- ней нижней поверхностью и титано- вым полом внутри аппарата была при- менена трехслойная изоляция, обеспе- чивающая поддержание температуры внутри аппарата около 71 °C. ▲ Модель ASSET (вариант ASV) в головной части одноступенчатой ракеты Thor Фото ВВС США через Дуэйна Дея Аппараты ASV были оснащены восемью микро-ЖРД тягой от 0,9 до 2,2 кгс, работающими на перекиси во- дорода. Два сопла устанавливались в хвостовой части фюзеляжа, а осталь- ные - в задних частях крыла. Модели AEV не оснащались двигате- лями, чтобы их работа не вносила ис- кажений в работу датчиков, замеряв- ших деформации конструкции. Их ус- тойчивость обеспечивала уникальная балансировочная система с жидкой ртутью, перекачиваемой между специ- альными емкостями. Единственным органом управления аппарата AEV яв- лялся подфюзеляжный щиток размером 0,3x0,6 м с углом отклонения 1,3°. На нижней поверхности аппаратов AEV были установлены две флаттерные панели. Одна, из ниобия, размером 305x610 мм, у задней кромки, была снабжена пружинным приводом, обес- печивающим колебания панели в пре- делах 2° с частотой 25 ГЦ- Вторая па- нель очень малой толщины, располо- женная несколько впереди линии изло- ма нижней поверхности, предназнача- лась для исследований явлений флат- тера на аппаратах с тонкой обшивкой. Оборудование моделей включало до 140 датчиков и телеметрическую сис- тему для передачи данных на наземные станции. Так, на первой модели ASV-1 замеры температуры производили 59 датчиков, давление измерялось 35 при- борами, деформации - шестью и уско- рения - четырьмя датчиками. На всех аппаратах ASV устанавлива- лось оборудование для записи данных испытаний на магнитную ленту. Теле- метрическая 140-канальная система 155
Космические крылья Фото ВВС США ▲ Подготовка и осуществление запуска модели ASSET 18 сентября 1963 г. включала в себя УКВ-передатчик и пе- редатчики сантиметрового диапазона X для обеспечения передачи данных через ионизированный слой (плазму), окружа- ющий аппарат в начальный период возвращения в атмосферу. На аппара- тах AEV, спасение которых не предус- матривалось, применялась телеметри- ческая система метрового диапазона. Система возвращения и спасения аппаратов ASV включала в себя пара- шютную систему, состоявшую из ста- билизирующего и основного парашю- та, и самонаполняющегося двухкамер- ного цилиндрического поплавка дли- ной 3,66 м и диаметром 0,6 м. Объем каждой камеры достигал 0,57 м3 и обес- печивал плавучесть аппарату даже в случае негерметичности одной из них. Для обнаружения в море модели осна- щались радио- и световыми маяками, а также сбрасываемыми акустическими бомбами SOFAR. В момент подъема на борт судна-спасателя масса модели не превышала 593 фунтов (269 кг). 6 января 1963 г. ВВС США объявили, что первый пуск по программе ASSET состоится в августе, а вся программа из шести полетов будет выполнена за 13 месяцев. Все модели ASSET запускались со стартовой площадки LC-17B космодро- ма на мысе Канаверал. Для запуска применялись ракеты-носители на базе БРСД Thor в вариантах DSV-2F или DSV-2G. Интересно отметить, что пер- вая ступень представляла собой отре- монтированную и модернизирован- ную баллистическую ракету среднего радиуса действия комплекса SM-75 ▲ Подготовка к запуску летающей модели ASSET Thor, которые после Карибского кризи- са были отозваны с боевого дежурства в Великобритании (1959-1963 гг.). Заказ на переделку более 60 боевых ракет в космические носители отделе- ние фирмы Douglas Aircraft в г. Тулса, Оклахома, получило в декабре 1962 г. Конверсия включала в себя замену эле- ментов с просроченным ресурсом, уста- новку телеметрической системы, пере- ходников и тормозных твердотоплив- ных двигателей. Двигательная установ- ка МВ-3 тягой 150000 фунтов (672 кН) перебиралась на заводе отделения Rocketdyne фирмы North American в Сан-Бернардино (Калифорния), прохо- дила контрольные огневые испытания и вновь устанавливалась на ракету. Типовой профиль полета предусмат- ривал выведение модели на высоту 50- 70 км и увод ее от носителя. Отделение моделей AEV проводилось при скорости порядка 4000 м/с, а аппаратов ASV - при 4800-6000 м/с. Угол атаки при вхо- де в плотные слои атмосферы составлял от 20 до 38°. Парашютная система спа- сения моделей ASV приводилась в го- товность на высоте 22 км и при скорос- ти примерно 420 м/с. После стабилиза- ции тормозным парашютом основной купол раскрывался на высоте 7,5 км. 156
Американские аппараты с несущим корпусом Первый пуск по проекту ASSET со- стоялся 18 сентября 1963 г. в 09:39 UTC. В этот день модель ASV-1 была запуще- на с мыса Канаверал для подтвержде- ния аэродинамических характеристик и тепловых параметров. Испытания проходили конструкция и материалы планера, а также система радиолокаци- онного сопровождения в условиях иони- зации воздуха при входе в атмосферу. Пуск одноступенчатой ракеты Thor DSV-2F был произведен силами 6555- го аэрокосмического испытательного крыла ВВС США. Азимут пуска соста- вил 110°. Носитель достиг высоты 203000 футов (61,9 км), но двигатель продолжал работать на нисходящей ветви траектории и был отключен на высоте 195 000 футов (59,4 км) при скорости около 4900 м/с. После этого ASV-1 отделилась. Вход в атмосферу начался при ско- рости 13000 фут/с (3960 м/с) под уг- лом 38° к горизонту. Наибольшая тем- пература, зарегистрированная при 10- минутном торможении, составила 2190°С. На высоте около 23 км, когда скорость упала до 400 м/с, раскрылся вспомогательный, а на высоте 7,5 км - основной парашют. Через 22 мин пос- ле старта аппарат опустился на воду в Атлантическом океане в 1828 км от точки пуска. Несмотря на полный ус- пех полета, спасти ASV-1 не удалось: модель затонула из-за отказа системы обеспечения плавучести. Это был единственный пуск модели ASSET, который состоялся до отмены проекта Dyna-Soar 10 декабря 1963 г. Поскольку полеты подобных гиперзву- ковых летающих лабораторий были крайне важны как для военных, так и для гражданских заказчиков, они были продолжены. Второй пуск ASSET состоялся через шесть месяцев после первого, 24 марта 1964 г., с моделью ASV-2. Чтобы увели- чить скорость ее входа в атмосферу до 5500 м/с, использовался двухступен- чатый носитель, оснашенный второй ступенью от ракеты-носителя Delta; эта комбинация обозначалась DSV-2G или, в некоторых источниках, LV-2C. Пуск оказался неудачным из-за от- каза управляющего клапана на второй ступени: ее двигатель АЛ 0-118 вклю- чился и тут же отключился - и так не- сколько раз подряд. Наконец планер был отделен от аварийной ракеты и на- чал управляемый полет. Он двигался вполне устойчиво при скорости около 4300 м/с, отрабатывая разворот на 60° и передавая на землю ценную инфор- мацию. Однако эксперимент закон- чился через пять секунд, когда была введена в действие система аварийно- го подрыва. Обломки рухнули в Атлан- тический океан в 800 км от старта вблизи о-ва Сан-Сальвадор. Аварийная комиссия пришла к вы- воду, что причиной неудачи мог быть конструктивный дефект, заключав- шийся в недостаточном объеме меж- ступенчатого переходника: это поме- шало двигателю своевременно выйти Фото ВВС США через Дуэйна Дея фото ВВС США через Дуэйна Дея Двухступенчатая ракета Thor Delta с моделью ASSET (вариант ASV) 157
Космические крылья Фото Martin Marietta Фото экспозиции музея ВВС США в Огайо, графика Джузеппе де Чиара ▲ Летающая модель PRIME (Precision Reentry Including Maneuvering reEntry), построенная фирмой Martin Marietta ▲ Почтовая карточка с изображением некоего варианта аппарата PRIME на режим нужной тяги. К следующему пуску переходник заменили на более емкий вариант от ступени AbleStar, с расширенными портами для выхода отработанных газов, а также увеличи- ли высоту разделения ступеней для снижения атмосферного давления в момент зажигания двигателя. ASV-3 был запущен 22 июля 1964 г. на ракете DSV-2G, и этот полет считает- ся наиболее удачным. Планер массой 1150 фунтов (522 кг) достиг высоты 213500 футов (65 км) и вошел в атмо- сферу при скорости около 5500 м/с. Он пролетел 2655 км и приводнился в океане к востоку от Подветренных ост- ровов. Из-за отказа системы реактивного управления на этапе входа в атмосфе- ру точка приводнения оказалась на 100 км западнее расчетной. К сча- стью, всего лишь через пять минут после приводнения два самолета соп- ровождения засекли плавающий в воде объект, и еще через 47 мин боевые пловцы службы спасения ВМС США подвели к нему спасательный плот. Новая бортовая система плавучести с разделенным на отсеки поплавком обеспечила нахождение аппарата на воде в течение 12 часов - до тех пор, по- ка он не был поднят на борт корабля береговой охраны Coastal Crusader. Кстати, это был первый - и единствен- А Летающая модель PRIME монтировалась в головной части ракеты Atlas под головным обтекателем, который сбрасывался перед отделением аппарата. Абляционная теплозащита корпуса модели продемонстрировала свою высокую эффективность 158
Американские аппараты с несущим корпусом ный - случай спасения аппарата по программе ASSET. Эксперименты, проведенные в поле- те, преследовали три основные цели: испытание панели с жидкостным ох- лаждением, молибденового сегмента конструкции крыла с дисилицидным покрытием (фирмы Boeing) и экспери- ментального вольфрамового носка (из- готовлен компанией International Harvester), покрытого оксидом тория. Выдержав нагрев до температуры 2190 °C при входе в атмосферу, носок после возвращения был в таком хоро- шем состоянии, что, по словам инжене- ров, «мог бы использоваться повторно». Запуски двух летающих лаборато- рий серии AEV, выполненные с по- мощью одноступенчатых ракет Thor, представляли особый интерес как для разработчиков космических аппара- тов будущего, так и для создателей программы сверхзвукового транспорт- ного самолета, широко развернутой в США к тому моменту. AEV-1 стартовал в ночь с 28 на 29 ок- тября 1964 г. на ракете DSV-2F в нап- равлении острова Гранд-Тёрк пример- но в 1450 км от места запуска. Апогей траектории достигал 50,6 км, пиковая скорость - примерно 4000 м/с. Все не- обходимые данные были получены по превосходно работавшему в течение 15 минут телеметрическому каналу. При скорости, соответствующей числу М = 2, аппарат потерял устойчивость. Спасение его не предусматривалось. Этот успех был повторен 8/9 декабря 1964 г.: AEV-2, также запущенный на ракете DSV-2F, достиг высоты 53,2 км, развил скорость 4000 м/с и привод- нился в 1370 км от точки старта, вы- полнив все задачи полета. Шестой и последний полет по про- грамме ASSET состоялся 23 февраля 1965 г. Ракета-носитель Thor Delta (ва- риант DSV-2G) с аппаратом ASV-4 мас- сой 1175 фунтов (534 кг) стартовала в штормовую погоду. Для построения про- филей распределения температуры по поверхности на планер были нанесены 2000 пятнышек краски, меняющей свой цвет под воздействием нагрева. В об- шивку аппарата были также вделаны образцы излучающих материалов, в том числе с заранее нанесенными трещина- ми, царапинами и сколами: разработчи- ки хотели понять, как ведет себя «горя- чая конструкция» при наличии повреж- дений в условиях реального полета. ASV-4 достиг высоты 205 000 футов (61,5 км) и вошел в атмосферу на ско- рости 5900 м/сек при угле атаки 20°. Начальная скорость существенно пре- вышала проектные 5500 м/с, но аппа- рат работал штатно и даже осуществил путем переливания ртути балансиров- ку угла атаки, увеличив аэродинами- ческий коэффициент с 1,2 до 1,4. Про- летев 4260 км за 30 минут, ASV-4 дос- тиг поверхности океана и затонул всле- дствие неисправности парашютной системы. (Предполагают, что в течение нескольких часов он мог находиться на плаву, но из-за плохой погоды органи- ▲ Первый запуск PH Atlas по программе PRIME (21 декабря 1966 г.) Фото ВВС США через Дуэйна Дея зовать спасательную экспедицию уда- лось лишь на следующий день.) Были получены превосходные телеметричес- кие данные, в частности, по температу- рам в 39 точках и по давлениям в 29, но специалистам очень хотелось своими глазами взглянуть на то, как выстрои- лись профили температуры на поверх- ности «планера в горошек». В целом, испытания моделей аппа- ратов со средним аэродинамическим качеством по проекту ASSET подтвер- дили возможность применения метал- лической и неметаллической теплоза- щиты с радиационным охлаждением и обеспечили возможность корректиров- ки аэро- и термодинамических харак- теристик для уточнения теоретичес- ких данных и результатов продувок в АДТ. Была подтверждена целесообраз- ность исследовательской программы малоразмерного планирующего спус- каемого аппарата. Ориентировочная стоимость иссле- дований по программе ASSET состави- ла более 34 млн $. Несмотря на потерю большинства аппаратов, все цели про- екта были успешно достигнуты. По мнению военных, значительная часть данных по проблеме входа в атмосфе- ру, которые предполагалось иметь по проекту Х-20, удалось получить пуска- ми ASSET, но при затратах, меньших примерно в 20 раз. ВВС США какое-то время рассмат- ривали возможность повторного за- пуска планера ASV-3 и даже выдали в 1964 г. компании McDonnell контракт на разработку аппарата Super-ASSET с удлиненным фюзеляжем. Однако на повестку дня выдвигались новые зада- чи, и менеджеры программы START приступили к подготовке пусков реаль- ных аппаратов с несущим корпусом. Следующий этап - проект PRIME - был посвящен исследованию летных характеристик при входе в атмосферу малого АНК SV-5D; параллельно с ним проводились летные испытания пило- тируемых аппаратов-прототипов боль- шего размера. ВВС США считали, что подобные аппараты могут применяться для оперативного возвращения разве- дывательных фотоматериалов из кос- моса, проведения ударных операций, в том числе и в пилотируемом режиме. Детали программы анонсировал в апреле 1964 г. ее руководитель подпол- ковник Шерман Хислоп (Sherman L. Hislop) из Дивизии космических сис- тем ВВС США. Проект PRIME получил официальный статус в ноябре 1964 г., а 159
Космические крылья Фото ВВС США через Дуэйна Дея ▲ Второй запуск PH Atlas по программе PRIME (5 марта 1967 г.) ▲ Третий запуск PH Atlas по программе PRIME (7 апреля 1967 г.) Фото ВВС США через Дуэйна Дея 14 августа 1965 г. компания Martin Marietta из г. Балтимор получила конт- ракт стоимостью 2,75 млн $ на созда- ние беспилотного аппарата SV-5D. В конечном итоге на его основе предпо- лагалось создать транспортную косми- ческую систему для перевозок экипажа и грузов по маршруту «Земля - орби- тальная лаборатория MOL - Земля». История этой разработки восходит к ноябрю 1960 г., когда фирма Martin по контракту ВВС начала исследования Характеристики летающих моделей ASSET и PRIME Аппарат ASSET PRIME Фирма-изготовитель McDonnell Aircraft Martin Marietta Длина, м 1,75 2,04 Размах, м 1,39 1,16 Высота, м 0,83 0,64 Стреловидность по передней кромке 70° 77° Масса снаряженного аппарата, кг ASV-513, AEV-556 404 Тип теплозащиты Горячая конструкция Абляция Максимальная скорость (соответствует числу М) 18 25 Исполнительные органы Сопла ориентации Сопла системы управления на перекиси водорода, ориентации аэродинамические на сжатом газе органы управления Ракета-носитель Thor/Thor-Delta Atlas Максимальная высота полета, км 65 183 Дальность полета, км 4350* 1482** Аэродинамическое качество на гиперзвуке <1,0 1,1 Первый полет 18 сентября 1963 г. 21 декабря 1966 г. Завершение программы 23 февраля 1965 г. 19 апреля 1967 г. * Общая дальность полета ** Дальность бокового маневра АНК в рамках секретного «проекта 698AN» с целью доставки фотоматери- алов с разведывательных спутников семейства SAMOS. В рамках этого про- екта уже в 1961 г. в сверхзвуковой тру- бе продувалась капсула с несущим кор- пусом М-103. К декабрю 1963 г. на основе этих ис- следований был подготовлен проект АНК SV-5 (Space Vehicle-5). Он стал ос- новой для нескольких последующих проектов, общую аэродинамическую компоновку которых удалось опреде- лить в 1964-1965 гг. по результатам бо- лее чем 50 сбросов радиоуправляемых моделей с вертолетов. Все модели семейства SV-5 в плане имели треугольную форму со стрело- видностью 77°. Нижняя поверхность - плоская, оптимальная для гиперзвуко- вых скоростей. Носовая часть слегка выгнута вверх для обеспечения про- дольной устойчивости на сверхзвуке. Выпуклая верхняя поверхность с изло- мом образует двускатную хвостовую часть. Такие обводы, по расчетам, обеспечивали приемлемые характе- ристики при дозвуковом планирова- нии и посадке. Стремясь избежать ошибок, связан- ных с «масштабным фактором», руково- дители программы START считали це- лесообразным сразу начать летные ис- пытания аппарата большого размера и использовать для этого, например, уже начинавшую летать ракету-носитель Titan III. По расчетам, эксперименталь- ный беспилотный аппарат типа SV-5 имел стартовую массу 1600 фунтов (726 кг) при длине 3,0 и ширине 1,2 м. Расчетное значение аэродинамическо- го качества составляло 4,5 на дозвуко- вых скоростях и до 1,4 - на гиперзвуко- вых. Предполагалось, что при запуске с мыса Канаверал он сделает 3/4 витка и совершит посадку в океан у Гавайс- ких островов. Однако по экономическим сообра- жениям было решено, что первые ап- параты для суборбитальных полетов, получившие обозначение SV-5D (от Drone), будут иметь меньшие размеры и массу, которые могут изменяться от 160
Американские аппараты с несущим корпусом пуска к пуску в зависимости от целей испытаний. К 1966 г. проект передали в произво- дство. В качестве носителя был назна- чен Atlas фирмы General Dynamics (ва- риант SLV-3) с запуском с территории авиабазы Ванденберг в Калифорнии в направлении атолла Кваджалейн в Ти- хом океане на дальность около 8000 км. Основными целями запуска были определение аэродинамических харак- теристик на высоких гиперзвуковых скоростях и демонстрация маневриро- вания в полете. (Фактическое значение гиперзвукового качества аппарата SV- 5D достигало 1,2-1,3. Для сравнения: у командного модуля «Аполлона» оно не превышало 0,4. Расчетная дальность бокового маневра составляла 1100- 1280 км.) Масса SV-5D составляла 890 фунтов (404 кг), длина 6.66 фута (2,04 м) и ши- рина 3,8 фута (1,16 м). Применение аб- ляционной теплозащиты позволило из- готовить конструкцию из традицион- ных алюминиевых сплавов и нержаве- ющей стали, что было существенно де- шевле «экзотики», использовавшейся на моделях ASSET. Большинство моделей SV-5 для брос- ковых испытаний имели три верти- кальных киля - один центральный и два боковых, однако разработчики признали возможным использовать для пусков по программе PRIME двух- килевую конфигурацию. Для маневри- рования в атмосфере в хвостовой части АНК имелись два щитка с гидроприво- дом. В основании каждого киля уста- навливались по три реактивных сопла на сжатом азоте. Для центровки все тяжелые внутрен- ние системы по возможности были пе- ренесены ближе к носовой части. Для обеспечения балансировки в носовой части устанавливался балласт массой около 90 фунтов (41 кг). Плотность ком- поновки SV-5D составляла 574 кг/м3, а коэффициент использования полезно- го объема достигал 0,62. При внутрен- нем объеме корпуса около 0,7 м3 пло- щадь поверхности аппарата составля- ла 5,47 м2 (49,2 фута2), что считалось весьма неплохим соотношением. Внешняя обшивка аппарата (тонкие стальные листы) нагревалась лишь до 204 °C, поскольку была полностью по- крыта теплозащитой. Носок общей мас- сой около 30 фунтов (14 кг) изготовили из литого фенольно-углеродного компо- зита FM-5065. Максимальная толщина его оболочки в критической точке дос- тигала 8,9 см, а минимальная - около 2,5 см. Аналогичный материал нано- сился на нижнюю поверхность балан- сировочных подфюзеляжных щитков. Щитки размером 30,5x30,5 см изго- тавливались из бериллиевых загото- вок толщиной 1,25 см. Верхняя пове- рхность щитков покрывалась эласто- мерным силиконовым композитом ESA-3560HF разработки фирмы Martin Marietta. Этот же материал использо- вался на передней части фюзеляжа и на боковых поверхностях килей. Гйб- кая основа композита (стеклотексто- литовые соты) обеспечивала отсут- ствие трещин при различных дефор- мациях. Для охлаждения внутренних систем применялась система терморе- гулирования, основанная на принципе забора тепла при «холодном» кипении воды в вакууме. Хвостовая часть фюзеляжа и перед- ние кромки килей защищались компо- зитом ESA-5500, который был прочнее и плотнее, чем ESA-3560HF, а также отличался большей жаростойкостью. Суммарная масса теплозащиты сос- тавляла 391 фунт (177 кг), из которых на абляцию приходилось около 242 фунтов (110 кг). Система спасения аппаратов PRIME создавалась с учетом опыта, получен- ного по программе ASSET. После совер- шения запланированных маневров, SV-5D входил в атмосферу, где совер- шал управляемый спуск. На высоте 30 км при скорости более 2000 км/ч выпускался тормозной шар-баллон, а затем, после стабилизации аппарата, раскрывался основной купол диамет- ром более 14 м. Снижающийся на па- рашюте аппарат подхватывался в воз- духе специальным самолетом Lockheed JC-130B. Захват осуществлялся вы- пускаемым крюком за коническую ▲ Продувочный макет Dyna-Soar и модели ASSET и PRIME, совершившие суборбитальные полеты. На переднем плане - аппарат, так и не побывавший в космосе часть, выступающую из купола основ- ного парашюта - за свою форму он по- лучил прозвище «сомбреро». Экипаж JC-130B, вооружившись теплозащит- ными рукавицами, втаскивал спасен- ный аппарат через заднюю рампу. В отличие от модели ASSET, PRIME не имел внутренней системы аварийного подрыва. Программа испытаний предусматри- вала проведение четырех пусков «Атла- са» со стартового комплекса SLC-3E. При выведении АНК, находившийся в носо- вой части ракеты, был закрыт коничес- ким головным обтекателем. Первый пуск состоялся 21 декабря 1966 г. Носитель отработал идеально, и аппарат вышел на стандартный для программы PRIME профиль, достигнув почти орбитальной скорости 7710 м/с, максимальной высоты 167 км и даль- ности 7960 км. После отделения АНК программно разворачивался по крену и тангажу; маневрирование по курсу не планировалось, поскольку основной целью испытания была проверка рабо- тоспособности систем аппарата при спуске с орбиты без бокового маневра. Основная часть полета прошла штат- но, но из-за отказа в ходе развертыва- ния основного парашюта аппарат был потерян (утонул в Тихом океане). На- 161
Космические крылья Фото ВВС США ▲ PRIME на пьедестале у Музея ВВС США земные радиосредства не смогли заре- гистрировать угол атаки при входе в ат- мосферу, однако большая часть запла- нированных данных была получена по телеметрическому каналу. Второй PRIME стартовал 5 марта 1967 г. Впервые в мире он выполнил значительный боковой маневр при снижении - на 654 мили (1052 км). Па- рашютная система сработала почти штатно, но самолет-спасатель не смог произвести подхват, и аппарат упал в воду и утонул. На поверхности оста- лись лишь средства обеспечения пла- вучести... Зато в ходе миссии была по- лучена прекрасная телеметрия 205 па- раметров. Наиболее успешным был полет №3, осуществленный 19/20 апреля 1967 г. Пиковая высота траектории составила 113,5 миль (183 км); при спуске в атмос- фере АНК маневрировал с боковой дальностью 1482 км. Он вышел в за- данный район с ошибкой около 7 км, но самолет-спасатель JC-130B смог осу- ществить подхват на высоте 3,7 км. Впервые удалось получить полный массив данных об условиях полета как по телеметрии, так и после осмотра ап- парата. Выяснилось, что тепловой эк- ран потерял меньше ожидаемого - все- го 20 фунтов (9 кг) абляции, а темпера- тура поверхности аппарата достигала 1635 °C, тогда как внутри приборного отсека она не превышала 18 °C! Все задачи проекта PRIME оказались выполненными, и от проведения четвер- того пуска заказчик отказался. На всю программу, включая стоимость трех ракет, было израсходовано 70,2 млн $. 23 мая 1967 г. аппарат PRIME №3 был показан журналистам в Пентагоне во время пресс-конференции полков- ника Кёртиса Сковилла (Curtis L. Sco- ville), менеджера проекта PRIME. Отме- чалось, что аппарат может быть отре- монтирован и запущен вновь. Сохранившиеся экземпляры аппара- тов ASSET и PRIME были переданы На- циональному музею ВВС США и сейчас экспонируются в Дейтоне, шт. Огайо. Анализ данных, полученных при за- пусках беспилотных аппаратов с несу- щим корпусом малого удлинения, пока- зал, что они аэродинамически устойчи- вы и быстро занимают требуемое поло- жение в пространстве в соответствии с передаваемыми командами управле- ния. Положительные результаты проек- та позволили принять решение об ис- следовании управляемости, маневрен- ности и других проблем на финальном участке полета с дозвуковыми, околоз- вуковыми и малыми сверхзвуковыми скоростями (до числа М = 2,0) с по- мощью пилотируемых АНК. Пилотируемые полеты В начале 1960-х годов NASA и ВВС США разработали программу летных испытаний пилотируемых АНК, основ- ными целями которой являлись: - демонстрация возможности вы- полнения маневров в полете и осущес- твления горизонтальной планирую- щей (безмоторной) посадки; - исследование режимов полета в диапазоне околозвуковых и малых сверхзвуковых скоростей; - демонстрация возможности захо- да на посадку и планирующей посадки при условиях, типичных для орбиталь- ной ступени многоразового воздушно- космического аппарата. Программа имела следующие этапы: 1) полеты при дозвуковых скоростях. АНК отделялся от самолета-носителя на высоте 13 700 м и скорости, соотве- тствующей числу М=0,65, и осущес- твлял планирующий спуск, выполняя маневры, связанные с заходом на по- садку в заданном районе. В полете ис- 162
Американские аппараты с несущим корпусом следовались аэродинамическое каче- ство аппарата при дозвуковых скорос- тях, характеристики устойчивости и управляемости, минимальные требо- вания к системе демпфирования, вли- яние бокового ветра и турбулентности. 2) полеты при околозвуковых и ма- лых сверхзвуковых скоростях. После отделения от самолета-носителя при вышеуказанных условиях силовая ус- тановка сообщала АНК расчетную ско- рость и выводила его на заданную вы- соту. Затем двигатель выключался, и аппарат совершал планирующий по- лет, выполняя маневры, связанные с заходом на посадку. Общие исследования концепции АНК были выполнены во второй поло- вине 1950-х Лабораторией аэронавти- ки имени Эймса Национального кон- сультативного комитета по аэронавти- ке NACA в Маунтин-Вью, шт. Калифор- ния. К февралю 1962 г. аэродинамики предложили несколько возможных форм АНК, а Дейл Рид1 (R. Dale Reed), главный специалист Летно-исследова- тельского центра (ЛИЦ) NASA на авиа- базе Эдвардс, заручился поддержкой своего руководства в создании реаль- ных пилотируемых АНК. Первоочередная цель программы - демонстрация возможности управляе- мого полета и горизонтальной плани- рующей (безмоторной) посадки АНК - была достигнута на пилотируемом ап- парате M2-F1 («М» - пилотируемый и «F» - летный вариант). Этот легкий безмоторный ЛА (пла- нер), внешне напоминавший... ванну1 2, предназначался для отработки посадки АНК. Силовая конструкция и шасси M2-F1, представлявшего собой срезан- ный вдоль конус с закругленной верши- ной и двумя вертикальными стабилиза- торами в хвостовой части, выполнялись из стальных труб, для обшивки исполь- зовалась фанера из красного дерева тол- щиной 2,4 мм. Шпангоуты толщиной 3,18 мм также из красного дерева, под- крепленного елью. Поверхность оклеена дакроном и покрыта специальным ла- ком. Неубирающееся шасси - слегка мо- дифицированные передняя и основные опоры легкого самолета Cessna 150. Вер- тикальные стабилизаторы, вертикаль- ные и горизонтальные рули и элевоны ▲ Инженер NASA Дейл Рид с моделью M2-F1. 1967 год закрытое плексигласовой пластиной вогнутой формы. Внизу сбоку имелись также небольшие плоские иллюминато- ры, служившие тем же целям. Строительство M2-F1 вели совместно ЛИЦ и фирма-изготовитель планеров «Один из секретов космической (да, фактически, и любой другой) техники состоит в том, что иногда требуется потратить уйму денег только для того, чтобы узнать о невыполнимости задуманного. Это один из уроков, полученных во время исследований аппаратов с несущим корпусом в 1960-х годах». Дуэйн Дей (Dwayne A. Day) изготовлены из тонких алюминиевых листов, закрылки сварены из алюминие- вых труб и покрыты дакроном. Кабину, которая находилась в центральной час- ти аппарата, закрывал плексигласовый фонарь, взятый от серийного планера. Он обеспечивал пилоту обзор впереди, вверху и по сторонам; смотреть вперед и вниз можно было через небольшое окош- ко, прорезанное в носовой части АНК и Briegleb Glider Company в рамках бюдже- та всего в 30 тыс $. Специалисты NASA сварили трубчатый каркас, а оболочку из дерева вручную склеил мастер-крас- нодеревщик Гас Бриглеб (Gus Briegleb), в помощь которому был назначен Эрни Лаудер (Ernie Lowder), мастер NASA, ра- ботавший ранее по проекту летающей лодки Н-4 Hercules Говарда Хьюза, изве- стной также как «Еловый гусь». 1 Авиационный инженер, получил степень бакалавра по машиностроению в Университете штата Айдахо. С 1953 г. работал по различным прог- раммам ВВС и NACA, начав с должности инженера-исследователя. Изучал аэродинамические нагрузки на самолетах X- 1Е, Х-5, F-100 и D-558-II и провел расчеты аэродинамического нагрева аппарата типа X-15 еще до того, как началась разработка ракетоплана. Последовательный при- верженец концепции АНК. Даже после формальной отставки из NASA (1985 г.) продолжал работать на инженерной должности в Летно-иссле- довательском центре имени Драйдена. За свою долгую карьеру издал 14 книг и множество статей, имеет четыре патента; в его послужном списке - руководство 19 программами. На рубеже XX и XXI веков принимал активное участие в проекте Х-38. Умер в 2005 г. в возрасте 75 лет. Среди многочисленных наград, полученных Д. Ридом, следует назвать две. Медаль NASA «За исключительные заслуги» (Exceptional Service Medal) была вручена ему за разработки инновационных концепций самолетов и космических кораблей. Премия имени Келли Джонсона (Kelly Johnson, главный конструктор фирмы Lockheed, разработчик таких известнейших американских самолетов, как U-2 и SR-71) была вручена от имени Общества авиационных инженеров-испытателей (Society of Flight Test Engineers) по совокупности достижений, среди которых главны- ми считаются испытания аппаратов с несущим корпусом, разработка крупномасштабных ЛА для испытаний систем дистанционного управле- ния и создание гидразинового двигателя для установки на самолет, предназначенный для полета в атмосфере Марса. 2 Дословное высказывание участников программы: «It looks like bathtube». 163
Космические крылья Фото NASA Фото NASA, графика Джузеппе де Чиара ▲ Легкий планер M2-F1 предназначался для первого знакомства пилотов с АНК Задачи летных испытаний экспери- ментальных аппаратов специфичны: для них не существует нормативов по летной годности. Обычно основной за- дачей считается определение характе- ристики устойчивости и управляемос- ти ЛА, но одновременно проверяется работа систем и тщательно контроли- руются такие параметры, как аэроди- намические нагрузки, шарнирные мо- ▲ M2-F1, установленный в АДТ Центра Эймса. 1962 год менты и т. п. Данные, полученные в по- лете, сравниваются с результатами продувок в АДТ и используются для составления программы последующих этапов испытаний. Для подтверждения расчетов натур- ный аппарат был продут в большой АДТ Центра имени Эймса NASA. Первые летные испытания M2-F1 были выполнены на высохшем озере Роджерс, причем опытный АНК букси- ровался на тросе за автомобилем «пон- тиак» (Pontiac). 5 апреля 1963 г. летчик- испытатель Милтон Томпсон (Milton Thompson) впервые оторвал носовую часть M2-F1 от земли. Аппарат букси- ровался со скоростью 86 миль в час (138 км/ч) и, казалось, бесконтрольно подпрыгивал вверх-вниз на основном шасси. «Скачки» прекращались, когда пилот опускал носовую часть к земле. Милт пробовал снова, но каждый раз с тем же результатом. После просмотра киносъемки испы- таний было решено, что подпрыгива- ние вызвано нежелательными переме- щениями ручки управления. Систему управления заменили, и аппарат боль- ше не «козлил». Также выяснилось, что мощности «понтиака» не хватает для того, чтобы поднять M2-F1 над землей. К счастью, в команде инженеров был профессиональный автогонщик, кото- рый организовал покупку «гоночного секонд-хэнда». «Болид-буксировщик» - форсированная модель «понтиака», приобретенная за вполне умеренную сумму и управляемая Биллом Страу- бом (Bill Straub), - был тюнингован со- ответствующим образом: второе крес- ло в кабине развернули задом наперед, чтобы механик, сидевший рядом с во- дителем, мог наблюдать за буксиров- кой. Скорость достигала 176 км/ч и бо- лее, что позволило Томпсону подни- мать АНК на высоту до 7 м, а затем от- делять буксировочный трос и пример- но 20 сек планировать. Эти тесты позволили собрать дан- ные о поведении M2-F1, необходимые для выполнения полетов за самолетом- буксировщиком С-47. Первое полноценное летное испыта- ние, санкционированное директором ЛИЦ (без ведома руководства NASA!), было проведено 16 августа 1963 г. Неза- долго до этого M2-F1 оснастили ката- пультным креслом, взятым от учебно- тренировочного самолета Т-37, и поро- ховой ракетой в хвосте: из-за плохой аэродинамики аппарат обладал высо- кой скоростью снижения даже при под- 164
Американские аппараты с несущим корпусом ходе к ВПП и мог в любой момент сва- литься на землю. Кратковременная (до 5 сек) работа РДТТ позволяла избежать неуправляемого «нырка» вниз. Из-за неудачного расположения фо- наря кабины обзор вперед в M2-F1 при буксировке за самолетом был крайне ограничен: при больших углах атаки полнеба закрывала носовая часть ап- парата. Чтобы пилот АНК мог одновре- менно видеть самолет-буксировщик (через переднее окошко в носу фюзеля- жа) и оценивать обстановку в воздухе, ему приходилось лететь примерно на 6-7 м выше, чем С-47. Скорость букси- ровки после взлета ограничивалась примерно 160 км/ч. Аппарат отцеп- лялся на высоте около 3600 м и плани- ровал к озеру Роджерс. Первую серию полетов на M2-F1 вы- полнял, естественно, Милт Томпсон, «набивший руку» в заездах за «Понтиа- ком». Обычно планирующие полеты продолжались пару минут. Горизон- тальная скорость при этом не превы- шала 200 км/ч, тогда как скорость сни- жения достигала 1100 м/мин. На высо- те 300 м пилот опускал носовую часть, и скорость увеличивалась примерно до 240 км/ч. На высоте 60 м Томпсон вы- пускал щитки, и АНК садился. M2-F1, по-видимому, имел самое ма- лое аэродинамическое качество среди всех планеров, которые когда-либо со- вершали полет: оно составляло при- мерно 2,8. Легкомоторная Cessna 150 с отказавшим двигателем имеет качест- во 10, а лучшие планеры-парители - 60. Но даже несмотря на столь низкое отношение подъемной силы к аэроди- намическому сопротивлению, испыта- ния M2-F1 подтвердили возможность горизонтальной посадки бескрылого КА после спуска в атмосфере... а так- же продемонстрировали достижение быстрых результатов за малые деньги. Основная работа была выполнена все- го за девять месяцев работ при затра- тах примерно в 50-60 тыс $, не вклю- чая жалованье госслужащих, работав- ших над проектом. ▲ Аппараты с несущим корпусом M2-F1 и M2-F2. 1966 год Результатом работ ЛИЦ NASA по программе M2-F1, а также исследова- ний, проведенные в центрах Эймса и Лэнгли, стал выданный NASA в июне 1964 г. контракт на создание двух «тя- желых» аппаратов - M2-F2 (по конфи- гурации Центра Эймса) и HL-10 (по конфигурации Центра Лэнгли). Оба АНК строились компанией Northrop и для разгона до сверхзвуковых скорос- тей оснащались кислородно-спирто- вым двигателем XLR-11-RM-13 тягой 3600 кгс. Параллельно с этим по заказу ВВС США фирма Martin создала несу- щий корпус Х-24. Именно эти аппара- ты предназначались для имитации по- лета АНК в диапазоне скоростей от 320 до 16 000 км/ч и более. По замыслу разработчиков, конфигу- рация в виде полуконуса, уже опробо- ванная на малых моделях при управля- емом спуске в атмосфере, должна была подтвердить аэродинамические харак- теристики, требующиеся как для вы- полнения гиперзвуковых маневров, так и для безмоторной посадки на ВПП. Для полетов на большой высоте и ско- Фото NASA, графика Джузеппе де Чиара Фото NASA рости фанерный M2-F1 попросту не был приспособлен. Небольшая совместная группа спе- циалистов Northrop и NASA действова- ла четко и эффективно. Инженеры дне- вали и ночевали в цехе, где строились аппараты. Принципиальные решения принимались быстро, с минимумом бю- рократизма. Одно из них имело важные последствия. Из-за наличия ЖРД хвос- товая часть оказалась перетяжеленна и требовала балансировки. Кто-то пред- ложил вместо установки добавочного балласта усилить раму кабины, приме- нив в конструкции сталь вместо алюми- ния. Эта рама впоследствии спасла жизнь пилота Брюса Питерсона... На постройку обоих аппаратов ушло всего 19 месяцев. M2-F2 был готов в июне 1965 г. Он выглядел значительно элегантнее сво- его прототипа, хотя имел близкие раз- меры. Цельнометаллический аппарат оснастили убирающимся шасси; каби- ну переделали, ее фонарь сдвинули вперед: убрали горизонтальные рули, торчавшие на M2-F1 в стороны от ки- ▲ Аппарат M2-F2 был построен фирмой Northrop как развитие планера M2-F1 165
Космические крылья лей. Продольное и поперечное управ- ление теперь осуществлялось с по- мощью поверхностей, расположенных сверху и снизу на хвостовой части (уг- лы отклонения 10°). Для поперечного управления две верхние поверхности отклонялись дифференциально. Для продольного и поперечного управле- ния служили элевоны, а для путевого - расщепляющиеся рули направления, которые могли применяться как воз- душные тормоза. Штатной платформой для запуска АНК стал самолет-носитель NB-52 - один из двух бом- бардировщиков, закуплен- ных NASA для пусков раке- топланов Х-15. Еще на этапе летных ис- пытаний M2-F1 был выяв- лен целый ряд особеннос- тей поведения бескрылых аппаратов. По тангажу они управлялись вполне нор- мально, а по другим кана- лам имели весьма причуд- ливые характеристики. Ма- лый потребный момент при управлении креном приво- дил к тому, что ЛА мог зава- литься набок или даже пе- Фото NASA ▲ Пилот-исследователь Милт Томпсон в кабине M2-F2, подвешенного под самолетом-носителем NB-52B, №52-0008. 1966 год ревернуться вверх ногами из-за малей- шего порыва ветра или случайного отклонения ручки управления. Манев- ры, связанные с резкой дачей руля для координации поворотов или ускорения вращения по крену, могли привести к раскачке аппарата летчиком. Эти причудливые характеристики едва не стали причиной трагедии. Пос- ле окончания летных испытаний пред- полагалось использовать M2-F1 для ▲ M2-F2 поднимается под крылом самолета-носителя NB-52B, №52-0008 (1966 год) подготовки пилотов к полетам на «тя- желых» аппаратах M2-F2 и HL-10. Один летчик ВВС уже при первой бук- сировке забыл об этом и... оказался в перевернутом полете на высоте при- мерно 120 м. Он смог, отцепив трос, благополучно приземлиться. Вторая его попытка, осуществленная через год... окончилась тем же! После этих двух инцидентов M2-F1 был отправлен в отставку. Всего до 16 августа 1966 г. на M2-F1 было выполнено более 400 буксировок за ав- томобилем и 77 полетов на привязи за самолетом. Кро- ме Милта Томпсона (45 по- летов), аппарат пилотирова- ли Брюс Питерсон (Bruce Peterson - 17 полетов), Чак Игер (Chuck Yeager - 5 поле- тов), Дональд Сорли (Donald М. Sorlie - 5), Дональд Мал- лик (Donald L. Mallick - 2), Джерольд Джентри (Jerauld R. Gentry - 2) и Билл Дейна (Bill Dana - 1). По одной на- земной буксировке выполни- ли астронавт Х-20 Джеймс Вуд (James W. Wood) и буду- щие астронавты NASA Фред Хейз (Fred Haise) и Джо Энгл (Joe Engle). В настоящее время этот уникальный АНК принадлежит Смит- соновскому институту и выставлен в ЛИЦ имени Драйдена. Но вернемся к M2-F2. Его летные испытания выполнялись на базе ВВС Эдвардс объединенной группой спе- циалистов NASA и ВВС США. При подготовке аппарата к первому испытательному полету возникло нес- колько проблем, которые необходимо было решить до летных испытаний. Испытания облегченного АНК массой 2700 кг на рулежке при индикаторной воздушной скорости около 260 км/ч, проведенные при включении двух по- садочных ракетных двигателей тягой по 225 кгс, показали, что аэродинами- ческая система управления недоста- точно эффективна для управления по курсу даже при больших скоростях. Хо- тя аппарат был устойчивым в канале тангажа, он оказался весьма чувстви- тельным в управлении по курсу: напри- мер, даже при незначительной разнице в высоте стоек шасси имелась тенден- ция разворачиваться в сторону более низкой стойки. ЛА оснащался неуправ- ляемым носовым колесом, и летчик мог обеспечить минимальное управление на земле только с помощью системы дифференциального торможения. Другим шагом в подготовке M2-F2 к первому полету были натурные испыта- ния в АДГ, которые показали, что аппа- рат имеет максимальное аэродинами- ческое качество на «дозвуке» - всего 3,0. Это было существенно меньше значе- ния, полученного в ходе продувок в АДГ маломасштабной модели. При выпу- щенном шасси качество падало до 2,5, что тоже было значительно меньше рас- четной величины. Расхождения объяс- 166
Американские аппараты с несущим корпусом нялись шероховатостью поверхностей и обычными производственными допус- ками, а также влиянием масштаба. Дальнейшие исследования, основан- ные на этих данных, указали на необхо- димость разработки новой модифика- ции аппарата, которая имела бы более высокое аэродинамическое качество и позволила бы усовершенствовать тех- нику посадки. Для сужения хвостовой части аппарата был модифицирован узел крепления ракетного двигателя. Это заметно снизило донное и баланси- ровочное сопротивление, и увеличило аэродинамическое качество до 3,1. 23 марта 1966 г. M2-F2 совершил свой первый полет под крылом В-52, без отделения от самолета-носителя, а 16 июля 1966 г. отправился в свобод- ное «плавание» под управлением все того же Милтона Томпсона. Для первого полета выбрали проце- дуру захода на посадку с убранным шасси по крутой траектории с большой индикаторной скоростью (565 км/ч). Исследования на моделирующей уста- новке показали, что от завершения вы- равнивания и до момента приземле- ния в распоряжении летчика будет приблизительно 10 секунд... Первоначально шасси аппарата рас- считывалось на выпуск под действием аэродинамических нагрузок и веса, что занимало около 5 сек. Но затем его моди- фицировали, чтобы оно выпускалось с помощью пневматики всего за секунду. Такое решение сохраняло более высокое аэродинамическое качество почти до момента касания, а также уменьшило вероятность несимметричного выпуска шасси и появления неустановившихся движений по крену и рысканью. В одном из интервью этот выдаю- щийся летчик-испытатель рассказы- вал: «Я сделал первые пять полетов. Цель программы состояла в том, чтобы обеспечить выполнение захода на по- садку. Например, в первом полете мы спускались с высоты 45000 футов (13 700 м) после сброса с В-52. Я плани- ровал, делал три виража и летел прямо вперед в течение минуты или около то- го, затем делал левый поворот, потом еще один левый поворот, уже заходя к ВПП. Весь полет продолжался пример- но 3,5 мин». Характеризуя аэродина- мику M2-F2, Томпсон высказался без обиняков: «Грубые расчеты показали, что, если бы человек выпал из В-52, когда я запускался, я опередил бы его у земли! С чисто аэродинамической точ- ки зрения M2-F2 был очень плохим ап- паратом, так быстро он снижался...» Одна из проблем заключалась в воз- никновении неприемлемого гистере- зиса механической проводки системы управления. Для ее устранения про- водку отрегулировали так, чтобы в ис- ходном положении рули направления устанавливались не по потоку, а под углом 5°. Это вновь привело к уменьше- нию аэродинамического качества. Наибольшее число проблем было свя- зано с системой повышения устойчи- вости, которая функционировала не- удовлетворительно. Даже после ее дора- боток все еще наблюдались колебания по тангажу и крену частотой 2-3 ГЦ, но, правда, с малой амплитудой. Были испробованы все возможные пути ре- шения этой проблемы, но решить ее полностью в процессе летных испыта- ний так и не удалось. Правда, амплиту- ду колебаний снизили настолько, что летчики не могли их обнаружить. Для проверки прочности конструк- ции аппарат (без летчика) подвешивал- ▲ Пилот Джон Мэнке рядом с M2-F3. 1972 год Фото NASA Фото NASA ся под крыло бомбардировщика В-52 на пилоне с помощью специально раз- работанного переходного устройства. Такие же испытания, но уже с летчи- ком, проводились для тщательной про- верки работы всех систем аппарата. При этом для имитации реального по- лета осуществлялось быстрое сниже- ние самолета В-52 с расчетной высоты сброса аппарата, а на АНК выдвигалась воздушная турбина и выпускалось шасси. Эти полеты выявили новые 167
Космические крылья Фото NASA Фото NASA ▲ M2-F3 уходит в свободный полет (10 августа 1971 г.) проблемы: недостаточную эффектив- ность противообледенительной систе- мы фонаря кабины; замерзание клапа- тов составила 750 км/ч, наибольшая продолжительность - 4 мин 21 сек. нов системы подачи перекиси водорода в посадочные ЖРД; большой расход воздуха в кабине, неудовлетворитель- ную работу радиооборудования, новые неполадки в системе повышения ус- тойчивости. Важной для подготовки летчика счи- талась тренировка на неподвижном на- земном тренажере с шестью степенями свободы. Подробно изучался весь диа- пазон рабочих режимов аппарата. Про- водились многочисленные исследова- ния характеристик управляемости при трех, пяти и шести степенях свободы. В итоге был разработан профиль полета, придерживаясь которого, можно было бы избежать предполагаемых опасных режимов полета. От летчика требова- лось хорошо знать эти режимы и избе- гать их, а также выводить ЛА в случае непреднамеренного входа в эти режи- мы. Были учтены все затруднения, ко- торые можно было предвидеть. Также был разработан порядок действий в аварийной обстановке. В первом планирующем полете M2-F2 достиг скорости примерно 720 км/ч. Максимальная скорость в серии поле- Планирующие полеты на M2-F2 со- вершили Милтон Томпсон (5 полетов), Брюс Питерсон (3 полета), Дон Сорли (3) и Джерри Джентри (5). 10 мая 1967 г. был выполнен шест- надцатый и последний полет. Он за- кончился аварией: при посадке само- лет упал на дно сухого озера Роджерс. АНК, пилотируемый Брюсом Питерсо- ном, попал в режим «голландского ша- га», когда летчик пытался вернуть себе управление. Затем, пытаясь избежать столкновения со спасательным верто- летом, пилот проскочил размеченную полосу и стал садиться в немаркиро- ванной зоне, где было трудно оценить высоту над землей... Питерсон включил 500-фунтовый посадочный двигатель, чтобы увели- чить подъемную силу, но коснулся по- верхности раньше, чем шасси пол- ностью вышло и стало на замки, на Характеристики экспериментальных аппаратов серии М2 Вариант M2-F1 M2-F2 M2-F3 Длина (без державки ПВД), м 6,1* 6,77 6,77 Ширина, м 4,32** 2,94 2,94 Высота 2,89 2,89 2.89 Угол раствора конуса в плане 28° 28° 28° Площадь несущей поверхности, м2 12,9 14,9 14.9 Масса пустого аппарата, кг 454 2095 230.' Максимальная взлетная масса, кг 567 3395 3600 Удельная нагрузка на Kj^mo, кг/м2 44 196 242 Силовая установка РДТТ тягой 11 кгс четырехкамерный XLR-11 Reaction Motors тягой 3630 кгс Тяговооруженность 0,02 1,07 1.01 Летные характеристики Максимальная скорость, км/ч 200-240 750 1712 Дальность полета, км 16 16 72 Высота отделения от самолета, м 3000-4000 13700 13700 Потолок, м - 13700 21800 Первый полет 16 августа 1963 г. 12 июля 1966 г. 2 июня 1970 г. Завершение программы 16 августа 1966 г 10 мая 1967 г 20 декабря 1972 г. * По срезу корпуса ★★ По концам элеронов ▲ Участники программы празднуют сотый полет аппаратов серии М2 (1972 год) 168
Американские аппараты с несущим корпусом скорости 400 км/ч. M2-F2 закувыркал- ся и перевернулся шесть раз, прежде чем застыл на месте. Питерсона изв- лекли из аппарата и срочно отправили в госпиталь... Часть видеосъемок M2-F2, включая аварийную посадку Питерсона, была использована в телефильме «Человек на шесть миллионов долларов» (The Six Million Dollar Man) и впоследствии открывала каждую серию телевизи- онного сериала. Летчики-испытатели и специалисты NASA поняли, что проблемы с попереч- ным управлением не устранить, если не добавить аппарату аэродинамичес- кой устойчивости. После ремонта в ЛИЦ аппарат был оснащен дополни- тельным (третьим) вертикальным ста- билизатором, установленным между небольших килей, и получил новое обозначение M2-F3. На него установи- ли топливный бак больших размеров с перекисью водорода и два дополни- тельных посадочных двигателя с об- щей регулируемой тягой 450 кгс, а так- же реактивную систему управления, Характеристики экспериментального аппарата HL-10 Длина 6,45 м Ширина 4,15 м Высота 2,92 м Площадь несущей поверхности 14,9 м2 Масса пустого аппарата 2397 кг Масса снаряженного аппарата 2721 кг Максимальная взлетная масса 4540 кг Масса топлива 1604 кг Силовая установка Маршевый четырехкамерный XLR-11 Reaction Motors тягой 3630 кгс, четыре посадочных ЖРД на перекиси водорода тягой 181 кгс Летные характеристики Максимальная скорость 1976 км/ч Дальность полета 72 км Практический потолок 27524 м Нагрузка на несущую поверхность 304,7 кгс/м2 Тяговооружен ность 0,99 Первый полет 22 декабря 1966 г. Завершение программы 17 июля 1970 г. Фото NASA, технографика Джузеппе Чиара ▲ В отличие от М2, аппарат HL-10 имел более разлапистый вид, поскольку разработчики надеялись достичь более высоких летных характеристик сходную с той, что стояла на Х-15. При возникновении боковой неустойчивос- ти при малых углах атаки, требуемых для захода на посадку, летчик мог уменьшить угол захода на посадку, чтобы вывести самолет из зоны неус- тойчивости, и использовать посадоч- ные двигатели. Для проверки расчетных посадоч- ных характеристик аппарата был ис- пользован самолет F-104, совершав- ший посадку с выпущенными шасси, воздушными тормозами и закрылками и с двигателем, работающим на режи- ме малого газа. Первый полет на усовершенствован- ном аппарате M2-F3 осуществил 2 июня 1970 г. летчик-испытатель NASA Билл Дейна. После трех планирующих тес- тов начались полеты с включением ЖРД XLR-11 после отделения от В-52, что позволяло достичь максимальной скорости 1710 км/ч (М = 1,6). Наиболь- шей высоты подъема (21 790 м) достиг пилот Джон Мэнке (John A. Manke) в последнем, 27-м полете 21 декабря 1972 г. На M2-F3 летали Уилльям Дэй- на (19 полетов), Джон Мэнке (4 полета), Сесил Пауэлл (3), Джерольд Джентри (1). Сейчас этот аппарат выставлен в На- циональном авиационно-космическом музее NASM (National Air and Space Museum) рядом с ракетопланом Х-15. Оценивая результаты полетов АНК данной серии, можно сказать, что как экспериментальные эти аппараты име- ли приемлемые характеристики управ- ляемости и устойчивости на всех иссле- дованных режимах полета. Однако лет- чики, испытавшие эти ЛА, не рекомен- довали использовать их для регулярной эксплуатации по многим причинам. Во-первых, несмотря на приемлемые характеристики продольного движе- ния, поведение ЛА в боковом направле- нии вызывало нарекания. Реакция по крену на управляющий входной сигнал изменялась от реверса крена при боль- ших углах атаки до такой чувствитель- ности при очень малых углах атаки, что действия летчика вызывали колебания аппарата. Поэтому на малых углах лет- чики-испытатели сознательно снима- ли ноги с педалей руля направления, опасаясь непреднамеренной «раскач- ки» АНК. Очевидно, подобные характе- ристики управляемости неприемлемы для аппарата, предназначенного для регулярной эксплуатации. Во-вторых, для аппарата обязателен заход на посадку по крутой траекто- рии, чтобы он мог выполнить вырав- нивание и посадку с выключенными 169
Космические крылья Фото NASA Фото NASA ▲ Аэродинамическое органы управления аппарата HL-10. 1966 г. двигателями. Даже при идеальных лет- ных условиях вряд ли найдется летчик, испытывающий желание после косми- ческого полета любой продолжитель- ности осуществлять маневр, который обеспечил бы вертикальную скорость снижения 75-90 м/сек до высоты по- рядка 300 м над землей. На этой высо- те летчик должен начать выравнива- ние с перегрузкой, равной двум, распо- лагая при этом примерно 25 секундами для выпуска шасси и приземления. А уход на второй круг невозможен... Испытания АНК продолжились на аппарате HL-10 (от Horizontal Landing), изготовленном фирмой Northrop по проекту Центра Лэнгли в январе 1966 г. Стоимость контракта составила всего 1,8 млн $. В отличие от своего собрата M2-F2, аппарат HL-10 имел более раз- лапистый вид с достаточно плоским днищем и более выпуклой верхней по- верхностью, что позволяло по расчету достичь аэродинамического качества >1 на гиперзвуке и >4 на дозвуковых скоростях. Для лучшей управляемости аппарат оснащался тремя вертикаль- ными стабилизаторами. Для управления аппаратом служили элевоны между центральным и боковы- ми вертикальными килями. Расщепля- ющийся руль на вертикальном киле ис- пользовался для управления по курсу и для контроля скорости снижения (как воздушный тормоз). Основные опоры шасси HL-10 были взяты с модифика- цией от тренировочного самолета Т-38, они убирались вручную и выпускались с помощью пневмосистемы на сжатом азоте. Носовая опора шасси была заим- ствована, также с необходимыми изме- нениями, от самолета Т-39, со схемой выпуска и уборки как у основных опор. ▲ Четыре основных пилота HL-10: майон ВВС Джерольд Джентри, летчик-испытатель ВВС Питер Хоаг и пилоты NASA Джон Мэнке и Билл Дейна. 1969 год 170
Американские аппараты с несущим корпусом Аппарат не имел выступающего фона- ря кабины: его роль играло характер- ное остекление передней части фюзе- ляжа. «Донором» системы катапульти- рования стал перехватчик F-106. Се- ребряно-цинковые батареи обеспечили питанием систему управления (приво- ды всех аэродинамических поверхно- стей - активные), полетные приборы, радио, обогрев кабины экипажа и тре- хосную систему увеличения устойчи- вости. Перед посадкой могли включать- ся четыре дросселируемых ЖРД на пе- рекиси водорода. 22 декабря 1966 г. Брюс Питерсон со- вершил первый полет на HL-10. Вто- рой полет, однако, был выполнен лишь в марте 1968 г. из-за аварии M2-F2. Ра- кетный двигатель XLR-11 был установ- лен на АНК лишь после девяти полетов и использовался начиная с 12-го; до этого предполагалось оценить управля- емость и устойчивость аппарата при планирующем спуске. По проведенным позже оценкам, этот аппарат имел наи- лучшую управляемость из всех трех тя- желых АНК (M2-F2/F3, HL-10, Х-24А). Обычно аппарат поднимался само- летом-носителем В-52 - на пилоне под правой консолью крыла между фюзе- ляжем и первой мотогондолой - на вы- соту 13-14 км и отделялся на скорости около 720 км/ч. Вскоре после сброса пилот включал двигатель XLR-11. Ско- рость и высота увеличивалась, пока ЖРД не отключался по команде или по исчерпанию топлива, в зависимости от индивидуального профиля полета. HL-10, как правило, нес достаточно топлива, чтобы обеспечить работу ЖРД в течение примерно 100 сек, и обычно достигал высоты от 15 до 24 км и сверхзвуковых скоростей. После выключение двигателя пилот проводил аппарат через «коридор», ими- тирующий возвращение в атмосфере из космоса и подход для посадки на одной из ВПП высохшего озера Роджерс на авиабазе Эдвардс. Для рассеивания из- лишней энергии перед посадкой ис- пользовались заходы кругами. На пос- леднем участке подхода пилот предп- ринимал быстрое снижение для набора энергии, а на высоте примерно 30 м сбрасывал воздушную скорость при- мерно до 320 км/ч и выполнял посадку. 37-й и последний полет HL-10 состо- ялся 17 июля 1970 г. Среди всех пило- тируемых АНК именно он достиг самой большой высоты и наивысшей скорос- ти. Так, 18 февраля 1970 г. летчик-ис- пытатель ВВС Питер Хоаг (Peter Hoag) разогнал его до скорости, соответству- ющей числу М = 1,86 (1976 км/ч), а де- вятью днями позже пилот NASA Билл Дейна достиг высоты 27 500 м. Аппа- рат пилотировали Джон Мэнке (10 по- летов), Уильям Дейна (9 полетов), Дже- рольд Джентри (9), Питер Хоаг (8) и Брюс Петерсен (1). Некоторые новые уроки, извлечен- ные в ходе успешных летных испыта- ниях HL-10, были объединены с инфор- мацией по аппаратам M2-F2/F3 и ста- ли неплохой отправной точкой для про- ▲ HL-10 после посадки. За полетом самолета-носителя наблюдает Билл Дейна, в кабину заглядывает Джон Ривз. 1969 год ектантов орбитальной ступени систе- мы Space Shuttle. Как написал Дейл Рид в книге «Беск- рылый полет: История аппаратов с не- сущим корпусом» (Wingless Flight: The Lifting body Story), если бы все пошло своим путем, к середине 1970-х HL-10 должен был совершить полет в космос. Рид планировал серьезно модифициро- вать АНК, добавив абляционную тепло- защиту, реактивные средства управле- ния и другие дополнительные подсисте- мы, необходимые для пилотируемого пилота. После этого аппарат мог стар- товать на системе Saturn V - Apollo в том переходнике, где во время миссий к Луне устанавливался лунный модуль LM. На околоземной орбите робототех- нический раздвижной манипулятор должен был извлечь аппарат из третьей ступени ракеты и состыковать с пило- тируемым командно-служебным моду- ▲ HL-10 на въезде в Летно-исследовательский центр имени Драйдена Фото Cooper-ch с сайта Wikimedia Commons фото nasa лем CSM «Аполлона». Один из астронав- тов, специально подготовленный для пилотирования экспериментального аппарата, должен был перебраться из «Аполлона» на борт АНК, чтобы выпол- нить проверку систем перед спуском с орбиты и входом в атмосферу. В первом полете пилот должен был вернуться в CSM, a HL-10 совершить посадку в бес- пилотном режиме. В случае успеха во втором запуске HL-10 должен был вер- нуться на авиабазу Эдвардс уже под уп- равлением пилота. Говорят, Вернер фон Браун считал этот план настолько замечательным, что предлагал подготовить для полета две PH Saturn V и два корабля Apollo, остающиеся от лунной программы. Директор ЛИЦ Пол Бикл (Paul Bickle) ответил отказом на том основании, что такие полеты находятся вне сферы от- ветственности и интересов Летно-ис- 171
Космические крылья Фото NASA Фото NASA, графика Джузеппе де Чиара ▲ Детище Ганса Мултоппа - SV-5P (он же Х-24А) должен был сочетать высокие летные характеристики с большим внутренним объемом следовательского центра NASA. Вряд ли, однако, это было его личное реше- ние: для модернизации HL-10 и осуще- ствления орбитального полета нужны были бы немалые дополнительные средства, которых у NASA в 1970 г. просто не было. Но откроем вновь книгу Дейла Рида. «Стержнем программы START в тех частях, которые были известны как беспилотный PRIME и пилотируемый PILOT, стала концепция SV-5, - пишет он. - Замысел этого объемного АНК родился у аэродинамика компании Martin Aircraft Ганса Мултоппа (Hans Multhopp). В начале 1964 г. я посетил эту фир- му, чтобы получить информацию по SV-5 и, заручившись поддержкой со стороны Martin Aircraft и ВВС, убедить руководство NASA в необходимости финансировать программу летных ис- пытаний АНК на сверхзвуковой ско- ▲ Отделение Х-24А от самолета-носителя и запуск двигателя (1970 год) рости. Мне представили Ганса Мултоп- па как главного научного специалиста фирмы и проектанта SV-5. Очевидно, на «Мартине» этого человека с силь- ным немецким акцентом не просто уважали - им восхищались. Вскоре я смог понять, откуда этот пиетет: его знания в области аэродинамики и конструкции самолетов были поисти- не внушительными. В прошлом - авиационный инженер, в годы Второй мировой войны Мултопп работал на предприятии Focke-Wulf Flugzeugbau в Бремене, сначала в ка- честве руководителя отдела аэродина- мики, а затем начальника КБ новых разработок. Вместе с легендарным Куртом Танком (Kurt Tank) он разраба- тывал реактивный перехватчик Та. 183. Информация об этом проекте, полученная русскими в конце войны, в значительной мере повлияла на облик реактивного истребителя МиГ-15... Ускользнув из Германии в конце вой- ны, Мултопп стал работать на англичан в Королевском авиационном институте в Фарнборо, где участвовал в разработ- ке истребителя Lightning со стреловид- ным крылом, используя собственные методы вычислений. После четырех лет работы британцы сочли немецкого аэ- родинамика “невыносимо высокомер- ным” и уволили. Он переехал в Штаты и стал главным научным специалистом фирмы, которая в конечном счете прев- ратилась в гигантскую аэрокосмиче- скую корпорацию Lockheed Martin. Так вот, в 1964 г. Муллтоп смог убе- дить как руководство компании Martin, так и командование ВВС США, что форма SV-5 превосходит спроектиро- ванные в NASA M2-F3 и HL-10 по край- ней мере по шести параметрам. Во-первых, SV-5 был маневренным АНК без существенно выступающих аэродинамических поверхностей, ко- торые могли разрушиться при входе в атмосферу во время возвращения с орбиты. Во-вторых, на гиперзвуке аппарат имел аэродинамическое качество бо- лее 1,2, позволяющее выполнять боко- вой маневр более чем на 1000 миль (1600 км). Эта особенность давала ему возможность совершить посадку в лю- бую точку земного шара по крайней мере один раз в сутки, а в аварийной ситуации - вернуться с любого витка орбиты на подходящий аэродром. В-третьих, аэродинамика SV-5 на малых скоростях позволяла обойтись простой системой ручного управления при посадке, не прибегая к использо- ванию сложной автоматики. В-четвертых, объемная эффектив- ность ЛА была самой большой из воз- можных при сохранении контроля над расположением центра масс. Получен- ная конфигурация имела большой объ- ем в передней части для кабины пило- та и отсека оборудования. Центр масс при этом был сдвинут вперед, обеспе- чивая адекватное управление аппара- 172
Американские аппараты с несущим корпусом том без выхода на неустойчивые режи- мы полета. В-пятых, положительная кривизна корпуса давала достаточную подъем- ную силу даже при небольших углах атаки и высокое (примерно 4.0) аэро- динамическое качество на дозвуковых скоростях. В-шестых, обзор из кабины пилота SV-5 была гораздо лучше, чем на М2- F3hHL-10. Наша первая встреча с Мултоппом, к несчастью, оказалась и последней: пос- ле того визита аэродинамик, казалось, просто исчез из поля зрения. Позже, когда Х-24А совершал полеты на авиа- базе ВВС Эдвардс, я был сильно удив- лен: оказывается, мои коллеги из ВВС никогда даже и не слышали о Гансе Мултоппе! В стране все еще витал силь- ный негативный оттенок относительно использования германских инженеров в американских аэрокосмических про- ектах: немцам старались указать их место. Однако так было не везде. Хоро- шим примером исключения из пороч- ной практики стал Вернер фон Браун: он возвысился настолько, что в значи- тельной мере влиял на направление де- ятельности NASA...» Итак, по «военному заказу» фирма Martin Marietta строила аппараты, от- носящиеся к семейству SV-5: беспи- лотные модели SV-5D (в масштабе 1:3) для суборбитальных пусков по прог- рамме РШМЕ, и пилотируемые SV-5P и SV-5J для полетов по программе PILOT. Х-24А (SV-5P) представлял собой ко- роткое тело, напоминавшее расплю- щенную каплю воды с вертикальными стабилизаторами для управления. Кон- цептуально он походил на другие «тя- желые» АНК и оснащался кислородно- спиртовым двигателем XLR-11 и двумя посадочными ЖРД на перекиси водо- рода. В отличие от беспилотной модели SV-5D, аппарат имел три вертикаль- ных киля. Обшивка корпуса изготавли- валась из алюминиево-магниевого сплава, летчик в гермокабине сидел в катапультном кресле. Несмотря на за- верения разработчиков, с точки зрения управляемости Х-24А оказался слож- нее, чем M2-F2/F3 и HL-10: во всяком случае, его приборная панель была бо- лее насыщена индикаторами, датчика- ми и переключателями. Как и другие АНК, новый аппарат сбрасывался с самолета-носителя В-52, летящего на высоте более 13 000 м со скоростью, соответствующей числу М=0.6-0.8. Включив двигатель, Х-24А выполнял «горку» до высоты 20000 м, после снижения до 6-8 тысяч метров начинал маневрировать, а затем са- дился со скоростью 260-570 км/ч. Первый планирующий полет он со- вершил 17 апреля 1969 г. под управле- нием майора ВВС Джерольда Джент- ри, который также пилотировал дан- ный АНК в первом моторном полете 19 марта 1970 г. Всего с апреля 1969 по июнь 1971 г. Х-24А выполнил 28 поле- тов при скоростях до 1667 км/ч и вы- сотах до 22 км. Аппарат пилотировали Фото NASA Фото NASA ▲ Аэродинамические органы управление и двигательная установка Х-24А ▼ Майор Сэсил Пауэлл рядом со своим Х-24А (1971 год) Джерольд Джентри (13 полетов), Джон Мэнке (12 полетов) и Сесил Пауэлл (3). Форма Х-24А была позже повторена в аппарате-демонстраторе Х-38, на ба- зе которого планировалось создать ко- рабль возвращения экипажа CRV для Международной космической станции. По собственной инициативе компа- ния Martin построила два экземпляра аппарата SV-5J (выполненный в тех же размерах вариант Х-24А, в котором ЖРД был заменен воздушно-реактив- ным двигателем J60-PW-1 фирмы Pratt and Whitney тягой 1360 кгс, а также полноразмерный нелетающий макет). Предполагалось, что этот аппарат, способный самостоятельно взлетать с ВПП, набирать и высоту и выполнять планирующую посадку, будет исполь- зоваться для тренировки пилотов АНК. Однако данный вариант поддержки в NASA и ВВС не получил, а летчик-ис- пытатель Милтон Томпсон, ссылаясь на малое аэродинамическое качество и плохую управляемость Х-24 на малых скоростях, отказался поднять аппарат в воздух. Руководство Martin предлага- ло ему премию в 20 000 $ за проведение ЛКИ. Прославленный пилот согласился сделать это в том случае, если SV-5J сможет при разбеге перепрыгнуть бревно диаметром несколько дюймов, лежащее поперек взлетной полосы. Любой «нормальный» самолет делает это легко, но фирма Martin не смогла га- рантировать безопасность выполнения такого маневра на своем АНК. В результате оба экземпляра «турбо- реактивного» SV-5J в воздух так и не поднялись. Один из них уже многие го- ды изображает Х-24А в Национальном музее ВВС США на авиабазе Райт-Пат- терсон в Огайо. Нелетающий макет за- кончил свою жизнь в Голливуде, где снимался в нескольких фантастичес- ких и приключенческих фильмах. После завершения программы ЛКИ было принято решение модифициро- вать Х-24А в соответствии с компонов- кой FDL-8X, синтезированной в Лабо- 173
Космические крылья ▼ Ханс Мултопп с моделью Х-24В В книге Дэвида Майры (Focke-Wulf Та. 183, by David Myhra) имеется фотография, на ко- торой Ганс Мултопп держит в руках модель Х-24В, предназначенную для продувок в аэ- родинамической трубе. Кроме того, из рас- секреченных в последнее время документов ВВС США стало ясно, что немецкий аэроди- намик приложил руку и к предложению по Dyna-Soar, выпущенному фирмой Martin, а оно, с свою очередь, оказало значительное влияние на внешний облик «классического варианта» космоплана. ▲ Основным внешним отличием варианта SV-5J от SV-5P (Х-24А) был большой подфюзеляжный воздухозаборник ▼ Х-24А, отмаркированный бортовым номером 13 551, экземпляр №2 из экспозиции Музея ВВС в Огайо, - ничто иное, как переделанный SV-5J Характеристики экспериментальных аппаратов серии Х-24 Вариант Х-24А Х-24В Длина, м 7,47 11,43 Ширина, м 3,51 5,79 Высота, м 2,92 2,92 Площадь несущей поверхности, м2 18,1 30,7 Масса пустого аппарата, кг 2885 3855 Масса снаряженного аппарата, кг 4853 5350 Максимальная взлетная масса, кг 5192 6260 Максимальная скорость, км/ч 1667 1873 Силовая установка четырехкамерный XLR-11 Reaction Motors тягой 3630 кгс Дальность полета, км 72 72 Практический потолок, м 21763 22590 Нагрузка на несущий корпус, кгс/м2 288 205 Тяговооружен ность 0,70 0,58 ратории динамики полета FDL (Flight Dynamics Laboratory) ВВС США еще в середине 1960-х гг. Работы по переделке (стоимостью 1 млн $) провела фирма Martin Marietta в 1972 г. Конструкция в целом сохранилась, но скругленный нос корпуса заменили заостренной удли- ненной передней частью с плоской ниж- ней поверхностью, имеющей треуголь- ную форму в плане. Максимальная ши- рина по задней кромке корпуса аппара- та увеличилась с 4,19 до 5,84 м. От носо- вой части до задней кромки корпуса проходило небольшое крыло, образо- ванное двумя треугольниками в плане: угол стреловидности по передней кром- ке равен 78° от носовой части до 60% длины корпуса и 72° - далее, до задней кромки корпуса. Это способствовало пе- ремещению центра давлений назад бли- же к центру масс аппарата. В хвостовой части АНК, срезанной почти под пря- мым углом, стояли три киля с рулями направления и 10 щитков, в том числе два щитка на крыле. На заключительной стадии летных испытаний с Х-24В предполагалось снять центральный киль, который вна- чале сохранялся для обеспечения до- полнительной устойчивости. Следует отметить, что центральный киль был внесен в конструкцию Х-24А потому, что разрезные внутренние щитки ис- пользовались в качестве элевонов, вы- полняя функции рулей высоты и элеро- нов. На Х-24В были добавлены два щитка на крыле, которые применялись в качестве элеронов, а внутренние щитки служили лишь рулями высоты. Поэтому Х-24В не нуждался в цент- ральном киле в качестве перегородки, разделяющей внутренние щитки. По конфигурации Х-24В был близок к ракетоплану Dyna-Soar, представляя 174
Американские аппараты с несущим корпусом ▲ Аппарат Х-24В был построен на базе Х-24А, но предназначался для покорения больших скоростей собой компромисс между аэродинами- ческими и термодинамическими тре- бованиями. Радиус скругления носка, плоское днище и большая стреловид- ность почти треугольной формы в пла- не обеспечивали высокое гиперзвуко- вое аэродинамическое качество и ре- шение проблем нагрева. Наклон боко- вых поверхностей корпуса также опре- делился расчетными тепловыми наг- рузками на реальный гиперзвуковой аппарат подобной конфигурации. Нак- лон днища носовой части корпуса уп- рощал балансировку при заданном ра- бочем диапазоне углов атаки. Форма аппарата в плане допускала более зад- нюю центровку, необходимость в кото- рой вызывалась размещением двигате- лей, топливных баков и других систем в хвостовой части корпуса. Угол клина хвоста, требуемый для обеспечения ус- тойчивости на дозвуковых режимах, был много меньше необходимого при сверх- и гиперзвуковых скоростях. Это позволило сблизить верхние и нижние поверхности управления и способство- вало повышению аэродинамического качества, сделав возможной горизон- тальную безмоторную посадку. Такой конфигурации свойственно большое гиперзвуковое аэродинамическое каче- ство для значительного бокового ма- невра и необходимый диапазон изме- нения качества для выполнения захода на посадку и самой посадки без крыла и посадочных двигателей. Х-24В, как и другие АНК, имел две основные конфигурации: дозвуковую и околозвуковую. В первом случае верхние управляющие поверхности отклонялись на 20°, а во втором слу- чае - на 40° при максимальных вели- чинах аэродинамического качества 4,2 и 2,3 соответственно. Конструкция Х-24В рассчитывалась на максимальное число Маха немно- гим более М = 1,5. Планер аппарата был выполнен в основном из алюминиево- го сплава 2014. Кабина имела сбрасы- ваемый фонарь и катапультное кресло, обеспечивающее покидание ЛА при любой скорости на любой высоте. Шасси - трехопорное убирающееся, управляемая носовая стойка имела сдвоенные колеса, основные - одинар- ные. Выпуск шасси осуществлялся пневматической системой, уборка - ▲ Х-24В после посадки на дне высохшего озера. 1973 год Фото NASA Фото NASA, графика Джузеппе де Чиара вручную (носовой стойки - вперед, ос- новных - назад). Система управления - дублирован- ная, бустерная с гидроприводами. Для путевого управления служили рули направления на внешних килях (сред- ний киль рулей не имеет), для продоль- ной балансировки - четыре щитка (два 175
Космические крылья Фото NASA Фото NASA ▲ Перевозка аппаратов Х-24В и HL-1O в Музей ВВС на авиабазе Райт-Паттерсон, Огайо. 1976 год ▼ Пилоты-исследователи Эйнар Эноволдсон, Джон Мэнке, Ричард Скоби, Том МакМёртри, Билл Дейна и Майкл Лав перед аппаратом Х-24В. 1976 год верхних и два нижних) между внешни- ми килями, обеспечивающие также из- менение конфитурации аппарата (доз- вуковой и околозвуковой). На концах корпуса за внешними килями установ- лены элероны. Для питания электрооборудования и приборов использовались серебряно- цинковые батареи. За время работы ЖРД (-132 сек) ап- парат мог разогнаться до скорости, со- ответствующей числу М= 1,7 на высоте около 21 км. Заход на посадку начи- нался на высоте 6000-7000 м при угле наклона глиссады -21° и скорости 555 км/ч. Выпуск шасси производил- ся при скорости 445 км/ч, выравнива- ние осуществлялось на высоте 20-30 м. Впервые аппарат достиг сверхзвуко- вой скорости (М = 1,12) в марте 1974 г. В одиннадцатом полете было зарегист- рировано максимальное число М = 1,76. Летные испытания Х-24В проводи- лись совместно NASA и ВВС. Програм- ма ЛКИ включала три этапа: - общая оценка АНК; - расширение режимов полета с экспериментами по изучению взаимо- действия элементов управления; - использование аппарата в обеспе- чении других программ. Первые пять полетов с дозвуковыми скоростями без включения ЖРД были выполнены в августе-октябре 1973 г. Первый полет с использованием двига- теля состоялся 15 ноября 1973 г. На последнем этапе ЛКИ данные, полу- ченные при создании всех АНК, широ- ко использовались для реализации других проектов, в частности програм- мы создания многоразового корабля системы Space Shuttle. Все исследова- ния выполнялись, как правило, на участке планирующего полета. По отзывам летчиков, при околозву- ковых скоростях (М< 1,3) аэродинами- ческие характеристики АНК сильно за- висели от изменения числа М и угла атаки; незначительное изменение угла атаки (в пределах +2°) при одном и том же числе М могло резко изменить уп- равляемость аппарата. Было выявлено существенное отли- чие между данными летных испыта- ний и результатами продувок в АДТ. Продольная устойчивость аппарата в диапазоне чисел М=0,4-0,9 оказалась существенно меньше, чем предсказы- валось. При возрастании числа М до 0,95 сильно снижалась эффективность рулей высоты - и оставалась примерно в два раза меньшей, чем предсказыва- лось, вплоть до М= 1,6. Однако если на предшествующих АНК летчик практически терял конт- роль над аппаратом при скорости 370- 380 км/ч, Х-24В хорошо управлялся даже при скорости 315-320 км/ч во время посадки. Вообще, по «рейтингу» АНК, составленному летчиками-испы- тагелями, Х-24В обладал наилучшими летными и пилотажными характерис- тиками. Остальные АНК располагались в порядке убывания рейтинга следую- щим образом: HL-10, M2-F3, Х-24А. Летные характеристики аппарата и мастерство пилотов оказались решаю- щими факторами при решении вопро- са о применении в составе корабля системы Space Shuttle двигателей для активного маневрирования при заходе на посадку. Летчики-испытатели пос- читали неоправданным наличии на аппарате дополнительной силовой ус- тановки с запасом топлива: выход в зо- ну включения посадочных двигателей требует высокой точности при плани- 176
Американские аппараты с несущим корпусом ▲ Флот американских аппаратов с несущим корпусом - Х-24А, M2-F3 и HL-10. 18 декабря 1969 г. ровании, а при работающих посадоч- ных двигателях процесс пилотирова- ния только усложняется, и нагрузки на пилота существенно возрастают. Окончательное решение по пробле- ме было принято в августе 1975 г., ког- да летчик-испытатель NASA Джон Мэнке и майор ВВС Майк Лав выпол- Проекты гиперзвуковых пилотируемых аппаратов Когда в середине 1960-х программа ракетоплана Х-15 пошла на убыль, NASA и ВВС США рассматривали сле- дующие за ней проекты самолетов для исследований на гиперзвуковых ско- ростях. Военные имели в заделе суще- ственный объем секретных работ, а Центр Лэнгли NASA проводил две гражданские программы - изучение аппарата HYFAC на скорость М=12 (это название расшифровывалось как Hypersonic Research Facility - средство для проведения гиперзвуковых иссле- дований), и аппарата HSRA на ско- рость М = 8 (соответственно - High Speed Research Aircraft, высокоскоро- стной исследовательский самолет). ВВС намеревались построить испыта- тельные аппараты для полетов в диа- пазоне скоростей М от 5 и далее. Период времени с конца 1960-х до середины 1970-х годов характеризо- вался активным поиском новых аэро- динамических схем и силовых устано- вок для сверхскоростных - гиперзвуко- вых и космических - полетов. Летные эксперименты, проведенные с помощью АНК, позволили изучить лишь ограниченный круг проблем, свя- занных с разработкой подобных аппа- ратов. Поэтому NASA и ВВС совместно с ведущими аэрокосмическим корпора- циями США рассматривали проекты экспериментального гиперзвукового ЛА, который позволил бы провести натур- ные испытания образцов двигателей и компонентов конструкции. Необходимость таких исследований обосновывалась следующим образом. Во-первых, считалась целесообразной разработка гиперзвукового транспорт- ного самолета, более эффективного, чем британско-французский авиалайнер нили штатные полеты наХ-24В с демо- нстрацией прецезионной посадки на основную железобетонную ВПП авиа- базы Эдвардс, приземлившись с высо- ты 18 км с углом планирования 24° с точностью около 1.5 м. Х-24В пилотировали Джон Мэнке (16 полетов), Майкл Лав (Michael V. Love, Concorde. Во-вторых, военные прояв- ляли интерес к гиперзвуковому перех- ватчику. В-третьих, не снимался с по- вестки дня поиск оптимального сред- ства для разгона будущих ВКС. Оценки показали выгоды обобщения подхода к решению проблем гиперзву- кового полета, по крайней мере, на ранних стадиях исследований. Работы NASA, охватывающие диапазон чисел М=4-12, позволили заключить, что ги- потетический гиперзвуковой самолет, способный перевозить 300 пассажиров на расстояние 10 200-11 100 км, мог бы заинтересовать авиакомпании, зани- мающиеся дальними перевозками. ▲ Установка модели серии М в рабочую часть гиперзвуковой аэродинамической трубы Фото NASA Фото NASA 12 полетов), Уилльям Дейна (2), Эйнар Эневолдсон (Einar К. Enevoldson, 2), То- мас МакМёртри (Thomas С. McMurtry, 2) и Фрэнсис Скоби (Francis Scobee, 2). В настоящее время Х-24В находится в общедоступной экспозиции Нацио- нального музея ВВС США на авиабазе Райт-Паттерсон в штате Огайо. ВВС, со своей стороны, пришли к выво- ду, что перехватчик, рассчитанный на число М=5, был бы эффективным ору- жием. Специалисты обеих организаций решили, что теоретические исследова- ния и наземные эксперименты подгото- вили базу для создания демонстрацион- ного самолета, испытания которого бу- дут стимулировать дальнейшие иссле- дования и привлекут внимание заинте- ресованных кругов. В мае 1974 г. была организована исследовательская груп- па, которая предложила построить мно- гоцелевой экспериментальный аппарат для проверки технических решений и испытаний различных систем, необхо- 177
Космические крылья Рисунок Lockheed ____________________Рисунок McDonnel Douglas_______________________________________Рисунок McDonnel Douglas * Пятиминутный полет на скорости М = 6 с экспериментальным ПГ массой 580 кг, силовая установка - 1 ТРДФ STRJ-11А Характеристики ЛА: длина размах крыла площадь несущей поверхности масса пустого ЛА взлетная масса стоимость создания аппарата общая стоимость программы 24,5 м 11,3м 102,47 м2 22 т 27,9 т 398 млн $ 490 млн $ 1 - БРЭО; 2 - экспериментальное оборудование для исследования ТЗП; 3 - баки жидкого водорода; 4 - баки керосина; 5 - посадочное шасси; 6 - ТРДФ; 7 - регулируемый воздухозаборник; 8, 9 - экспериментальное оборудование Американские военные всегда хотели иметь на вооружении гиперзвуковой пилотируемый истребитель-перехватчик. Путь к нему они видели через «шестимаховый»* и «двенадцатимаховый»** демонстратор Характеристики ЛА длина 26.6 м размах крыла 9.3 м площадь несущей поверхности 75.5 м2 масса пустого ЛА 10,6 т взлетная масса 36,1 т стоимость создания аппарата 263 млн $ общая стоимость программы 351 млн $ ** Пятиминутный полет на скорости М=12 с экспериментальным ПГ массой 680 кг, силовая установка - 6 ЖРД RL-10 димых для разработки как пассажирс- кого самолета, так и перехватчика. Исследовательский центр NASA име- ни Лэнгли в сентябре 1975 г. выдал зап- росы на предложения по разработке конфигурации аппарата Х-24С с несу- щим корпусом, предназначенного для исследования сверхскоростных режи- мов полета. Запросы получили фирмы Fairchild, General Dynamics, Grumman, Lockheed, Martin-Marietta, McDonnell- Douglas и Rockwell. Объединенная группа специалистов NASA и ВВС завершила оценку аппара- Схема аппарата X-24C-L301 компании Lockheed в варианте с ГПВРД, август 1976 года та, предоставляющего потенциальную возможность демонстрации в полете прямоточного двигателя со сверхзву- ковым горением (ПВРДсг или ГПВРД - гиперзвуковой прямоточный воздуш- но-реактивный двигатель) и других систем. Предполагалось, что Х-24С бу- дет иметь за кабиной летчика грузовой отсек длиной 3,05 м. Выступающие части корпуса и кили выполнялись съемными, они могли иметь или ак- тивное охлаждение, или «горячую» конструкцию. Носовая и хвостовая части аппарата были спроектированы с учетом установки ПВРДсг, обеспечи- вающего полет с крейсерским числом М > 6 в течение 40 сек. Разгон аппарата до скорости, на которой запускалась «прямоточка», планировалось осущес- твлять ракетными двигателями. С целью удешевления предполага- лось максимально использовать уже готовые технические решения, узлы и оборудование. Например, в качестве разгонного планировалось применить модифицированный двигатель XLR-99 фирмы Thiokol с тягой 27,67 тс от раке- топлана Х-15, либо маршевый ЖРД LR-105 фирмы Rocketdyne тягой 36,3 тс от ракеты Atlas D. Для аппарата Х-24С были определе- ны три группы экспериментов: 1) Исследования аэродинамики, ус- тойчивости, управляемости и манев- ренности, измерения ИК-излучения и отражения радиолокационных сигна- лов, испытания специального оборудо- вания и индикаторов. 2) Исследования перспективных воз- душно-реактивных двигателей, в пер- вую очередь турбопрямоточных (ТПД) и ПВРДсг; в создании последних прини- мали участие фирмы General Electric, Marquardt, Garrett AiResearch и др. Дви- гатели разных типов могли испыты- ваться в том числе и в составе единой ДУ, для чего мотогондола, расположен- ная под фюзеляжем, должна была включать по крайней мере три модуля. 3) Эксперименты, направленные на решение проблемы кинетического наг- рева конструкции. Программа Х-24С должна была объе- динить усилия по проектам гиперзвуко- вых ракетных самолетов (продолжение Х-15) и высокоскоростных испытаний аппаратов с несущим корпусом (Х-24). Предполагалось достичь скорости М=8 и выполнять гиперзвуковые маневры при миссиях большой дальности. Разработчики рассматривали экспе- риментальный АНК как укрупненное развитие аппарата Х-24В. Удлиненная носовая часть треугольной формы должна была создавать предваритель- ное поджатие воздушного потока на входе в воздухозаборники гондол. Сог- ласно расчетам, Х-24С мог совершать полет с крейсерским числом М=6 в те- чение 40 сек после трехминутной рабо- ты маршевого ЖРД. Еще в 1974 г. модель Х-24С была продута в 16-футовой околозвуковой АДТ Центра технических разработок ВВС имени Арнольда, и к июлю 1974 г. 178
Американские аппараты с несущим корпусом NASA и ВВС выбрали конфигура- цию АНК для дальнейших иссле- дований. Она была синтезирова- на в Лаборатории FDL с исполь- зованием опыта АНК Х-24В, проектов «Model 176» фирмы McDonnell Aircraft и FDL-5 МА компании Lockheed, а также других американских аэрокос- мических фирм. На двух из этих проектов, ставших предшест- венниками Х-24С, стоит остано- виться подробнее. Начало разработки «Модели 176» относится к концу 1950-х. Оно стало результатом сотрудни- чества Роберта Мейзека (Robert V. Masek) из McDonnell и Альфреда Дрейпера (Alfred Draper) из Лабо- ратории динамики полета. В ре- зультате исследований появи- лась конфигурация FDL-7 МС, которая и легла в основу многих проектов американских АНК. Вначале она еще имела фонарь пилота, но вариант FDL-7 C/D формировался уже из плоских поверхностей, и выступающий фонарь кабины был удален. (Все основные характеристики FDL-7 при этом сохранялись.) «Модель ▲ Превосходная модель аппарата Lockheed X-24C-L301 в масштабе 1/48, изготовленная Филом Брандтом, на Национальной конференции по стендовому моделизму (Анахейм, Калифорния, 23-25 августа 2007 г что с момента разработки прошло поч- ти 40 лет, информация по проекту до сих пор засекречена. Известно лишь, что в период с 1969 по 1973 гг. 176» имела параболическую в плане носовую часть. Гйперзвуковой планер «Model 176» предполагалось использо- вать для снабжения пилотируе- мой орбитальной лаборатории MOL: один аппарат должен был посто- янно находиться в состыкованном со станцией состоянии и служить спаса- тельной шлюпкой. Он мог вмещать до 13 человек. В этом проекте АНК был Lockheed построила полнома- сштабный макет аппарата. Не- которые эксперты полагают, что «макет» был фактически реаль- ным аппаратом, и что он почти наверняка испытывался в поле- те, либо, по крайней мере, остал- ся «в железе», подобно своему предшественнику Х-20 Dyna- Soar. Известно также, что для полетов на FDL-5 МА были наз- начены экипажи астронавтов. FDL-5 можно отнести к транс- формируемым конструкциям: он входил в атмосферу как АНК, а садился - как крылатый аппарат, используя выдвижное крыло, поскольку форма изделия была неустойчивой при числах М < 1.5. Помимо прочего, выдвижное крыло снижало посадочную ско- рость и позволял заходить на ВПП с небольшими углами ата- ки, что улучшало обзор из каби- ны пилота. Корпус аппарата был спрофилирован таким образом, что сжатие потока обеспечивало его дополнительную стабилиза- цию по рысканью. Это позволяло обойтись одним сравнительно небольшим вертикальным ки- лем вместо обычных двойных килей на концах крыла, исполь- зуемых другими гиперзвуковы- ми аппаратами. .) На FDL-5 МА предполагалось установить ЖРД многократного использования XLR-129-P-1. Что осо- бенно любопытно - этот двигатель дол- жен был работать на фтороводородном топливе! Считалось, что сочетание вы- многоразовым компонентом полуто- раступенчатой ракетно-космической системы. Навесные баки, смонтиро- ванные вокруг передней части ЛА, снабжали его топливом до скорости, соответствующей числу М = 6-7. После их сброса аппарат летел дальше, рас- ходуя топливо из внутрифюзеляжных баков. Лаборатория динамики полета изготовила масштабный (1:2) макет «Модели 176». Продувки этой конфигу- рации в АДТ показали необходимую ус- тойчивость и управляемость в диапа- зоне скоростей от М=22 до посадоч- ной. Проект был готов к 1964 г. Кроме снабжения орбитальной стан- ции, «Модель 176» была способна вы- полнять гиперзвуковые полеты мис- сии по требованию и достигать любой части земного шара менее чем через полчаса после запуска, возвращаясь на базу вылета или на любую другую авиабазу на территории США. Однако «Модель 176» была лишь «конфигурацией № 4», одной из почти полутора десятков исследовавшихся в FDL. Не менее интересен проект космичес- кого корабля многократного использо- вания FDL-5 МА. Этот пилотируемый АНК был разработан фирмой Lockheed для ВВС США путем модификации конфигурации FDL-5. Несмотря на то, ▲ Основной вклад в концепцию АНК для спуска с орбиты внесли (слева направо) Джордж Кеньон (George Kenyon, проводил испытания ЛА на дозвуковой скорости для определения управляемости при посадке), Джордж Эдвардс (George Edwards, руководил всей программой тестов на малых скоростях), Альфред Эггерс (Alfred J. Eggers, Jr., высказал идею использования подъемной силы, возникающей на бескрылых ЛА особой формы) и Кларенс Сайвертсон (Clarence Syvertson, координировал испытания на сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях). Фото NASA 179
Космические крылья сокого удельного импульса и боль- шой плотности топлива позволяло -g FDL-5 МА легко достигнуть орбиты о при запуске с В-52 и с использова- нием подвесных топливных баков. § Некоторые эксперты не исключали применения и шугообразных ки- £ слорода и водорода. В двигателях в ориентации и орбитального манев- рирования использовался мономе- тилгидразин в качестве горючего. В рамках концепции постоянно гототового к пуску КА прорабаты- вались и варианты FDL-5 МА на долгохранимых ракетных топли- вах. Вероятно, этого требовала концепция «запуска по вызову» для разведки или нанесения ударов. Подробностей этого проекта из- вестно немного. ЖРД был утоплен в корпус, так что его сопло прак- £ тически не выходило за задний < торец. Прорабатывался (и, веро- ° ятно, строился) непилотируемый вариант аппарата FDL-5A (обоз- начение в компании Lockheed - CL 639-1 -167). Он имел массу при посадке не менее 3080 кг, тогда как стартовая масса достигала 3477 кг. Беспилотный ЛА мог за- пускаться с помощью ракетного ускорителя (тип не известен до сих пор; как вариант рассматри- валась модифицированная МБР) или путем воздушного старта из-под крыла самолета-носителя В-52. FDL- 5А мог применяться для инспекции и уничтожения спутников, оптической и радиоэлектронной разведки, испыта- ний конструкции и ДУ и ударных опе- раций в глобальном масштабе. По имеющимся данным аппарат имел несущую «горячую конструкцию», гофрированные панели из сплавов Haynes 25 и Inconel 625, модульный тепловой экран, внутреннюю теплои- золяцию из Dyna-Quartz и, возможно, активное охлаждение. Силовая часть «горячей конструкции» состояла из сотовых многослойных панелей из Haynes 25, крепежа из Inconel 625 с покрытием из карбида кремния и внутренней изоляции из Dyna-Quartz. Из других материалов можно отметить титан (лонжероны) и тантал (носовой отсек). «Горя- чая конструкция» вертикаль- ных стабилизаторов изготавли- валась из материала Haynes 25. Не исключалось и использова- ние для теплозащиты диборид- ных керамик. В частности, про- водились испытания этих мате- риалов в плазменной дуге для определения тепловой устойчи- вости и характеристик теплопе- редачи. Интересно, что полно- размерная носовая часть аппа- рата, юбка и передние кромки ▲ Аппарат McDonnell Douglas «Модель 176», предназначенная для снабжения станции MOL, выросла из конфигураций FDL-7MC и FDL-7C/D, являвшихся плодом сотрудничества Роберта Масека (MDC) и Альфреда Дрэйпера (AFFDL) ▼ Многие специалисты полагают, что «макет» FDL-5 был реальным аппаратом и почти наверняка испытывался в полете из диборида были предназначены для того, чтобы заменить существующие охлаждаемые водой блоки на стендовой «Гйперзвуковой аэрокосмической испы- тательной конструкции» HATS (Hyper- sonics Aerospace Test Structure). Эти факты косвенно подтверждают созда- ние «железа» по проекту FDL-5 МА. Весь передний объем корпуса ис- пользовался для одного большого бака жидкого водорода, меньших баллонов для газа наддува в носовой части, и «черных ящиков». Сразу позади стенки кабины экипажа объем был занят дву- мя баками жидкого кислорода - по од- ному на каждой стороне двигателя. FDL-5 МА, насколько известно, не имел никакого механизма стыковки, что ограничивало его космические мис- ▲ Конфигурации гиперзвуковых аппаратов, исследованных лабораторией FDL ВВС США сии автономными полетами. В разных случаях аппарат мог нес- ти различные ПГ (блок фотокаме- ры, ракеты или некий внешний обтекатель); оборудование также можно было монтировать на внешних сбрасываемых баках, но это вызывало проблемы, посколь- ку баки необходимо было отде- лить при скорости не более М=3. Лаборатория динамики поле- та исследовала и ряд других кон- фигураций гиперзвуковых АНК. Конфигурация 2 была похожа на орбитальный самолет советс- кой системы «Спираль», но име- ла относительно высокую наг- рузку на площадь. Корпус с ло- патообразной нестреловидной носовой законцовкой давал аэ- родинамическое качество 2,7 на гиперзвуке. Конфигурацию 6 исследовал Ричард Нойманн (Richard D. Neumann) с целью уменьшения лобового сопротивления гиперз- вуковых планеров. Она отлича- лась от FDL-5 плоским (двумер- ным) клином в носовой части, наподобие одного из вариантов аппарата Х-33. Конфигурация 9 была вариан- том «полуконической» модели M2-F2 Центра Эймса. Конфигурация 10 - также вариант советской концепции орбитального са- молета «Спирали», адаптированный к применению дельтавидного крыла. Наконец, конфигурация FDL-8 ис- пользовалась для Х-24В. Отметим, что все конфигурации это- го типа имеют серьезные проблемы с продольной устойчивостью на низких скоростях и обладали тенденцией пе- реворачиваться вокруг горизонталь- ной оси. Как отмечали западные экс- перты, «единственным проектантом, который решил проблему путем пере- мены угла установки вертикальных стабилизаторов (от +60 до -10°), был Птеб Л озино-Лозинский»! Таким образом, к моменту начала работ над экспериментальным пило- тируемым гиперзвуковым ЛА в США был накоплен значитель- ный теоретический и практи- ческий задел1. Предлагались два варианта Х-24С; с комбинированной ДУ (разгонный ЖРД и маршевый СПВРД) и с единственным ра- кетным двигателем. Затем бы- ло определено, что гиперзвуко- вой исследовательский аппа- рат в конфигурации с тепло- поглощающей конструкцией, имеющий предельную массу при запуске 31.75 т и оснащен- ный основным ракетным дви- 1 Хотя, вообще говоря, очень странно, что в качестве демонстратора гиперзвукового ЛА было выбрано нечто среднее между ракетопланом Х-15 и АНК: последние не были рассчитаны на маршевый полет с гиперзвуковой скоростью, поскольку имели слишком малое аэродинамичес- кое качество на гиперзвуке. Об этом не раз предупреждали авторы концепции несущего корпуса. Гиперзвуковые аппараты «трансформируе- мой конструкции» с раздвижным крылом были испытаны на дозвуковых скоростях еще во второй половине 1960-х и не показали каких-либо преимуществ в маршевом полете по сравнению с крылатыми ЛА. 180
Американские аппараты с несущим корпусом ▲ Один из вариантов запуска FDL-5A с использованием сброса с самолета-носителя С-5А ▼ Одна из немногих фотографий, демонстрирующая натурный макет FDL-5 Г рафика Джузеппе де Чиара Фото AFFDL Фото McDonnell Douglas В стартовой конфигурации гателем LR-105 и 12 малыми маршевы- ми двигателями LR-101, обладает мак- симальной экономической эффектив- ностью из всех предлагаемых вариан- тов. Однако желания поскорее постро- ить реальный ЛА не наблюдалось... Летом 1976 г. ВВС и NASA объявили о намерении начать в ближайшее вре- мя новую программу эксперименталь- ного гиперзвукового ЛА (затраты оце- нивались в 205,6 млн $). По сравне- нию с Х-24С он стал больше и слож- нее, и первоначальный проект усту- пил место программе «Национальная гиперзвуковая летающая лаборатория» NHFRF (National Hypersonic Flight Research Facility). В конкурсе на новый проект долж- ны были участвовать фирмы Martin Marietta, Lockheed, Grumman, McDonnell Douglas, Rockwell, General Dynamics и Boeing. Запросы на предложения пред- полагалось выпустить в октябре 1976 г. Планировалось выделить 2 млн $ для оп- латы трех контрактов на проведение девятимесячных проектных исследо- В полетной конфигурации (внешние топливные баки сброшены) В посадочой конфигурации (выпущены крыло и шасси) ▲ Система FDL-5 МА 181
Космические крылья Фото NASA фото NASA ▲ Управляемость различных вариантов гиперзвуковых ЛА, разработанных лабораторией FDL, оценивалась при летных испытаниях маломасштабных моделей, проводимых совместно со сбросами беспилотных аналогов АНК типа Н1_-10и M2-F2 ▼ Практически натурный аналог гиперзвукового ЛА конфигурации FDL-7 МС сбрасывался с вертолета и испытывался в телеуправляемом полете ваний. В случае решения о начале полномасштабных работ с октября 1977 г. можно было завершить проек- тирование и начать постройку первого аппарата в июне 1978 г. и выйти на летные испытания к 1981 г. Планиро- валось построить два АНК, которые в течение десятилетнего периода совер- шат примерно 200 полетов продолжи- тельностью по 5-8 мин каждый. К сентябрю 1977 г., по официальным данным, стоимость программы оцени- валась уже в 500-600 млн $, и NASA ре- шило выйти из нее, сославшись на не- обходимости сосредоточить усилия на реализации программы Space Shuttle. Но, учитывая историю испытаний по- добных самолетов ВВС в 1980-е годы, можно предположить, что и этот про- ект мог перейти в категорию «черных» - суперсекретных. Многие детали этой работы не извест- ны до сих пор. Совсем недавно фирма Lockheed сообщила некоторые данные по своему варианту Х-24С, получивше- му обозначение L-301. Аппарат был рас- считан на число М=8, и его обшивку предполагалось изготовить из сплава локаллой, работоспособного при темпе- ратурах до 815 °C. Он должен был ис- пользовать ракетный двигатель LR-105 для первоначального разгона, после че- го на расчетной высоте и скорости аппа- рат переключался на водородный ПВРДсг. Запасы топлива - жидкого кис- лорода и керосина для ракетного двига- теля и жидкого водорода для прямоточ- ного - хранились в бортовых баках внут- ри фюзеляжа. Аппарат имел предель- ные размеры, которые с трудом позво- ляли запускать его из-под крыла самоле- та-носителя B-52G. При длине 22,82 м, ширине 7,37 м и высоте 6,28 м он дол- жен был иметь взлетную массу 31.75 м. Интересно, что некий ЛА, напомина- ющий L-301, был упомянут в предисло- вии первого издания книги «Самолеты фирмы Lockheed» (Lockheed Aircraft Since 1913), но это упоминание было полностью изъято из второго издания. Автор книги, историк авиации Рене Франсильон (Rene J. Francillon), обыч- но очень дружелюбный и контактный, отказался комментировать факт изъя- тия, когда его несколько раз спрашива- ли об этом в середине 1990-х годов. Доныне неизвестно, закончилась ли эта «черная программа» летными ис- пытаниями, однако продувки моделей в АДТ были задокументированы как фирмой Lockheed, так и самими ВВС США. Франсильон полагает, что Lockheed испытал в полете летающую лабораторию в 1982 г. Аппарат явно не был предназначен для достижения орбиты, но, возможно, послужил в качестве летающей лабора- тории для отработки технологий, кото- рые использовались позже в «черных программах» орбитальных аппаратов COPPER CANYON, HAVE SPACE, HAVE REGION и другие, которые впоследствии вполне могли перерасти в проект Blackstar. Возможно также, что он мог иметь небольшую одноразовую верхнюю ступень для запуска малых ПГ на орбиту. Не стала ли «сверхсекретная» гипер- звуковая «Аврора», которая была в се- редине 1990-х годах на устах у всех аналитиков, развитием Х-24С? Отголоском (или, точнее, боковым ответвлением) программы АНК можно считать исследования эксперимен- тального маневрирующего аппарата для входа в атмосферу MRRV (Maneu- vering Reentry Research Vehicle), прово- дившиеся с 1971 г. Лабораторией дина- мики полета ВВС США. Первые конт- ракты на такой аппарат в 1972-1973 гг. получили фирмы Lockheed и McDonnell Douglas. Значительно позже, в 1979- 1980 гг., два контракта получили Rockwell и North American. В 1984 г. специалисты Центра Лэнгли проводи- ли испытания модели аппарата MRRV в аэродинамической трубе. Предполагалось, что аппарат длиной 25 футов (7,6 м) должен, в зависимости от программы испытаний, выводиться на околоземную орбиту в грузовом от- секе орбитальной ступени системы Space Shuttle или самостоятельно за- пускаться с подкрыльного пилона са- молета В-52. Беспилотный MRRV, ис- пользовавшийся в первых испытани- 182
Американские аппараты с несущим корпусом ях, можно было доработать в пилоти- руемый вариант. Назначение системы состояло в ис- следованиях аэродинамики маневри- рующих объектов, входящих в атмос- феру, которая может обеспечить перспективному аппарату возмож- ность достижения посадки в любой точке зоны площадью примерно 62 000 км2 при фиксированной точке схода с орбиты. Это позволяло в буду- щем осуществлять вход в атмосферу по команде, иметь больший выбор мест посадки, чем у системы Space Shuttle, и для обеспечения быстрой подготовки к очередному запуску за- вершать свой полет недалеко от стар- тового комплекса. По мнению американских специалис- тов, программа MRRV являлась проме- жуточной между системой Space Shuttle и аппаратами следующего поколения (например, NASP). При входе в атмосфе- ру АНК имеет сравнительно большой угол атаки (> 30°) и сохраняет это значе- ние до скорости, соответствующей чис- лу М= 8. Исследуемый по программе NASP аппарат должен осуществлять по- леты с относительно небольшим углом атаки (с >5°) для обеспечения эффек- тивной работы ВРД при скорости, соот- ветствующей числу М> 18,0. Расчеты показывали, что потенци- альный коридор траектории полета ис- следовательского аппарата MRRV пос- ле запуска с борта «шаттла» имел бы уникальные параметры. Один из ре- жимов (штатный) соответствовал ор- бите аппарата. Второй предусматри- вал выполнение полета по различным траекториям, например, спуска в ат- мосфере по траектории равновесного планирования с возвращением на штатную или на более низкую орбиты. В третьем режиме АНК летел с работа- ющей ДУ и входил в атмосферу, в чет- вертом имелись два варианта штатно- го входа в атмосферу по планирующей и баллистической траекториям. Пя- тый режим включал выход на более высокую орбиту в зависимости от за- паса топлива на борту. Для определения возможностей раз- личных концепций аппарата MRRV и уточнения его летно-технических ха- рактеристик, проводились параметри- ческие исследования. При анализе учитывались: вариан- ты аппарата (пилотируемый или бес- пилотный), габариты, конечная мас- са (на орбите), место старта, наклоне- ние орбиты, аэродинамическое каче- ство, типы аэродинамических манев- ров по изменению плоскости орбиты и величина ее изменения, прираще- ние характеристической скорости и связанное с ней увеличение массы аппарата, диапазон высот орбиты, относительная масса топлива, время нахождения на орбите, последова- тельность отделения от носителя, ти- пы орбит, возможность прямого выве- дения на орбиту и его альтернатив- ные варианты, достижимая зона по- садки, динамика входа в атмосферу, трасса спуска в атмосфере, измене- ние курса, дальность спуска, заход на посадку и приземление. Габариты АНК зависели от выбора пилотируемого или беспилотного ва- риантов, аэродинамики и требуемых характеристик. Малые габариты бес- пилотного варианта (длина 1,8 м, ги- перзвуковое аэродинамическое каче- ство К =1,4) позволяли разместить в грузовом отсеке корабля системы Space Shuttle несколько аппаратов и уменьшить стоимость запуска. Для достижения более высоких характе- ристик планировалось использовать беспилотные АНК длиной 6,5-8,5 м, ги- перзвуковое аэродинамическое каче- ство которых достигало 2,5. В зависи- мости от компоновки гиперзвуковое аэродинамическое качество пилотиру- емого варианта составляло К=2,7-3,0 Схема Lockheed Сравнительная схема конфигураций -121 (BASELINE) и -L301 (PHASE III). Все изменения в расчетных характеристиках Х-24С влияли, прежде всего, на размеры аппарата 183
Космические крылья Рисунок Rockwell International Кадр из фильма канала Discovery ▲ Ведущий научный специалист в области гиперзвуковой аэродинамики Университета Сент-Луиса Пол Чиш (Paul Czysz), бывший главный консультант проекта NASP, комментирует американские разработки в области гиперзвука. На столе рядом с ним - макет одного из вариантов аппарата FDL-7 ▼ Аппарат MRRV мог возвращаться на шаттл для дозаправки и обслуживания после выполнения синергических маневров или гиперзвукового крейсерского полета в атмосфере при длине аппарата 11,5-12,0 м. При- менение складывающихся гребней обеспечивало увеличение габаритов перевозимого на шаттле аппарата на 35% и переход на пилотируемый вари- ант. Для выполнения широких манев- ров в космосе MRRV мог оснащаться сбрасываемыми внешними топливны- ми баками (ВТБ). Важным достоинством MRRV счита- лась возможность изменение плоскос- ти орбиты с минимальными энергозат- ратами (синергическое маневрирова- ние) за счет использования аэродина- мического качества. Кстати, не исклю- чено, что именно эти исследования, результаты которых публиковались на страницах научных сборников, послу- жили основой известных опасений со- ветского руководства относительно возможности нанесения ядерного уда- ра по Москве с использованием манев- рирующей в верхних слоях атмосферы орбитальной ступени шаттла. При оценке целесообразности прове- дения программы MRRV американские специалисты проводили ее сравнение с проектами Space Shuttle и NHFRF. В предыдущие годы NASA и ВВС изучали широкий круг проблем, связанных со входом в атмосферу и выполнением в ней крейсерского гиперзвукового поле- та. В результате этих исследований было решено большинство проблем для аппаратов с умеренным аэродина- мическим качеством. Считалось целе- сообразным расширить исследования нестандартных компоновок ЛА, пред- назначенных для продолжительного гиперзвукового полета при небольших углах атаки на больших высотах. Они имели бы корпус с большим удлинени- ем, несущие поверхности высокой стреловидности и малого удлинения. Поскольку при таком режиме полета повышается сопротивление, создавае- мое верхней поверхностью аппарата, требовалась проверка различных кон- цепций теплозащиты и конструкции. Одним из наиболее перспективных направлений дополнительных исследо- ваний считалось изучение комбиниро- ванного ракето-аэродинамического ма- неврирования. Оптимальное соотноше- ние аэродинамических и ракетодинами- ческих сил могло существенно повысить эффективность аппарата MRRV. Работа ДУ в импульсном режиме или с дроссе- лированием тяги на достаточно большой высоте, где еще действуют аэродинами- ческие силы, позволяло обеспечить наи- более эффективный режим полета. Были рассмотрены варианты аппа- рата MRRV с различным количеством топлива как во внутрифюзеляжных ба- ках, так и в ВТБ. Компоновка послед- них в грузовом отсеке корабля системы Space Shuttle могла быть различной, включая v-образные и тандемные ва- рианты размещения. Анализирова- лась возможность возвращения MRRV на шаттл для дозаправки и обслужива- ния после выполнения синергических маневров или гиперзвукового крейсе- рского полета в атмосфере. После десятилетий забвения вдруг всплыл и рикошетирующий вход в ат- мосферу, который стал еще одним перспективным направлением в ис- следованиях, к которым можно было подключить MRRV В связи с высоким циклическим нагревом исследования рикошетирующего спуска ЛА с класси- ческой теплозащитой были прекраще- ны, но с появлением новых улучшен- ных систем, включая активную тепло- защиту, выполнение таких маневров могло оказаться эффективным для из- менения высоты полета и оценки ее влияния на характеристики аппарата. Несмотря на очевидные достоинства АНК и определенные успехи в теорети- ческих и экспериментальных исследо- ваниях в этом направлении, ни один из проектов таких аппаратов в США так и не был реализован в полном объеме. Ос- новными причинами этого, видимо, яв- лялась концентрация основных усилий и ресурсов на создании системы Space Shuttle. Ее разработка потребовала де- вяти лет напряженной работы (от нача- ла полномасштабной разработки в 1972 г. до 12 апреля 1981 г., когда чел- нок «Колумбия» совершил первый испы- тательный полет) и значительных рас- ходов - примерно 10 млрд долларов. Однако идея АНК не умерла. Проек- ты таких аппаратов рассматривались и прорабатывались в США и Западной Европе практически непрерывно и в 1980-е и в 1990-е годы. Да и в начале XXI века эта идея все еще представля- ется привлекательной. 184
Глава 9 МНОГОРАЗОВЫЕ СИСТЕМЫ «ДОШАТТЛОВСКОЙ» ЭПОХИ Aerospaceplane Как мы убедились выше, такая сложная и многоплановая работа, как подготовка и проведение програм- мы Dyna-Soar, просто не могла не поро- дить целую лавину побочных прог- рамм. Одним из подобных проектов, также инициированных ВВС США в конце 1950-х - начале 1960-х гг., была программа создания воздушно-косми- ческого самолета (ВКС) Aerospaceplane (не следует путать с проектом Х-30 «На- циональный воздушно-космический са- молет» NASP (National Aero-Space Plane), разработанным в конце 1980-х гг.). Концепция ВКС предполагала созда- ние крылатого пилотируемого аппара- та, способного с помощью собственной ДУ взлетать с обычных аэродромов, разгоняться до орбитальной скорости, совершать маневренный полет в кос- мическом пространстве и возвращать- ся на Землю. Количество повторных миссий космического самолета пред- полагалось не менее 100. Американские военные рассматри- вали ВКС как перспективную многоце- левую космическую систему оружия для наступательных, оборонительных, разведывательных и транспортных операций. Большинство работ велось в обстановке строгой секретности, но вездесущей прессе удалось выяснить, что планы ВВС предполагают разработку аппарата старто- вой массой около 500 000 фун- тов (227 т) и длиной около 60 м, способного летать на высо- тах до 480 км. Таким образом, по габаритам Aerospaceplane должен был превзойти самый крупный из самолетов, закла- дывавшихся в то время, - сверхзвуковой бомбардиров- щик ХВ-70 «Валькирия». Основными аргументами Министерства обороны в за- щиту данной концепции были потенциальная маневрен- ность и экономичность дан- ной системы в сравнении с другими разрабатываемыми КА. Так, например, для изменения нак- лонения орбиты на 30° орбитальный аппарат в виде капсулы с близким к ну- лю аэродинамическим качеством на гиперзвуке должен затратить топливо, равное массе КА, в то время как ВКС, тратя гораздо меньше топлива, мог снизиться в верхние слои атмосферы и, совершив маневр1 с использованием аэродинамической силы, вновь выйти на орбиту, но уже с другим - нужным - наклонением. Согласно исследованиям, Aerospace- plane мог быть значительно эффектив- нее (более высокая относительная мас- са ПГ) и экономичнее, чем PH, разраба- тываемые в то время. На основании это- го предположения делался вывод, что ВКС найдет применение в космических исследованиях как система запуска многократного применения вместо од- норазовых PH, а также для перевозок «Земля - орбитальные станции». Теоретически аппарат рассматри- вался как некий идеальный самолет, а принципы осуществления орбиталь- ного полета, предполагающего исполь- зование ракет или самолетов-носите- лей, считались промежуточными эта- пами в его разработке. Исследования вариантов ВКС как с горизонтальным, так и с вертикальным взлетом прово- ▲ Aerospaceplane мог снизиться в верхние слои атмосферы и, используя аэродинамическую силу, вновь выйти на другую орбиту дились Дивизией космических систем Командования систем ВВС США. Проект был начат Уэлдоном Уортом (Weldon Worth), директором Лаборато- рии авиационных ДУ (Aero Propulsion Laboratory) на авиабазе ВВС Райт-Па- терсом. Вопреки широко распростра- ненному убеждению, не Dyna-Soar, а именно Aerospaceplane был первой серьезной попыткой реально разрабо- тать крупномасштабный транспорт- ный аппарат, способный летать в кос- мос и возвращаться оттуда с использо- ванием подъемной силы при спуске в атмосфере. Требования к ВКС были сформиро- ваны в документе SR-89774 Министер- ства обороны США от 1957 г., в кото- ром исследовалась концепция косми- ческих носителей многократного ис- пользования. К 1959 г. расширенная программа, получившая название «Возвращаемая орбитальная система запуска» ROLS (Recoverable Orbital Launch System), предусматривала раз- работку одноступенчатого орбиталь- ного аппарата с горизонтальным взле- том и комбинированной ДУ, состоящей из ВРД и ЖРД, работающих на жидком водороде и жидком или газообразном кислороде (или жидком или обычном воздухе). Полет в атмосфере должен был осуществляться с ВРД, а за пределами атмосферы - с ЖРД. На аппарате предус- матривалась система для по- лучения жидкого кислорода из атмосферного воздуха в процессе полета на околоор- битальной скорости на вы- соте 100-110 км. Поскольку для сжигания 1 кг жидкого водорода требуется 5-8 кг жидкого кислорода, привле- кала внимание идея созда- ния такого ЛА с минималь- ным запасом жидкого кисло- рода при взлете, достаточ- ным для набора высоты. Проектанты надеялись, приняв данный подход, 1 Снова пресловутый «нырок»... 185
Космические крылья ▲ Ранняя концепция одноступенчатого аппарата Aerospaceplane, предложенная группой разработчиков фирмы Republic во главе с А. Картвели уменьшить стартовую массу и разме- ры ВКС, который имел бы на борту лишь часть окислителя, необходимого для взлета и набора высоты. ДУ с акку- мулированием жидкого воздуха LACES1 (Liquid Air Collection Engine System) разрабатывали фирмы Marquardt и General Dynamics. Предполагалось, что LACES закроет промежуток между ТРД, которые функ- ционируют при низких давлениях в ка- мере сгорания и имеют сравнительно небольшое отношение тяги к массе, и «обычными» ЖРД, имеющими намного более высокое давление и, следова- тельно намного лучшее отношение тя- ги к массе. По проекту, в большом воздухозабор- нике ДУ располагался ряд радиаторов- теплообменников (ответственный ис- полнитель - фирма Garrett AiResearch), в которых жидкий водород шел в тон- ких трубках противотоком через входя- щий воздух. Низкая температура жид- кого водорода заставляла воздух прев- ращаться в жидкость, которая стекала в баки низкого давления. Этот «жидкий Предложение компании Republic по теме Aerospaceplane (1962 г.) воздух» затем закачивался насосом в камеры сгорания ЖРД подобно любому другому окислителю. В конце 1960 - начале 1961 г. инже- неры Marquardt успешно продемон- стрировали базовую концепцию ДУ с использованием прототипа фирмен- ных радиаторов-теплообменников Garrett на стенде в г. Coiyc (Saugus), Калифорния. Во время серии испыта- ний ЖРД тягой до 275 фунтов (125 кгс) успешно работали по пять минут и более, используя окислитель, превра- щенный в жидкость из воздуха. Предполагалось, что ДУ аппарата будет скомбинирована из трех типов двигателей: ТВРД и ПВРД, работаю- щих на жидком водороде, и ЖРД, рабо- тающего на жидком водороде и жид- ком кислороде, полученном из атмос- ферного воздуха с помощью бортовой системы путем накопления, сжижения и разделения воздуха на кислород и азот. Двигатели должны были вступать в работу последовательно по мере уве- личения скорости и высоты полета. Приводилась следующая типичная схема полета ВКС с установкой LACE: 1. Взлет и разгон на ТВРД до скорос- ти, соответствующей числу М = 3. 2. Переход на ПВРД и разгон до ско- рости, соответствующей числу М = 8- 10 с набором предельной высоты в от- ношении аэродинамической подъем- ной силы. В процессе разгона на вы- соте 100-110 км осуществляется на- копление жидкого кислорода из ат- мосферы. 3. Включение ЖРД и разгон до орби- тальной скорости. 4. Маневренный полет в космичес- ком пространстве. 5. Возвращение на Землю. Для пополнения запаса кислорода ВКС мог бы снижаться в атмосферу до высоты, на которой возможно ак- кумулирование воздуха, и затем про- должать полет в космическом прост- ранстве. Согласно расчетам, масса системы Aerospaceplane в конце цикла накопле- ния и заполнения баков жидким кис- лородом перед выходом на орбиту поч- ти вдвое превышала бы взлетную. Однако исследованиями, проведен- ными в 1960-1961 гг. по программе SR.651 (общее изучение конфигура- ции, аэродинамики и ДУ), было уста- новлено, что относительная масса конструкции одноступенчатого ВКС будет очень большой, а уменьшить ее до требуемой величины, вероятно, ста- нет возможно только в 1970-е годы. В ответ на это были предложены атомные ДУ с магнитогидродинами- ческим (МГД) ускорителем, использую- щим в качестве рабочего тела жидкий азот, полученный из атмосферы. В частности, подобную установку имел ВКС, предложенный фирмой Martin в 1961 г. По размерам он приблизитель- но соответствовал бомбардировщику ХВ-70А и мог бы взлетать с существую- щих военных аэродромов. Из его осо- бенностей можно назвать выдвижные «гибкие» крылья, помещенные вдоль фюзеляжа, МГД-ускоритель на азоте, сжиженном из атмосферного воздуха, и радиатор в обшивке крыла и фюзеля- жа, излучающий тепло, выделяемое атомным реактором. Для системы Aerospaceplane предла- галась и другая концепция, возрожден- ная через 30 лет в программе NASP, - прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением (СПВРД). Впервые применительно к ВКС он обсуждался в 1958 г. в техни- ческом отчете Исследовательской ла- боратории имени Льюиса NACA. Другие фирмы продолжили иссле- дования ДУ, конструкции и систем по отдельным программам, входящим в общий проект Aerospaceplane. В об- ласти усовершенствованной конст- рукции и материалов работы вели фирмы Lockheed, North American, Solar, General Dynamics и ряд исследо- вательских лабораторий США. Корпо- рация Marquardt исследовала систему ожижения воздуха, состоящую из компрессора, теплообменников, сепа- раторов жидкого воздуха и топливных баков. Продолжалось изучение СПВРД, рассчитанного на скорость, соответ- ствующую числу М = 8, а также двига- теля с циклом жидкого воздуха (прог- раммы SR. 651С и SR. 651D). Необходимость создания СПВРД проистекала из того факта, что станда- ртный ПВРД с дозвуковым горением не мог эффективно работать на скорости выше числа М = 4,0 из-за проблем с давлением и температурой в процессе сгорания. Основной объем работ по СПВРД на ранней стадии был выполнен Антонио 1 Использовался также акроним LACE (Liquid Air Cycle Engine, «двигатель с циклом жидкого воздуха»). Позднее им на смену пришла концеп- ция системы аккумулирования и обогащения воздуха ACES (Air Collection and Enrichment System). 186
Многоразовые системы «дошаттловской» эпохи Ферри (Antonio Ferri), первоначально в Лаборатории Лэнгли NACA, а затем в компании General Applied Science Laboratories Inc. Исследователи Фред Биллинг (Fred Billing) и Гордон Даггер (Gordon Dugger) из Лаборатории прик- ладной физики Университета Джонса Хопкинса продолжили совершенство- вать и расширять концепцию СПВРД. Им помогали авиастроительные и дви- гателестроительные фирмы, особенно Marquardt. Считалось, что такой дви- гатель, имеющий на «гиперзвуке» удельный импульс порядка 4000 сек, может быть применен на одноступен- чатом ВЕС. Во время этой работы Ферри устано- вил близкие рабочие отношения с од- ним из наиболее плодовитых америка- нских авиаконструкторов Александром Картвели (Alexander Kartveli)1, главным инженером Republic Aviation Corp. Кол- леги предложили истребитель-перех- ватчик с ПВРД XF-103, который, как ожидалось, будет летать со скоростью более 4000 км/ч (и это в то время, когда истребитель F-100 Super Sabre фирмы North American только-только смог пре- одолеть звуковой барьер). СПВРД и Aerospaceplane казались специально созданными друг для дру- га, и Republic быстро выпустил эскиз- ный проект большого пулеобразного самолета с дельтавидным крылом тон- кого профиля. Отличительными черта- ми аппарата должен был стать ряд воз- духозаборников и выхлопных отверс- тий вокруг фюзеляжа для комбиниро- ванной ДУ на базе СПВРД и ЖРД, кото- рый монтировался в отстоящем хвос- те. Несколько позже картина измени- лась на ставшую теперь классической форму СПВРД внешнего сгорания в нижней части фюзеляжа непосред- ственно под стреловидным крылом. Тактико-технические требования по полезному грузу включали экипаж из трех человек и грузовой отсек разме- ром 40x25x10 футов (12,2x7,6x3,1 м). В какой-то момент проектанты из North American и Douglas по собствен- ной инициативе рассматривали идею дозаправки ВЕС при полете со ско- ростью, соответствующей числу М = 6,0, с использованием специальной системы под названием HIRES (Hypersonic In-flight Refueling System). Эта концепция продвинулась так дале- ко. что идею планировалось проверить с помощью двух специально переобору- дованных самолетов Х-15. По счастью для программы экспериментального ракетоплана, демонстрация дозаправ- ки так и не была предпринята. ВВС США испытывали по поводу концепции Aerospaceplane значитель- ный энтузиазм, поскольку система предполагала большую гибкость для ряда военных миссий, включая снаб- жение орбитальных станций, спаса- тельные операции и обслуживание спутников. ВЕС потенциально предпо- лагал быстрый метод доставки крити- чески важных военных грузов из одной точки Земли до другой. Министерство обороны ожидало получить работоспо- собную систему к 1970 г., потратив при этом в общей сложности 5 млрд $. Однако в реальности работы столк- нулись с огромными трудностями, и в конце 1962 г. базовый проект был из- менен с одноступенчатой концепции на менее рискованную двухступенча- тую. По результатам исследований, от- носительная масса конструкции двух- ступенчатого аппарата была приемле- мой. Учитывая эти возможности, а также необходимость иметь на более раннем этапе транспортный аппарат для пере- возок с Земли на орбитальные стан- ции, стало целесообразным вести раз- работку системы в два этапа: вначале двухступенчатой, и затем одноступен- чатой (первое и второе поколения ВЕС). Обширные исследования пересмот- ренной системы предприняли семь компаний - Boeing, Douglas, General Dynamics, Goodyear, Lockheed, North American и Republic. 21 июня 1963 г. три подрядчика - Douglas, General Dynamics и North American - получили контракты на 500 тыс $ от Дивизии авиационных систем ВВС США на де- тальное планирование разработки. Ероме того, фирма Martin Marietta получила от Отделения конструкций Лаборатории динамики полета конт- ракт и построила полноразмерную конструкцию, представляющую собой фрагмент фюзеляжа с крылом одного из возможных ВЕС. ▲ Три варианта ВКС, предложенные фирмой Boeing на конкурс по теме Aerospaceplane Фото Boeing из коллекции Скотта Лоузера Рисунок Republic Aviation Corporation Демонстратор, предложенный фирмой Republic для отработки решений, требуемых для создания одноступенчатого В КС Проект как первой, так и второй сту- пеней системы требовал резкого скачка в технологиях. В конструкции предпо- лагалось применить нержавеющую сталь, титан, сплав инконель или дру- гие, а передние части крыла и фюзеля- жа изготавливать из жаростойких ма- териалов, таких как молибден и нио- бий. Сообщалось, что «требуется прове- дение больших исследований для реше- ния проблем, связанных с сочетанием этих материалов с основной конструк- цией, работающей в условиях нагрева в диапазоне температур 820-1100 °C, с обеспечением передачи тепла к тепло- поглотителям или изысканием другой системы охлаждения для отвода тепла в течение нескольких минут». Основные проблемы конструкции были связаны с необходимостью со- 1 Александр Картвелишвили (1896-1974) родился в Тбилиси. В 1922 г. он окончил Высшую школу авиации в Париже, до 1927 г. работал у Луи Блерио, а с 1927 г. - в США. В 1931 г. он стал главным инженером компании Seversky Aircraft Corp., основанной другим российским эмигран- том и уроженцем Тбилиси, Александром Прокофьевым-Северским. При реорганизации в 1939 г. фирма получила название Republic Aviation. 187
Космические крылья Рисунок Convair МНОГОРАЗОВАЯ ВТОРАЯ СТУПЕНЬ МНОГОРАЗОВАЯ ПЕРВАЯ СТУПЕНЬ Предложение компании Convair (1960- 1965 гг.) - многоразовый носитель на базе технологий ракеты Atlas и аппарата М2: 1 - кабина с использованием подсистем пилотируемого корабля Gemini; 2 - криогенные баки окислителя (жидкого кислорода); 3 - система наведения ступени Centaur; 4 - топливные баки и арматура ступени Centaur; 5 - двигатели RL10-A-3; 6 - криогенные баки горючего (жидкого водорода); 7 - аблятивный теплозащитный экран; 8 - кресла корабля Gemini; 9 - ракета Atlas SLV-3; 10 - турбореактивные двигатели General Electric CJ-610; 11 - горячая конструкция ракетопланаХ-15; 12 - крыло размахом 15.6 м площадью 74.4 м? со стабилизаторами площадью 20 м2 пряжения с фюзеляжем крупногаба- ритных воздухозаборников для обеспе- чения работы ВРД на больших высотах и скоростях (М = 5-8) с учетом того, что самолет должен иметь минимальное сопротивление и большую подъемную силу. Кроме того, необходимо было спроектировать конструкцию с огром- ной разностью температур: внутрен- ние отсеки содержали криогенный жидкий водород, а внешние части наг- ревались докрасна. Учитывая, что жидкий водород кипит при -253 °C, разность температур между внутрен- ними и внешними частями ЛА могла достигать 1325 °C. Трудности были велики, и уже в декабре 1960 г. Науч- ный консультативный комитет ВВС (Science Advisory Board, SAB) предупре- дил, что по программе Aerospaceplane слишком много внимания уделяется аспектам эксплуатации ВКС и абсо- лютно недостаточно - опытно-конст- рукторским работам. В июне 1963 г. ВВС США выдали фирмам General Dynamics, North Ame- rican и Douglas заказы общей стои- мостью 1,5 млн $ на проведение иссле- дований двухступенчатого ВКС с ДУ с циклом жидкого воздуха. Резюме: по- лет в атмосфере будет осуществляться с ПВРД, воздухозаборник которого со- ▲ «Побочный продукт» темы Aerospaceplane - предложение фирмы Bell по межконтинентальной перевозке пассажиров с околоорбитальной скоростью жит одновременно для аккумулирова- ния атмосферного воздуха и по окон- чании цикла накопления кислорода закрывается, а двигатель продолжает работать как ЖРД. Как и ранее, в программе предпола- галось использовать данные, получен- ные при разработке самолета RS.70, ракетопланов Х-20 Dyna-Soar и Х-15. Министр обороны заявил, что ВКС ос- нован на «совершенно новой концеп- ции, предусматривающей самолет, взлетающий с обычной ВПП, соверша- ющий полет по орбите и возвращаю- щийся на землю». По его мнению, Aerospaceplane «исключит необходи- мость применения одноразовых PH и будет применяться для снабжения ор- битальных станций или инспекции по- дозрительных объектов в космосе». Однако, по заявлению представите- лей ВВС США, выдача данных конт- рактов еще не означала постройки ре- ального ЛА; цель исследований - «раз- витие современной техники». В октябре 1963 г. помощник минист- ра ВВС по НИОКР подверг критике концепцию одноступенчатого ВКС. Он заявил, что «ставить задачу в таком плане - это значит откладывать успеш- ное выполнение ее на несколько лет». Вместе с тем он поддержал идею ис- пользования сверхзвукового или ги- перзвукового самолета в качестве первой ступени. Он охарактеризовал самолет для запуска ракет как один из нескольких ЛА, который может обес- печить мобильность пусковых уст- ройств для запуска снарядов. По его мнению, «полученная комбинация са- молета и КА могла бы иметь преиму- щества с точки зрения эксплуатации и экономики». Тогда же, в октябре 1963 г., комитет SAB заключил, что «современное сос- тояние техники и технологии недоста- точно для разработки многоразового КА, а ВВС не выставили никаких адек- ватных требований для чисто косми- ческой транспортной системы много- кратного использования». Более чем за четыре года, включая 1963 ф.г., ВВС США затратили на ис- следования ВКС 46 млн $. Для продол- жения исследований в 1964 ф.г. наме- чались ассигнования в сумме 19 млн $, и еще 4 млн намечалось выделить по программе исследований для NASA. Од- нако в силу отрицательного заключе- ния SAB средства на проект ВКС были исключены из бюджетного запроса на 1964 ф.г., и программа Aerospaceplane была закрыта. Исследования по спецификации SR- 651 разрешили продолжить, но пере- несли центр тяжести на разработку различных технологий, требуемых для активного гиперзвукового полета в пределах атмосферы Земли. ВВС пы- тались возражать, что исследование должно также включить изучение по- тенциала таких аппаратов как плат- форм для запуска пилотируемых и бес- пилотных ПГ. Результаты исследова- ний засекречены до сих пор... 188
Многоразовые системы «дошаттловской» эпохи Американские проекты Таким образом, иссле- дования концепции Aerospaceplane, какой ее видели военные, прекра- тились на четверть века, уступив место разработ- кам в области многоразо- вых транспортных косми- ческих систем (МТКС) «ра- кетно-самолетного» (или «самолетно-ракетного») типа, ставших особенно популярными на Западе, в первую очередь в США, в середине и второй поло- вине 1960-х годов. Если не получилось скрестись са- молет с ракетой, то само собой напрашивалось ре- шение просто приделать к ступеням многоступенча- той ракеты элементы для облегчения повторного ис- пользования ступеней. На первый взгляд, потеря в массе доставляемого на орбиту груза при этом получалась не слишком большой. Стремление создать МТКС было обусловлено по крайней мере тремя обстоятельствами. Во-первых, техно- логический уровень был еще недоста- точно высок для создания одноступен- чатой системы самолетного типа, спо- собной базироваться на обычном аэ- родроме. Во-вторых, первые успехи ис- следований в области многоразовых КА - эксперименты с аппаратами с не- сущим корпусом, глубокие проработки проектов типа Х-20 и Х-15 - подтвер- дили техническую возможность прео- доления проблем спуска в атмосфере со скоростями, близкими к первой кос- мической. И, в-третьих, самое главное: к середине 1960-х гг. темпы космичес- ких запусков резко возросли, и их счет пошел на десятки. Действительно, в 1957 г. было успешно запущено два КА (первый и второй советские спутники), в 1958 г. - восемь КА, а в 1965 уже 112 аппаратов отправились «бороздить просторы Вселенной», причем большая их часть в то время запускалась именно Соединенными Штатами. И прогнозы запусков просто завораживали своей грандиозностью. В 1963 г. NASA представило предва- рительный план запусков КА до 1978 г. Согласно этим предложениям, в 1966 г. было намечено осуществить 85 косми- ческих запусков; начиная с 1970 г. их ежегодное число должно было возрас- тать, превысив в 1976 г. две сотни, и сохраняться на этом уровне еще нес- колько лет. Также отмечалось, что если до 1972 г. количество запусков пилоти- руемых КА будет значительно меньше, чем беспилотных, то затем число тех и других сравняется! К 1965 г. NASA и Министерство обо- роны США разработали требования на ▲ Для достижения прогнозируемых в начале 1960-х грузопотоков было необходимо существенно расширить производство одноразовых ракет 400 различных космических миссий, которые предполагалось реализовать в течение ближайшего десятилетия. По заявлению Джорджа Миллера, тогдаш- него заместителя администратора NASA по пилотируемым полетам, США наме- чали с 1970 г. ежегодно выводить на орбиты полезные грузы общей массой более 900 тонн! Существующие одноразовые носи- тели с удельной стоимостью выведе- ния от 1750 до 17 500 $/кг (в ценах на- чала 1960-х!) просто не смогли бы справиться с поставленными задача- ми. Для достижения прогнозируемых показателей частоты пуска и грузопо- токов было необходимо существенно расширить производственные мощ- ности заводов-изготовителей однора- зовых ракет, что требовало колоссаль- ных капитальных вложений. Немудрено, что многоразовые систе- мы казались панацеей, поскольку при такой интенсивности пусков сулили значительные экономические выгоды. Предполагалось, что МТКС будут ре- шать следующие задачи: вывод КА на орбиту вокруг Земли; доставка людей и грузов на космические станции, спасе- ние космонавтов, ремонт аппаратов на орбите и т. п. В соответствии с этими соображени- ями в 1960-е годы появилось великое множество проектов МТКС. В частнос- ти, научно-исследовательские центры NASA и ВВС США, а также ряд ведущих промышленных фирм Америки и За- падной Европы изучали возможности спасения ступеней PH с помощью та- ких средств, как жесткие и гибкие крылья, несущий винт, парашюты, тормозные аэродинамические щитки, надувные баллоны. Рассматривались как горизонтальный взлет с аэродро- ма, в том числе с использованием раз- гонных тележек, и традиционный для ракет вертикальный старт. В качестве ДУ обычно предполагались 2 ЖРД, но изучались и ком- g бинации, включающие воз- ф- душно-реактивные и даже о. ядерные двигатели. Некоторые предложения £ «дошаттловской» эпохи представляют несомнен- х ный интерес, иллюстрируя s широту охвата проблем многоразового примене- ния ракетно-космической техники, а также харак- терные технические реше- ния тех лет. Еще до начала летных испытаний PH семейства Saturn фирма Boeing ак- тивно исследовала сред- ства спасения их первых ступеней. Еще бы - это бы- ли самые дорогостоящие и наукоемкие одноразовые объекты американской пусковой инф- раструктуры тех лет. Одновременно компания рассматривала новые схемы МТКС, в частности, аппаратов с кры- латыми ступенями. ▲ Двухступенчатая космическая система, предложенная компанией Boeing, в сравнении с самолетом В-52 Фото Boeing из коллекции Скота Лоузера 189
Космические крылья Один из проектов предус- матривал создание двух- ступенчатой PH многократ- ного применения с последо- вательным расположением ступеней стартовой массой 1700 т, высотой 82 м и раз- махом крыла первой ступе- ни 43 м. Изучались гори- зонтальный и вертикаль- ный пуски, а также старт с помощью ракетной тележ- ки. В горизонтальном стар- те с собственного (или сбра- сываемого) шасси ракету разгоняли до 550 км/ч мощные ТРД, закреплен- ные под крылом первой ступени. При использова- нии ракетной тележки, ап- парат-носитель разгонялся ею с углом атаки 10° до ско- рости около 800 км/ч. Первая ступень отделялась на высоте 30 км и возвра- щалась на космодром в режиме плани- рования. Верхняя ступень обеспечива- Таблица 1. Основные характеристики ступеней многоразового носителя Astro Ступени Первая (ускоритель) Вторая (корабль) Длина, м 29,0 20,7 Размах (без элевонов), м 18,8 13,4 Угол стреловидности, град 67,5 67,5 Хорда корневого сечения, м 32,4 23,1 Площадь, м2 383,6 195,7 Относительное удлинение 0,91 0,91 Угол поперечного V +5° +5° Сухая масса, т 29,7 12,38 Масса топлива, т 270 74,90 Стартовая масса,т 302 89,30 Таблица 2. Геометрические параметры ступеней носителя Центра Маршалла Ступени Первая Вторая Длина, м 53 48 Размах крыла, м 40 40 Диаметр фюзеляжа, м 9 9 Высота ступени, м 9 10 Площадь Крыла, м2 900 800 Относительное удлинение 1,78 2,00 Угол стреловидности крыла 60° 65е ла доразгон ПГ до орбитальной скорос- ти. Специалисты «Боинга» считали, что многократно используемую систе- му для запуска КА можно реализовать в габаритах обычных самолетов, лишь несущественно (!) превосходящих бом- бардировщик В-52 Stratofortress. Но первым шагом в развитии МТКС виделась именно крылатая PH, верти- кально взлетающая со стартового стола. Еще один проект фирмы Boeing - система с параллельным расположе- нием крылатых ступеней. При верти- кальном старте аппарат-носитель мог оснащаться небольшим крылом и шас- си облегченной и простой конструк- ▲ Вторая ступень системы Astro при обслуживании спутника ции, необходимыми только для посад- ки ступеней, которые после израсходо- вания топлива имеют сравнительно небольшую массу. Но для вертикально взлетающего аппарата значительно труднее обеспечить возможность по- садки в случае неполадок в момент старта. Носитель с горизонтальным взлетом будет иметь большую массу, так как он нуждается в большом крыле и мощном шасси. Зато такой аппарат может в случае каких-либо неполадок сравнительно просто возвратиться на базу и совершить посадку. Наиболее серьезными недостатками этого носи- теля, исключающим возможность его эксплуатации с существующих аэрод- ромов, разработчики видели необходи- мость использования ВПП большой длины и шум, создаваемый ЖРД. Вариант носителя с ТРД на первой ступени мог, по расчетам, доставить вто- рую ступень на высоту ее отделения примерно за полчаса, тогда как ступень с ракетным двигателем де- лала это за три минуты. Но с точки зрения эксплуата- ционной гибкости, гори- зонтально взлетающий носитель с воздушно-реак- тивным двигателем счи- тался предпочтительным, хотя, как и в случае с ВЕС Aerospaceplane, сложным оставалось сопряжение воздухозаборника с фю- зеляжем и проблемы ох- лаждения. В случае горизонтально- го запуска системы с па- раллельным расположением ступеней с помощью ракетной тележки вариант получался с меньшей массой крыла, шасси и топлива, чем МТКС с обычным горизонтальным взлетом, но его воз- можности были сильно ограничены. Фирма Douglas Aircraft Company раз- работала проект МТКС Astro: двухсту- пенчатый аппарат с последовательным расположением ступеней, имеющих форму треугольного крыла с довольно большой относительной толщиной. Верхняя ступень одновременно являет- ся космическим ЛА - его силовая уста- новка обеспечивает выход на орбиту, маневрирование, торможение и возв- ращение на Землю. Общая длина системы - 49 м, стар- товая масса - 860 000 фунтов (391 т), масса ПГ, выводимого на орбиту - 37000 фунтов (16.87 т). МТКС рассчи- тана на 20 запусков в год. Некоторые габаритно-массовые характеристики ступеней приведены в таблице 1. По расчетам, перегрузка при выведении на орбиту - не более пяти единиц. Двигателя носителя Astro должны были работать на топливе «жидкий кислород - жидкий водород». Силовая установка первой ступени состояла из одного маршевого двигателя М-1 с пус- тотной тягой 680 тс (разрабатывался по проекту PH Nova) и двух рулевых J-2 пустотной тягой 91 тс каждый. На вто- рой ступени - маршевый J-2 с тягой 91 тс и два рулевых RL-10 с тягой по 6,8 тс. Последние могли запускаться при небольшом остатке топлива в ба- ках, поэтому перед каждым повторным запуском для обеспечения нормаль- ных условий при входе в насосы баки наддувались. Кислородные баки первой ступени наддувались гелием, подогретым в теп- лообменниках специальной системой, водородные - подогретым водородом, забираемым из рубашки двигателей. Обе ступени аппарата - пилотируе- мые и выполнены геометрически по- добными. Они имели треугольное кры- ло с модифицированным симметрич- ным профилем NACA-0018, обеспечи- вавшим нулевую подъемную силу и ну- 190
Многоразовые системы «дошаттловской» эпохи левой кабрирующий момент во время разгона аппарата первой ступенью. Максимальное аэродинамическое ка- чество аппарата на малой скорости - 4,5, на гиперзвуковом режиме - 1,4. Посадочная скорость первой ступе- ни 167 км/ч при удельной нагрузке на крыло 85 кг/м2. Система Astro - вертикального стар- та, разделение - на высоте 82 км, после выключения маршевого двигателя первой ступени и включения рулевых ЖРД второй. После разделения первая ступень немедленно отворачивает в сторону и начинает снижение на аэро- дром возврата, а вторая запускает вслед за рулевыми маршевый двигате- ль и выходит на орбиту. В носовой части второй ступени ап- парата расположены отсек полезного груза и кабина экипажа, чем обеспечи- вается хороший передний обзор и быстрое аварийное покидание кораб- ля. В расчетах температура внутрен- ней стенки кабины принималась рав- ной 43 °C, а внешней стенки 1200 °C. Обшивка кабины многослойная, верх- нее покрытие из молибдена охлажда- ется радиационно (излучением тепла) и не требует абляционной теплозащи- ты. Между верхним покрытием и стен- кой имеется слой изолирующего на- полнителя, образующий две полости: - первая, между верхним покрыти- ем и изолирующим слоем, продувается охлаждающим газом; - во вторую, между изолирующим слоем и стенкой кабины, впрыскивает- ся вода, которая охлаждает стенку ка- бины за счет скрытой теплоты парооб- разования (по аналогии с аналогичной системой Х-20). Окупаемость программы выводи- лась из расчета 240 полетов в год при помощи 12 первых и 24 вторых ступе- ней. Цикл наземной подготовки каждо- го ускорителя, выполняющего 20 поле- тов в год, - 18 суток. Центр космических полетов имени Маршалла NASA при участии фирм North American и Lockheed исследовал проект МТКС с параллельным распо- ложением ступеней, с горизонталь- ным самостоятельным стартом или запуском на ракетной тележке. Пер- вая ступень имеет интегральную ком- поновку (несущий корпус плюс дельта- видное крыло с вертикальными стаби- лизаторами на концах), вторая стро- ится по схеме несущий корпус. Первая ступень имеет ракетные и турбореак- тивные двигатели общей тягой от 1360 до 1800 тс, вторая (орбитальная) оснащена ЖРД тягой 454 тс. Вторая ступень несет десять пассажиров и грузы, предназначенные для доставки на космическую станцию. После вы- полнения задания ступень возвраща- ется на Землю на режиме планирова- ния, имея гиперзвуковое аэродинами- ческое качество от 1 до 2. Посадка на шасси лыжного типа. В одном из вариантов на первой сту- пени МТКС рассматривался СПВРД, а в другом - ядерный двигатель. Таблица 3. Основные характеристики ступеней системы Astrorocket Ступени Первая Вторая Стартовая масса, т 981.9 151.9 «Сухая» масса, т 132 23.5 Тяга в вакууме, тс 1500 220 Удельный импульс, сек 293 345 Время работы, сек 164 181 Длина, м 65.0 30.0 Размах, м 40.0 20.0 Диаметр фюзеляжа, м 7.0 3.0 Число и тип двигателей 9xLR-87Mod 1 х LR-87Mod Основными критериями при разра- ботке конструкции этого носителя яв- лялись: многократность применения, безопасность пассажиров, малые ус- корения, высокая эксплуатационная гибкость, совместимость с различны- ми областями применения - военной, научной, транспортной; приемле- мость с точки зрения безопасности и комфорта. По расчетам Вернера фон Брауна, руководителя Центра Маршалла, рас- ходы на разработку этой МТКС, выпол- няющей 50-100 полетов в год, должны были составить 1 млрд $, а эксплуата- ция могла начаться в 1968 г. При использовании в качестве глобального транспортного аппара- та МТКС имела характеристики, приведенные в таблице 2. Фирма Lockheed прорабатывала про- ект двухступенчатой МТКС горизон- тального взлета и горизонтальной по- садки с параллельным расположением крылатых ступеней, предназначенной для доставки на орбиту высотой 500 км ПГ массой до 35000 фунтов (15.86 т - 10 пассажиров и 3 т груза). Стартовая масса системы 454 т. Си- ловая установка первой ступени сос- тоит из ВРД и ракетных двигателей с высоким (210 атм) давлением в каме- ре сгорания; горючее - керосин или жидкий водород, окислитель - жид- Двухступенчатая система вертикального взлета Astrorocket фирмы Martin Рисунок из книги Frontiers of Space by P.Bono and K.Gatland кий кислород. Она работает на боль- шое сопло внешнего расширения, ко- торым служит вся нижняя хвостовая часть фюзеляжа. На второй ступени - кислородно-керосиновый ЖРД. Аппа- рат взлетает горизонтально, после отделения первая ступень возвраща- ется к месту пуска с помощью ТРД, ус- тановленных в крыле. Вторая сту- пень выходит на орбиту с последую- щим возвращением на Землю в режи- ме планирования. По сравнению с остальными рас- сматриваемыми системами вариант Lockheed имел весьма внушительные размеры. Начиная с 1964 г. фирма Martin в те- чение нескольких лет рассматривала двухступенчатую МТКС Astrorocket с параллельным расположением крыла- тых ступеней в вариантах как верти- кального, так и горизонтального взле- та для, предназначенную для выведе- ния на низкую круговую орбиту ПГ массой 50 000 фунтов (22,7 т). Силовая установка первой ступени состоит из нескольких ЖРД на долго- хранимом топливе (азотный тетроксид - аэрозин-50) общей тягой 1370 тс, рас- положенных кольцом вокруг централь- ного тела. Верхняя ступень оснащена маршевым ЖРД с соплом большой сте- пени расширения (в одном из вариан- тов - с тарельчатым соплом). Первая 191
Космические крылья ступень с плоской верхней поверх- ностью имеет длину 49 м, размах кры- ла 23 м; вторая ступень, напротив, имеет плоскую нижнюю поверхность. Обе ступени - пилотируемые, вторая оснащена кабиной, оборудованной для обеспечения жизни экипажа из трех человек в течение недели или более. Ступени разделяются на высоте 65 км при скорости 2882 м/с. После отделе- ния первая ступень возвращается на Землю с использованием четырех ТРД, которые включаются на высоте 12 000 м. На второй ступени устанавливались два ТРД, используемые при возвраще- нии на Землю. Если одна из ступеней вынуждена произвести посадку не на своей базе, то она может перелететь, как самолет, на свой аэродром. При большой интенсивности косми- ческих полетов (например, если число рейсов «Земля - орбита - Земля» дос- тигает 4000), расчетная эксплуатаци- онная стоимость доставки ПГ на орби- ту не превышает 100 $/кг. Главные конструктивные параметры выбирались с учетом требований эко- номичности: при 400 полетах на орби- ту система должна была стать более экономичной, чем PH одноразового действия, и выдерживать конкурен- цию с любыми другими многократно используемыми космическими систе- мами при 5000 полетов. Поскольку стоимость космической системы Astrorocket AR- 14В предпола- галась высокой, МТКС проектирова- лась многоцелевой. Чтобы максималь- но использовать существующее обору- дование, она должна была взлетать вертикально с существующих старто- вых установок баллистических ракет и производить горизонтальную самолет- ную посадку на военные аэродромы. Проект МТКС Astroplan, разработан- ный фирмой Aerojet General, представ- Фото и модель Скотта Лоузера ▲ Модель двухступенчатой системы CL-655-1-19 фирмы Lockheed с двигателями SERJ (Supercharged Ejector Ramjet) компании Marquardt лял собой одноступенчатый аппарат с вертикальным взлетом. Характерной особенностью системы являлось такое размещение топливных баков, при ко- тором они образовывали поверхности, создающие аэродинамическую подъ- емную силу. При стартовой массе 4540 т МТКС должна была выводить на низкую ор- Таблица 4. Геометрические характеристики МТКС Astroplan Крыло Центроплан Рули Площадь, м2 - в плане 1950 560 156 - поверхности 5030 1685 361 - миделя 555 275 64 Отношение толщины к хорде 0,236 0,52 0,195 Удлинение 2,87 1,0 2,0 Таблица 5. Массовая сводка МТКС Astroplan: Топливные баки 122т Поверхности управления 17,7 т Силовая установка 113т Система подачи топлива 5,5 т Шасси 9,5 т Электропроводка, топливо- и маслопроводы, гидросистема, капсула экипажа 18,2т Топливо для встречи па орбите и схода с орбиты 13,6т Аварийный запас топлива 22.6 т «Сухая» масса 322 т Масса после прекращения работы двигателей (на высоте 185 км) 534 т Полезный груз 200 т биту расчетный ПГ массой в 200 т (!) при удельной стоимости 22 $/кг (!) и надежности выполнения задачи - 98%. Посадочная масса аппарата составля- ла 331 т. Жидкий водород, масса которого равнялась 15% от стартовой, разме- щался в боковых баках, образующих крыло аппарата, а кислород (74% стартовой массы) - в баках, располо- женных перпендикулярно продоль- ной оси аппарата. Маршевая силовая установка (де- сять двигателей М-1 тягой по 680 тс в вакууме каждый) крепилась к задней части кислородных баков. Водородные баки присоединялись с кислородными под углом 45°. По концам стреловидно расположенных водородных баков на- ходились поверхности управления. Управление вектором тяги осуществля- лось с помощью четырех дросселируе- мых двигателей J-2 тягой по 91 тс, установленных также на концах водо- родных баков. (Такая форма конструк- ции возможна только для ракетного аппарата с кислородно-водородными ЖРД, так как вследствие малой плот- ности водорода нагрузки от топлива на конструкцию небольшие.) Размах кры- ла 129 м, аэродинамическое качество при малой скорости 4,5. Члены экипа- жа находились в кабине, размещенной в средней части кислородных баков. Грузы размещались в носовом отсеке, имеющем треугольную форму. Astroplan выводился на низкую орби- ту следующим образом. Первые 385 сек аппарат летит по траектории почти с нулевой подъемной силой, достигая высоты 92 км, а его скорость немного превышает орбитальную. Аппарат на- ходится на промежуточной орбита до тех пор, пока не будут определены ошибка траектории и условия совме- щения орбит. После перехода с проме- жуточной орбиты осуществляются ма- невры встречи, стыковки и передача нагрузки на орбитальную станцию. После передачи грузов рулевые двига- тели включаются на торможение, ап- парат возвращается в атмосферу под малым углом, замедляется и планирует до стартовой площадки. При возвра- щении в атмосферу температура пе- редней кромки достигает максималь- ного значения 1040°C, которое сохра- няется в течение 1ООО сек. Некоторые технические характерис- тики системы Astroplan приведены в таблицах 4 и 5. Наконец, надо отметить проект фир- мы North American, предложившей ис- пользовать для запуска спутников экс- периментальный бомбардировщик ХВ-70 «Валькирия». При стартовой массе 250 т самолет мог поднять на вы- соту 21км систему общей массой около 100 т и сообщить ей начальную ско- рость, соответствующую числу М = 3. 192
Многоразовые системы «дошаттловской» эпохи ▼ Система на основе самолета-носителя ХВ-70 могла бы поднимать на высоту 21 км ракетный блок массой около 100 т и разгонять его до скорости, соответствующей числу М=3 Европейские проекты Наряду с американскими фирма- ми, проектированием МТКС зани- мались и европейские. В качестве рас- четного принимался полезный груз массой до 3 т, доставляемый на орбиты высотой от 300 до 500 км. Разработку предполагалось осуществить в рамках европейской организации Eurocosmos (предшественница ELDO - ESRO и ны- нешнего Европейского космического агентства). В июле 1961 г. фирма Junkers (ФРГ) начало проектирование двухступенча- той МТКС, получившей обозначение JuRT (Junkers Raumtransporter) или просто RT. С 1962 г. работы проводи- лись совместно с компанией Messer- schmitt-Boelkow- Blohm (МВВ). В рамках проекта рассматривались различные концепции воздушно-кос- мических аппаратов. Варианты от RT-1 до RT-7 строились на схеме с крылом и/или несущим корпусом. Первона- чально система имела вертикальный старт с горизонтальной посадкой и состояла из двух крылатых спасаемых ступеней, оснащенных ЖРД. Конечный вариант RT-8-01 получил в 1963 г. собственное имя «Зенгер» (позднее уточненное индексом «1» для ▲ Испытание ракетного двигателя на перегретом паре Рисунок из книги о проекте Saenger 2 Фото NASA отличия от проекта 1980-х, получив- шего соответственно индекс «2»). Эта концепция предусматривала двухсту- 193
Космические крылья Рисунок из коллекции Хартмута Зенгера ________________________________________________________________________Рисунок из коллекции Хартмута Зенгера Таблица 6. Основные характеристики ступеней транспортной системы RT-8 Ступени Первая Вторая Длина, м 30 20,5 Размах, м 11,8 8,8 Диаметр фюзеляжа, м 3,35 2,2 Масса топлива, т 69 13 Стартовая масса,т 79 21 ▲ Момент входа второй ступени RT-8-01 в атмосферу пенчатый крылатый ЛА, стартующий горизонтально с салазок, разгоняв- шихся на трехкилометровом рельсо- вом треке до скорости 900 км/ч ракет- ной тележкой на перегретом паре. Для обеспечения уверенного запуска ЖРД аппарата некоторые из них должны были работать уже во время «катапуль- тирования», используя топливо из ба- ка, установленного на тележке ката- пульты. Обе ступени предполагалось осна- щать кислородно-водородными ЖРД (на первой три, на второй - один) тягой по 50 тс и удельным импульсом в ваку- уме 430 сек. Во время подъема работа- ли все четыре двигателя носителя, при этом была реализована схема с пере- ливом топлива из баков первой ступе- ни в баки второй. Разделение ступе- ней - через 150 сек после старта на вы- соте 60 км. После отделения первая ступень пла- нирует на базу. Дальнее наведение - дистанционное, с наземной станции, а посадка производится экипажем. Вто- рая ступень должна была выходить на орбиту высотой 300 км. Аппарат, спо- собный вывести ПГ массой 2,5 - 2,75 т на орбиту высотой около 300 км, пред- назначался для запуска спутников, их ремонта, доставки людей на космичес- кие станции, спасения космонавтов. После выполнения задачи вторая сту- пень возвращалась к месту посадки в режиме планирования. 194
Многоразовые системы «дошаттловской» эпохи Изучалась возможность оснащения обеих ступеней дополнительными двухконтурными ТРД, дающими воз- можность при необходимости совер- шать повторные заходы на посадку. Разгонная ступень имела аэродина- мическую компоновку, обеспечиваю- щую дополнительный прирост подъ- емной силы за счет эффекта «давления послесжатия», аналогичного получен- ному на американском эксперимен- тальном сверхзвуковом бомбардиров- щике ХВ-70: как и на «Валькирии», за- концовки крыла первой ступени систе- мы могли отклоняться вниз. Орбитальная ступень (ОС) по аэро- динамической компоновке напомина- ла проект американского космоплана Х-20, известного также как Dyna-Soar. Угол стреловидности крыла обеих сту- пеней составлял 16°, гиперзвуковое аэродинамическое качество равно 2,0, максимальная перегрузка в полете не превышала 3 единицы. Каждая сту- пень рассчитывалась на применение не менее 50 раз в течение двух лет. Ступени (обе - пилотируемые) пла- нировалось делать из высокопрочной стали. Для защиты аппарата от нагре- ва до 1500°С при входе в плотные слои атмосферы передние части ступеней покрывались абляцией. Предполагалось также, что для за- пуска аппарата RT-8 может быть при- менен и самолет-носитель - модифи- цированный В-52. Воздушный пуск предполагалось производить на высо- те 14 км. Непонятно, правда, кто дал бы фирме Junkers американский стра- тегический бомбардировщик... ▲ Посадка второй ступени RT-8-01 на аэродром Таблица 7. Основные характеристики ступеней транспортной системы, предложенной ERNO, SNECMA и Nord Aviation Ступени Первая Вторая Стартовая масса, т 120 80 Размах, м 30 15 Длина, м ~53 ~26 Высота, м 13 4.5 Масса топлива, т 60 61 Тяга, тс 4 ТРД+ 4 ПВРД суммарная тяга - 72 4 основных + 2 верньерных ЖРД суммарная тяга - 140 + 1 4 ▼ Момент разделения ступеней системы RT-8-01 Рисунок из коллекции Хартмута Зенгера Рисунок из коллекции Хартмута Зенгера 195
Космические крылья Рисунок из коллекции Хартмута Зенгера ▲ Рассматривались варианты запуска системы RT-8-01 как с рельсового пути (1), так и с самолета-носителя (2) Фирма Bolkow-Entwicklun- gen К. G. до слияния с компа- нией Messerschmitt предлага- ла собственный проект двух- ступенчатого аппарата взлет- ной массой 180 т со ступеня- ми, расположенными одна на другой, запускаемого при по- мощи катапульты с началь- ной скоростью 200 м/сек. На первой ступени плани- ровалось использовать во- семь ЖРД с тягой по 25 тс, ок- руженных кольцевыми воз- душными каналами. Воздухо- заборник и сопло кольцевого канала имели разные попе- речные сечения: сопло - фор- му эллипса для лучшего соче- тания с воздушным каналом. Вторая ступень должна бы- ла иметь два ЖРД того же ти- па и размера, но с соплами ▲ Макет системы RT-8-01 в Немецком музее (Мюнхен) ▼ Франко-германский проект «Le transporter aerospatial» Nord Aviation/SNECMA/ERNO круглого сечения. В качестве топлива предполагался жид- кий кислород и жидкий водо- род в соотношении 5,8:1. По расчетам, такой аппарат мог вывести на орбиту высотой 300-500 км ПГ массой 3000 кг. В общем проекты эти были весьма интересны, но после смерти Эйгена Зенгера в феврале 1964 г. его команда перенесла усилия на более традиционную систему вер- тикального старта, получив- шую 18 октября 1965 г. наз- вание RT-8-02. НИОКР по данной теме продолжались до Рисунок из книги Frontiers of Space by P.Bono and K.Gatland 1969 г. Правительство ФРГ выделило на исследование «проекта 623» 16.5 млн не- мецких марок, но этого было явно недостаточно для пол- номасштабной проработки такой сложной системы: об- щая стоимость разработки оценивалась в 4,2 млрд ма- рок на протяжении 10-15 лет (к 1975-1980 гг.). Французские усилия в об- ласти создания многоразо- вых систем в 1960-х годах осуществлялись под эгидой Национального центра косми- ческих исследований CNES. Сначала предполагалось со- здать пилотируемую гипер- звуковую стартовую ступень с одноразовой верхней сту- пенью. На втором этапе пред- полагалось построить пол- ностью многоразовую двух- ступенчатую систему для за- пуска на орбиту небольшого возвращаемого аппарата ти- па «космическое такси». С 1963 г. фирмы ERNO (ФРГ), SNECMA и Nord Avia- tion (Франция) совместно разрабатывали проект двух- ступенчатой пилотируемой МТКС, способной вывести ПГ массой 3 т на орбиту высотой около 300 км. Первая ступень оснаща- лась четырьмя ТРД и четырь- мя ПВРД, работающими на керосине. При скорости, со- 196
Многоразовые системы «дошаттловской» эпохи ответствующей числу М=4, в прямоточные двигатели производилось впрыскива- ние криогенных компонен- тов. На второй ступени, ко- торая строилась по схеме «несущий корпус», стояли четыре основных и два ру- левых кислородно-водо- родных ЖРД. Разделение ступеней - на высоте 35 км при скорости, соответству- ющей числу М = 7. Французская Sud Avia- tion предложила аналогич- ный дизайн, но в ее проек- те обе ступени имели дель- тавидные крылья. Их под- держали исследования ERNO, проводившей брос- ковые испытания масш- табных моделей с транспо- ртного самолета Transall С-160 над Балтийским и Средиземным морями. Фирма Dassault (Фран- ция) проектировала трех- ступенчатую МТКС. Пер- вая ступень оснащалась шестью ПВРД, вторая - од- ним ЖРД. С их помощью аппарат поднимался на высоту ~ 40 км и достигал скорости, соответствую- щей числу М = 4,5. На пило- тируемой третьей крыла- той ступени устанавлива- лись ракетные двигатели, обеспечивающие вывод на орбиту, и шесть ВРД (по три под каждым крылом), работающие при возвра- щении. Также на ступени были двига- тели, обеспечивающие вертикальную тягу при посадке. На всех трех ступе- нях в качестве горючего применяется жидкий водород. Третья ступень осна- щена крылом с изменяемой стреловид- ностью (!). Весьма интересными были разра- ботки англичан. Фирма Bristol Siddley, известная сво- им участием в создании сверхзвуково- Таблица 8. Основные характеристики системы MUSTARD Блоки Ускоритель Орбитальная ступень Конструкция (обшивка, рамы и пр.), т 7,80 7,80 Кабина и крепление ПГ, т 0,18 0,54 ЖРД и моторамы, т 3,23 3,23 Баки и арматура, т 4,40 4,27 Двигатели возвращения, т 0,87 0,87 Система и экипаж, т 3,63 4,90 Общая «сухая» масса, т 20,11 21,61 Остатки топлива и запасы, т 2,73 2,68 Полезный груз, т 0 30,00 Топливо, кг 118,40 115,05 Стартовая масса модуля, т 141,24 142,34 ▼ Проект трехступенчатой системы «1_е transporteur aerospatial» фирмы Marcel Dassault (1965 год) Рисунок Marcel Dassault ▲ Модель АНК Bumerang, которая использовалась консорциумом ART (МВВ, Dornier, ERNO) для летных испытаний и экспериментальной отработки технологий ВКС будущего го пассажирского самолета Concorde, разрабатывала проектом двухступен- чатого аппарата, оснащенного РДТТ. Запуск аппарата производится с по- мощью катапульты или тяжелого транспортного самолета. Bristol Siddley также работала над проектом системы для доставки пер- сонала и грузов на орбитальную кос- мическую станцию, расположенную на высоте 320 км. Аппарат предпола- галось оснастить комби- нированной силовой уста- _ новкой, состоящей из ТРД I и ПВРД. При разработке проекта ° основное внимание уделя- лось обеспечению встречи и стыковки на орбите, ха- рактеристикам взлета и по- садки, запасу топлива и массе конструкции. Аппа- рат был пилотируемым (экипаж - два человека). Считалось, что наличие че- ловека на борту существен- но повышает гибкость опе- раций, точность управле- ния. Поэтому на этапах ус- корения и торможения ап- парата перегрузку ограни- чивали величиной 2,5 еди- ницы. Для системы считал- ся приемлемым ПГ массой порядка 2,5 т. Английской же фирмой British Aerospace Corpora- tion (ВАС) проводились проектные исследования по пилотируемой косми- ческой системе, получив- шей название MUSTARD1 (Multi Unit Space Transport and Recovery Device). Предполагалось, что эта МТКС стартовой массой около 426 т может быть использована для вывода на орбиту исследовательс- ких, навигационных и связных спутников, тран- спортировки конструк- тивных элементов для сборки космических станций, дос- тавки экипажей и пополнения топли- вом КА. Система состояла из трех (или более) соединяемых вместе ана- логичных пилотируемых носителей. Параллельное расположение счита- лось предпочтительным, поскольку допускало, если потребуется, другие комбинации аппаратов. На всех трех аппаратах применя- лись кислородно-водородные ЖРД, которые вместе работали на участке разгона. На орбиту выводился только один аппарат. Два других выступали в 1 В переводе с английского «горчица». 197
Космические крылья Рисунок ВАС Схема единого модуля системы MUSTARD: 1 - носовая часть с кабиной и передним грузовым отсеком; 2 - переднее днище бакового отсека; 3 - бак окислителя; 4 - задний грузовой отсек; 4 - двигательная установка; 5 - бак горючего; 6 - панели верхней поверхности из титанового сплава; 7 - наддутые баки (стальной - окислителя, титановый - горючего); 8 - панели нижней поверхности из никелевого сплава Схема ВАС качестве ступеней-ускорителей и «но- сителей топлива». После окончания первого активного участка, через 150 сек после старта (скорость 2,01 км/с, высота 56 км), система некоторое вре- мя летела по инерции. В это время топливо из первых двух аппаратов пе- рекачивалось в третий. Затем пустые ступени отделялись и, планируя, раз- дельно возвращались на базу. На пос- леднем этапе их полета работали ТРД, использующие в качестве горючего все тот же водород. Это позволяло пролететь 555 км и совершить посад- ку со скоростью 185 км/ч. Третий же ◄ Система MUSTARD из трех аналогичных пилотируемых блоков могла применяться для вывода на орбиту КА, транспортировки конструктивных элементов станций, доставки их экипажей и пополнения топливом аппарат продолжал работать до выхо- да на орбиту. На нем имелись два гру- зовых отсека, один под кабиной эки- пажа (для размещения пассажиров при взлете) и второй (для размещения их при входе аппарата в атмосферу) - между двигателями и баком жидкого кислорода. После выполнения задания аппарат входил в атмосферу и совершал посад- ку как обычный самолет. Стоимость разработки оценивалась в -300 млн фунтов стерлингов. Экономичность системы MUSTARD планировалось обеспечить следующи- ми факторами: - требовалось разработать только один корпус аппарата и один тип ЖРД; - небольшая масса пустого аппарата; - возможность постепенной довод- ки аппарата до достижения нужной скорости во время летных испытаний; - небольшая скорость при разделе- нии, что облегчает вход первой ступе- ни в атмосферу и возвращение на базу; 198
Многоразовые системы «дошаттловской» эпохи - возможность тренировки экипа- жей на одном аппарате; - каждый аппарат имеет автоном- ную ДУ; - упрощение установки аппаратов на стартовой площадке. British Aerospace Corporation предла- гала провести исследовательские и опытные работы с использованием мо- дели МТКС длиной 3,96 м. Эта модель могла запускаться с помощью первой ступени британской национальной PH Black Arrow на высоту 73 км, что обес- печивало достижение натуральных ве- личин теплового потока и аэродинами- ческих данных при гиперзвуковых ско- ростях. Проект MUSTARD широко освещался в СМИ и известен гораздо лучше, чем система EAG.4396, практически ана- логичная «Спирали». О существовании этой секретной военной программы рассказал в своей книге Крис Гйбсон (Chris Gibson). В 1962 г. конструкторы ВАС предло- ▲ Система EAG.4413 состояла из сверхзвукового самолета-разгонщика, двухступенчатого разгонного блока и орбитального самолета Графика Адриана Манна жили проект многоразовой системы для запуска спутников, которая вклю- чала сверхзвуковой самолет-разгон- щик (ССР), двухступенчатый ракетный разгонный блок (РБ), и орбитальный самолет (ОС) с собственной ДУ. Один из вариантов ССР без ярко вы- раженного фюзеляжа - на базе концеп- ции ВАС Р.42 - имел взлетную массу 500 000 фунтов (226.8 т; включая ПГ) при длине 45.7 м и размахе 39.6 м, крыло в виде двойной дельты с тонки- ми треугольными законцовками боль- шого размера и разнесенное двухкиле- вое вертикальное оперение. Он должен был стать самым тяжелым самолетом, постро- енным в Великобритании. Разгонщик нес «на спине» пи- лотируемый ОС, имеющий стартовую массу (вместе с РБ) около 90 т. Отделение от само- лета-носителя планировалось при скорости М = 4.0. Разгонщик предполага- лось оснастить шестью тур- бопрямоточными двигателя- ми Rolls-Royce Туре С, распо- лагавшимися в плоской сек- ции центроплана крыла. Размеры ДУ определялись необходимостью установки длинных и широких возду- хозаборников. От использо- вания нижней части фюзе- ляжа для поджатия набегающего по- тока разработчики отказались, та- ким образом снизив чувствитель- ность воздухозаборников к различ- ным изменениям конструкции; при этом воздухозаборники казались длиннее оптимальных. Высокие стой- ки шасси предполагали использова- ние системы с военных аэродромов первого класса. Интересен ускоритель: жидкост- ным двигателем оснащался только центральный из трех цилиндричес- ких блоков, а боковые представляли собой сбрасываемые баки. Топливо - жидкий кислород - керосин. ОС имел собственную мощную ДУ с внутрен- ними баками большого объема, кото- рая использовалась для довыведения, орбитального маневрирования и схо- да с орбиты. Собственно ОС внешне напоминал американский аппарат с несущим кор- пусом M2-F1 и оснащался отклоняе- мыми концевыми (по-видимому, руле- выми) поверхностями, которые могли устанавливаться вертикально или го- ризонтально. ▲ Оригинальная конструкция разгонного блока системы EAG.4413 В ВАС построили масштабную мо- дель системы для испытаний в дозву- ковой АДТ с рабочей частью 2.7x2.1 м в Уортоне. Продувки выявили тенден- цию аппарата к кабрированию, осо- бенно на низких скоростях. Специалисты изучали возможность применения катапультных кресел для экипажа как самолета-разгонщика, так и орбитального самолета. Конста- тировалась возможность спасения на скорости до момента разделения. За- тем экипаж ОС мог полагаться только на прочность своего аппарата. Дальше разработка не продвинулась. Не осталась в стороне от «столбовой дороги космонавтики» (по воззрениям 40-летней давности) и Канада. По контракту с ВВС США фирма Canadair разработала проект космического ко- рабля и провела изучение возможнос- ти спасения экипажа на всех стадиях полета по трассе «Земля - орбита - Земля». Предполагалось, что корабль с экипажем из двух человек будет выво- диться на орбиты высотой от 370 до 36000 км ракетой-носителем с ЖРД. Он имел гиперзвуковое аэродинами- ческое качество больше 1 и высокое качество на дозву- ковом режиме, обеспечивав- шее простую самолетную по- садку на аэродром. Выбран- ная форма аппарата должна была снизить аэродинами- ческий нагрев при входе в атмосферу. Кабина делилась на два отсека. Передний объ- емом 5 м3 использовался при выходе на орбиту и входе в атмосферу. В нем находи- лись управление кораблем и системы связи, навигации и аварийного спасения. В свою очередь задний отсек также был разделен гермети- ческой перегородкой на две части. Передняя часть со свободным объемом 6,5 м3 использовалась экипажем для выпол- нения работы на орбите. Задняя за- полнялась азотом для предотвраще- ния пожара. В ней располагались обо- рудование подачи криогенного топли- ва, система обеспечения жизнедея- тельности экипажа. Защитное покрытие массой около 9 т (!) должно было обеспечить безо- пасный полет через радиационные пояса при общей интенсивности из- лучения 70 рентген. В это время, а также при солнечных вспышках эки- паж должен был находиться в защи- щенном отсеке. 199
Космические крылья Почему из семечка ничего не выросло? Данный краткий обзор демонстри- рует, с каким размахом велись работы над МТКС в технически развитых странах Запада. Многие из проектов были проработаны детально. В тоже время необходимо отметить частое применение некоторых технических решений, остающихся экзотическими и в наши дни. В первую очередь это ка- сается горизонтального взлета, кото- рый считался весьма перс- пективным в то время, а также старта с использова- нием разгонных тележек. Применение перелива топ- лива из баков нижних сту- пеней в баки верхних, вооб- ще говоря, всегда счита- лось удачным решением, но на практике так до сих пор и не реализовано. С другой стороны, многие пути, найденные в ходе про- ектных изысканий 1960-х годов, до сих пор являются актуальными. Это относит- ся к использованию высо- коэффективных кислород- но-водородных ЖРД и схе- мы с вертикальным стар- том и горизонтальной по- садкой. Что касается гори- зонтально стартующих МТКС, то нео- чевидность их преимуществ отмеча- лась уже тогда. Некоторые из рассмот- ренных проектов дожили почти до на- ших дней, хотя и с серьезными измене- ниями, например, немецкий RT-8, вы- родившийся в Saenger II. Рассматривая проекты многоразо- вых систем сорокалетней давности, нельзя не отметить чрезмерный опти- Рисунок из коллекции Хартмута Зенгера ▲ RT-8-01 мог служить для запуска и ремонта спутников, доставки людей на космические станции, спасения космонавтов, но реализован так и не был мизм их создателей. Обратите, напри- мер, внимание на массовое совершен- ство водородных многоразовых ступе- ней МТКС Astro: отношение сухой мас- сы к массе топлива 0,11 для первой и 0,165 - для второй ступени. Эти пока- затели схожи с расчетными значения- ми массового совершенства односту- пенчатых (заведомо более совершен- ных в весовом отношении, чем двух- ▼ Некоторые первоначально привлекательные концепции, такие как горизонтальный старт с рельсовой направляющей, применения не нашли ступенчатые системы) многоразовых ракет, разрабатывавшихся в Соеди- ненных Штатах в середине 1990-х го- дов по программе RLV. Впрочем, оптимизм проектантов тех лет вполне объясним: на их глазах и их интеллектом творилась история бурно развивавшейся космической техники. Казалось, «еще немного, еще чуть- чуть» и земляне полетят на Марс, а уж создание многоразовых транспортных систем наверняка будет более простой задачей. Увы, ни один из описанных проек- тов так и не был реализован. Почему? Потому что все работы (за исключени- ем, пожалуй, Aerospaceplane в конце 1950-х- начале 1960-х) проводились в инициативном порядке фирмами, занятыми при этом в больших нацио- нальных (государственных) программах. И отношение к этим предложениям со сторо- ны потенциальных заказчиков было соответствующее. Выпол- нялись они за счет собствен- ных средств компаний или за счет небольших грантов, кото- рые выделяло NASA или Ми- нистерство обороны на перс- пективные исследования. Та- кие работы должны вестись постоянно, но не факт, что ка- кая-нибудь из них действи- тельно вырастет во что-то дельное и жизнеспособное. Даже единственный выжив- ший и развившийся предста- витель МТКС - система Space Shuttle, на которую были пере- направлены «финансовые по- токи пост-аполлоновской эры» и весь пыл романтиков начала шести- десятых, к сожалению, сильно поис- сякший к середине семидесятых - да- же она уходит в историю. Почему? Создание высокоэффективной мно- горазовой системы и сейчас представ- ляет собой почти неразрешимую зада- чу. Экстремальные условия полета, наложенные на требования много- кратного использования, настолько усложняют и удорожают систему, что это не перекрывается выигрышем от снижения амортизационных затрат на один полет. Попросту говоря, чем больше требуемая кратность использо- вания, тем тяжелее и дороже конструк- ция МТКС (система теплозащиты, по- вышенный ресурс конструкции, нали- чие крыла, шасси либо иных средств спасения и т. п.), тем больше ее старто- вая масса и выше эксплуатационные затраты. Но главное даже не в этом. Прогнозы начала 1960-х, в которых фигурирова- ли сотни и даже тысячи космических полетов в год, не сбылись. Человечест- во решило задачу удешевления косми- ческой деятельности не путем приме- нения многоразовых систем, а более простым способом - увеличением сро- ка службы КА и унификацией их плат- форм. При сокращении же количества потребных запусков МТКС утратили всякое, даже расчетное, преимущество в стоимости. 200
Глава 10 ВОЗДУШНО-ОРБИТАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ «СПИРАЛЬ» Рождение «Спирали» Проект воздушно-орбитального са- молета (ВОС) «Спираль» явился ло- гическим развитием имевшегося в ОКБ-155 Артема Ивановича Микояна задела по противоспутниковому ору- жию, создававшемуся с момента за- пуска первого ИСЗ. Как только Первый спутник своим знаменитым «бип-бип-бип» возвестил человечеству о начале космической эры, это авиационное КБ сразу стало зани- маться космосом. Такое развитие собы- тий было вполне естественным, если понимать образ мышления соратников А. И. Микояна. Ракетчики оказались в кос- мосе, образно говоря, «сразу», благодаря техническим особенностям баллисти- ческих ракет. Мечтая о космосе, они все- таки изначально решали практическую задачу - доставить определенный груз из одной точки земной поверхности в другую. Полеты в космос как самостоя- тельная область деятельности явились приятным следствием совершенствова- ния первых баллистических ракет. Но авиация решала транспортную задачу с начала XX века, постоянно на- ращивая дальность, скорость и высоту полета. Авиаторы шли к космосу посте- пенным, эволюционным путем. Более того, к моменту появления первых бал- листических ракет авиация как транс- портное средство существенно превос- ходила ракеты, уже освоив межконти- нентальные дальности. Но - увы! - как оружие существенно уступала ракетам в неуязвимости... К моменту запуска первого спутника реактивная авиация уже фактически подошла к границе космоса (точнее ска- зать, к верхней границе атмосферы), но только снизу. Спутник открывал авиа- торам новые перспективы, ускорив уже десятилетиями существовавшее стрем- ление к новым рубежам. Да и кому, ка- залось бы, заниматься космосом, как не авиационной промышленности с ее многочисленными заводами, разнооб- разными смежниками, обширной ко- операцией, многоопытными отрасле- выми научными институтами? К тому же им уже было понятно, что космос - это не только новая сфера деятельнос- ти, космос (в первую очередь военный) - это новые заказы с колоссальным фи- нансированием, подкрепленным ресур- сами всей национальной экономики. Еще одним побудительным мотивом для рывка авиаторов в космос было же- лание уберечься от гонений на авиа- цию, которые предприняло политичес- кое руководство страны в лице Н. С. Хру- щева в конце 1950-х годов. Хотя пред- приятие Микояна последствий этого гонения в тот момент еще не ощущало, большинство других авиационных ОКБ были либо насильственно переведены на ракетную тематику, либо были вы- нуждены «добровольно» заняться ею ради выживания. Этим и объясняется повальное «ув- лечение» космическими разработками ОКБ-1551 Госкомитета по авиацион- ной технике (ГКАТ), где такие работы начались в 1958 г. Имея богатый опыт создания истребителей и самолетов- перехватчиков, предприятие в конце 1950-х годов сосредоточилось на воп- росах противодействия спутникам- разведчикам и их перехвата. В доку- ментах того времени такая деятель- ность именовалось «противоспутнико- вой обороной». Тогда же появились первые идеи по созданию и примене- нию противоспутникового оружия и первые космические проекты. Внутри КБ инициатором этих работ был талантливейший инженер-расчет- чик Владимир Александрович Шумов, который искренне считал, что никакой технической границы между атмос- ферными и космическими полетами не существует. Будучи уникальным рас- четчиком, он предложил много концеп- ций противоспутникового оружия. Са- мые первые варианты борьбы с амери- канскими разведывательными спутни- ками кажутся наивными с позиций се- годняшнего дня и могут вызвать только улыбку (например, в 1958-1959 гг.1 2 всерьез предлагалось сблизиться с вра- А Артем Иванович Микоян Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> жеским спутником и замазать краской его фотообъективы), но в процессе дальнейших работ и погружения в те- матику постепенно пришло понимание всей сложности и серьезности пробле- мы. Результатом этих изысканий стал проект создания системы противоспут- никовой обороны на базе ракеты Р-7. Ведущим инженером по теме раке- ты-противоспутника в ОКБ-155 был назначен 3. Е. Берсудский. Это назна- чение выглядело внутри КБ достаточ- но странным с учетом того, что Зино- вий Ефимович был главным прочнис- том фирмы3. Проведенные под его ру- 1 Предприятие было больше известно за своими пределами как почтовый ящик В-2616. 2 Первые серьезные исследования возможных способов борьбы с искусственными спутниками Земли были начаты в 1959 г. в 4-м НИИ Министерства обороны под руководством заместителя начальника института Ю. А. Мозжорина. [Первое М. "Системы ракетно-космической обороны России создавались так", М.:Авиарус-ХХ1, 2004, стр. 129-131] 3 Такое назначение может объясняться тем, что у 3. Е. Берсудского были очень хорошие отношения с А. И. Микояном, который его ценил и уважал. Скорее всего, Артем Иванович сам вызвал его к себе и поручил заниматься этой темой. 201
Космические крылья Ффото В. Лукашевича Общий вид модели противоспутниковой системы на базе трехступенчатой модификации PH Р-7 ководством исследования позволили сделать следующие выводы: — в качестве целей должны рассмат- риваться неманевренные спутники с высотой полета 300-1000 км; — для поражения ИСЗ необходимо создать территориальную систему об- наружения и сопровождения косми- ческих объектов со средствами пора- жения, распределенными по средней широте СССР. В качестве активного поражающего средства была предложена трехступен- чатая ракета-противоспутник Р-7, стартующая с земли и обеспечивающая вывод в зону цели полезного груза (ПГ), представлявшего собой противоспут- ник-перехватчик. Его задачей являлось окончательное сближение с целью пу- тем самонаведения и ее поражение. Вы- вод противоспутника в зону начала са- монаведения планировалось осущес- твлять при помощи инерциальной сис- темы наведения, а процесс самонаведе- ние должен был осуществляться на ма- лых скоростях сближения с использова- нием маневровых ЖРД на высококипя- щих компонентах топлива. Область поражения предполагалось создавать при помощи субснарядов контактного действия, которые после предварительной раскрутки разбрасы- вались под действием центробежных сил вдоль траектории полета. Радио- система позволяла передавать на Зем- лю сообщение о поражении цели, а также телеметрию по работе бортовой аппаратуры противоспутника в тече- ние всего процесса самонаведения. Для фиксации момента поражения це- ли субснарядом на борту противоспут- ника планировали расположить фото- элемент, который должен был реагиро- вать на вспышку в момент подрыва. Противоспутник с функциями орби- тального инспектора планировалось оснастить более мощной боевой частью (за счет отказа от центрифуги для разб- расывания субснарядов) и установить на нем фототелевизионное оборудова- ние, при помощи которого фотоизобра- жение цели можно было передавать на Землю для создания картотеки целей. 16 ноября 1960 г. Артем Микоян сов- местно с Сергеем Королевым и Григори- ем Кисунько (главным конструктором национальной системы противоракет- ной обороны - «системы А») обратились Приоритет идеи аэробаллистической ракеты в отечественной авиации принадлежит не ОКБ- 155 А. И. Микояна. Первые теоретические исследования по этой теме, в которых в качестве са- молета-носителя рассматривался бомбардировщик Ту-16, проводились в ЦАГИ в 1956 г. В кон- це 1958 г. в ОКБ-23 В. М. Мясищева велись проработки авиационной баллистической ракеты «43», запускаемой с самолетов-носителей М-52К, М-56 и ЗМК. Согласно проекту, ракета при полете в атмосфере должна была развивать гиперзвуковую скорость (до М=6) и подниматься в апогее баллистической траектории на высоту 150 км. В апреле 1960 г. в ОКБ-23 под шифром «54» также прорабатывался проект «системы обороны против боевых искусственных спутников Земли», состоявшей из самолета-носителя М-52, противоспутниковой ракеты, совершавшей воздушный старт с самолета-носителя, и наземных средств. Работы по аэробаллистической ракете проводились и в ОКБ-51 Павла Сухого, где с 1962 г. разрабатывалась сверхзвуковая ракета Х-30 для вооружения ударного самолета Т-4. В 1963 г. тема Х-30 была закрыта, а полученный задел был использован в проекте гиперзвуковой (М=6,5-7) ракеты Х-33, которая после передачи работ в середине 1964 г. в Дубненский филиал ОКБ-155 (впоследствии Дубненское машиностроительное конструкторское бюро, ныне МКБ «Радуга») получила обозначение Х-45. Ракета предназначалась для уничтожения авианосцев и после пуска могла подниматься по баллистической траектории на высоту 30 км. Также для во- оружения Т-4 на Заводе имени С. А. Лавочкина (генеральный конструктор - М.М. Пашин) к ян- варю 1965 г. был разработан эскизный проект самолетной баллистической ракеты ХБ-32. с соответствующим предложением к ру- ководству СССР, направив доклад на имя Н. С. Хрущева. В предполагавшей- ся кооперации Королев предоставлял свою ракету Р-7, Кисунько - радиолока- ционные средства системы «А» (успеш- но испытанные на 10-м Главном науч- но-исследовательском испытательном полигоне Сары-Шаган), а Микоян брал- ся разработать противоспутник. Тогда их предложение не нашло под- держки: Н. С. Хрущев отдал предпочте- ние1 В. Н. Челомею (у которого работал сын Никиты Сергеевича - Сергей Хру- щев), предложившему создать унифи- цированные космические аппараты - беспилотный спутник-перехватчик ИС (истребитель спутников), спутник-ми- шень и космический аппарат морской разведки и целеуказания УС, которые предполагалось выводить в космос собственной ракетой УР-200. Микоян по собственной инициативе продолжил работу по этой тематике, но теперь уже внутри Минавиапрома, взяв за основу один из своих МиГов. В сере- дине 1961 г. по его инициативе в ОКБ- 155 совместно с Военно-воздушной ин- женерной академией имени Н. Е. Жуко- вского и НИИ Минобороны СССР нача- лись поисковые исследования в области противоракетной обороны. Основу этой системы должен был составлять само- лет-перехватчик Е-155 (впоследствии ставший известным как МиГ-25) с под- весной ракетой класса «воздух-космос». Тема получила шифр Е-155Н («носи- тель»). Самолет-носитель должен был нести один из трех вариантов аэробал- листической ракеты, предназначенной для уничтожения на больших дальнос- тях работающих радиолокационных станций противника. В базовом вариан- те двухступенчатая ракета с ЖРД имела стартовую массу 7-8 т1 2 и предназнача- лась для поражения воздушных целей в диапазоне высот от 5 до 36 км при ско- 1 23 июня 1960 г. вышло постановление ЦК КПСС и Совета Министров, санкционировавшее разработку аванпроектов ракетно- космического комплекса с универсальной ракетой УР-200, управляемого разведывательного спутника УС и управляемого истребителя спутников ИС. ОКБ-52 В. Н. Челомея было назначено головным по системе в целом, управляемому разведывательному спутнику УС и управляемому истребителю спутников ИС. 2 Система дальнего перехвата с зенитной управляемой ракетой создавалась на конкурсной основе. Конкурентом «микояновцев» была система с двухступенчатой твердотопливной ракетой, разрабатывавшаяся в ОКБ-52 Владимира Челомея. В декабре 1959 г. предлагалось создать комплекс дальнего перехвата ДП-1 (С-500) с двумя вариантами ракет - РМ-500 и РЧ-500 (соответственно «ракета Микояна» и «ракета Челомея»). Из-за невозможности создания двигателя маршевой ступени со временем работы 165 сек работы над РЧ-500 были прекращены. 202
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль: роста цели до 4000 км/ч и на дальности до 500-600 км. Схема полета ракеты предполагалась следующей: после запуска с Е-155Н ра- кета выходит из плотных слоев атмос- феры и, двигаясь по баллистической траектории, снова возвращается в ат- мосферу в районе цели. Система наве- дения ракеты, сверив координаты цели с текущей траекторией полета, выдает команды на управляющие аэродинами- ческие поверхности для компенсации ошибок, возникших из-за неточного выхода самолета-носителя в район пус- ка, разброса его динамических пара- метров (скорости, высоты и траектор- ного угла) в момент разделения и накоп- ленных отклонений на баллистическом участке полета. Анализ показал, что на- ибольшие отклонения могли возник- Весовая сводка вариантов противоспутников ОКБ-155 Наименование агрегата, системы инспектор истребитель Общая масса противоспутника, кг 965 1025 Топливо, кг 285 345 Головка самонаведения, кг 175 175 Боевая часть, кг 200 - Боевая часть с приводом для раскрутки, кг - 100 Фотосистема, кг - 52 Автопилот, кг 23 28 Счетно-решающий прибор, кг 25 25 Система электропитания, кг 60 70 Двигатели с турбонасосными агрегатами, кг 50 50 Крепление и управление двигателей, кг 8 10 Система стабилизации, кг 14 30 Система наддува баков, кг 20 15 Пневмосистема, кг 5 - Гидросистема, кг - 25 Конструкция, кг 100 100 нуть из-за погрешности в ориентации самолета-носителя по азимуту в момент пуска (когда задавалась плоскость бал- листического участка движения раке- ты), поэтому система наведения ракеты на конечном участке полета должна бы- ла уметь компенсировать серьезные бо- ковые ошибки траектории за счет ак- тивного маневрирования в атмосфере. Исследования по теме Е-155Н проводи- лись в строжайшей секретности из-за большой степени неопределенности ожидаемых результатов и поэтому регу- лярно докладывались лично А. И. Мико- яну. Эти исследования закончились подтверждением принципиальной воз- можности вывода полезного груза с са- молета типа МиГ-25 в заданную об- ласть околоземного пространства и да- же (с большой вероятностью) в нужный Общий вид противоспутника ОКБ-155 (модель) Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Ффото В. Лукашевича момент времени. Такой способ выведе- ния полезного груза в космос был защи- щен авторским свидетельством СССР №26293 с приоритетом1 от 17 июля 1962 г. (авторы - Н. Н. Завидонов, И. Е. Казаков, Ю. К. Назаров, В. С. Пуга- чев, В. И. Соколов и О. А. Чембровский). В силу различных причин тема Е-155Н дальнейшего продолжения не получила, но именно тогда коллектив ОКБ приобрел первый опыт разработ- ки аппарата, осуществляющего аэро- динамическое маневрирование при возвращении в атмосферу. В процессе работ стало ясно: если увеличить энер- гетику самолета-носителя, то в прин- ципе так же можно доставить на около- земную орбиту и корабль с космонав- том. До «Спирали» остался всего один шаг, и его предстояло сделать Глебу Евгеньевичу Лозино-Лозинскому. Формально начало работ по воздуш- но-космическим самолетам (ВКС) в СССР было положено письмом Пгавно- командующего ВВС маршала авиации К. А. Вершинина, с которым он в ав- См. врезку на предыдущей странице. 203
Космические крылья тусте 1962 г. обратился к начальнику ЦАГИ В. М. Мясищеву и к руководите- лям других профильных институтов. В письме указывалась необходимость форсирования исследований в направ- лении создания орбитальных и воз- душно-космических самолетов. Чтобы было понятно дальнейшее по- вествование, необходимо сказать нес- колько слов о механизме появления «внешних» для ОКБ документов (техни- ческих заданий заказчика, правитель- ственных постановлений и т.п.), ини- циировавших официальное начало ра- бот по новой теме. При рассмотрении хронологии событий может показать- ся, что сначала заказчик сам с по- мощью своих научно-исследовательс- ких институтов определяет, какое изде- лие и с какими характеристиками пот- ребуется ему в будущем. Затем он фор- мирует техническое задание (ТЗ) с тре- буемыми тактико-техническими дан- ными (ТТД) и передает его в ОКБ, кото- рое и руководствуется этими докумен- тами при разработке нового изделия. Документы из архива НПО «Молния» Первая (титульная) страница аванпроекта ^Спираль» На самом деле все происходит не сов- сем так, и взаимодействие заказчика (в данном случае - Министерства обороны в лице ВВС) и исполнителя (Министер- ства авиационной промышленности в лице ОКБ и отраслевых НИИ) было более тесным, постоянным и двусторонним. Упрощенно его можно представить так: - На первом, подспудном, этапе за- казчик, постоянно изучающий всю поступающую к нему информацию о тенденциях развития вооружения и способах ведения военных действий, пытается спрогнозировать характер будущих конфликтов и определить об- лик технических средств для участия в них. ОКБ, в свою очередь, тоже посто- янно отслеживает зарубежные публи- кации и направления работ зарубеж- ных фирм-конкурентов и, используя свой практический опыт, непрерывно ведет самостоятельные «внутренние» полуинициативные работы без офици- ального поручения заказчика. Если эти работы показывают принципиаль- ную возможность создание нового об- разца техники, то тогда разработчик информирует об этом представителей заказчика или сам выслушивает поже- лания заказчика, если заказчик пер- вым выявляет новую реальную угрозу. - На втором этапе происходит мно- гократный совместный обмен мнения- ми типа «я моту» (ОКБ) и «мне нужно» (ВВС). В результате проводятся раз- личные научно-исследовательские ра- боты, призванные подробно изучить обоснованность запросов заказчика и реальные возможности промышлен- ности, чтобы в конечном итоге сбли- зить их позиции. Если это удается, т. е. создание нового изделия становит- ся реальным, то наступает... -Третий, внешний, этап, при кото- ром заказчик оформляет согласован- ные требования в виде формального ТЗ и направляет их исполнителю, а сама тема включается в различные планы (тематические, промышленно-эконо- мические, народно-хозяйственные го- довые, пятилетние и проч.). К сожалению, зачастую первые два этапа так и остаются в тени, ставя в ту- пик историков техники, пытающихся по- нять глубинные мотивы и истинные при- чины появления того или иного образца. Включение в тематический план ВВС раздела по военным орбитальным аппа- ратам было вызвано логикой глобально- го противостояния с США и появлением необходимых технологических предпо- сылок для начала развертывания поис- ковых работ в этом направлении. Прове- денные в ЦНИИ-30 Министерства обо- роны СССР в первой половине 1960-х гг. исследования показали наличие весьма важных военных задач, которые либо не могли быть полностью решены сущест- вовавшими или находившимися тогда в разработке ракетными и космическими средствами, либо решались ими недос- таточно эффективно. К таким задачам в первую очередь относилось: - получение в мирное время, угрожа- емые (предвоенные) периоды и после начала войны в заданное время и в сжатые сроки: ♦ детальной разведывательной ин- формации о состоянии и функциони- ровании важнейших вражеских стра- тегических объектов; ♦ данных о расположении подвиж- ных средств нападения противника (стратегической авиации, авианосных ударных соединений) для предупреж- дения внезапного нападения и обеспе- чения эффективного противодействия этим объектам нашими стратегичес- кими носителями ядерного оружия; - поражение важнейших подвиж- ных (морских) и малоразмерных объ- ектов противника на любых удалени- ях, а также площадных целей на очень больших удалениях; - разведка (инспекция) и поражение важных космических целей противни- ка, в том числе (и в особенности!) за- маскированных ложными целями; - обеспечение регулярной, надеж- ной и безопасной доставки людей и 204
Воздушно-орбитальный самолет «Спиралы грузов с Земли на космические базы- станции и обратно. Анализ показал, что для решения этих задач требовалось иметь на воору- жении такое пилотируемое космичес- кое средство многоразового действия, которое обладало бы следующими свой- ствами: - оперативностью; - возможностью формировать самые разнообразные орбиты, наиболее вы- годные для решения различных задач; - значительными маневренными возможностями на этапе возвраще- ния, которые позволили бы при самых разнообразных орбитах иметь ограни- ченное число точек посадки; - возможностью точной посадки в заранее выбранные районы для обес- печения регулярных, достаточно час- тых полетов в мирное время и безопас- ного приземления в угрожаемые пери- оды и в военное время; - экономичностью для осуществле- ния достаточно частых полетов. В 1964-1965 гг. ученые и специалис- ты ЦНИИ-30 в рамках темы, получив- шей шифр «Спираль», разработали кон- цепцию создания принципиально но- вой авиационно-космической системы, которая наиболее рационально совме- щала в себе идеи самолета, ракетопла- на и космического аппарата (КА) и вы- Интересна оценка проекта «Спираль», ко- торую ему дал Иван Силаев, бывший замес- титель председателя Совета Министров СССР и председатель Совета Министров РСФСР, который с 1981 по 1985 год занимал пост министра авиационной промышлен- ности: «О «Спирали» я узнал в 1974 году, после того, как был назначен заместителем министра авиапромышленности по истре- бительной авиации. Это было в разгар хо- лодной войны. В Америке уже вынашива- лась идея переноса гонки вооружений в кос- мос, и перед нами вставала проблема - как воевать в космосе? Меня поразили глубина, сложность и дерзость замысла Лозино-Ло- зинского. Вообще-то говоря, если есть дос- таточный запас энергии, то выйти в космос не проблема - с такой задачей могли спра- виться и ракеты. Но ведь орбитальный само- лет должен был не просто выйти в космос, он должен был там воевать, т.е. маневриро- вать, отыскивать вражеские объекты и унич- тожать их. И Лозино-Лозинский предложил очень изящное решение этих проблем. Внешне его орбитальный самолет выглядит также, как обычный истребитель. И, конечно же, создать миниатюрный аппарат, способ- ный с большей эффективностью, нежели ог- ромные, массивные «шаттлы», решать те же задачи, что и они, было чрезвычайно слож- но. Если бы нам удалось сделать такой са- молет, способный выходить на любые орби- ты, мы получили бы в космосе колоссальное преимущество перед американцами. Ду- маю, что «Спираль» - это проект, который, как минимум, лет на пятьдесят опередил свое время». ▲ Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский. Фотография сделана 15 ноября 1988 г. на Байконуре, во время пресс-конференции по итогам полета «Бурана». Фото из архива НПО «Молния» подняла бы все вышеуказанные требо- вания. Система состояла из пилотируе- мого маневренного многоразового ор- битального самолета (ОС) различного назначения, его одноразового (на пер- вых порах) ракетного ускорителя и многоразового пилотируемого самоле- та-разгонщика. Таким образом, пере- чень требований военных в значитель- ной степени определил будущий облик системы1. Было очевидно, что для ре- шения поставленных задач орбиталь- ные самолеты нужно создавать в вари- антах разведчика, ударного ракетонос- ца, инспектора-перехватчика и транс- портного самолета. К поисковым рабо- там по теме «Спираль» на этапе подго- товки аванпроекта был привлечен ряд головных организаций авиационной промышленности, общего машиност- роения, радиопромышленности, элект- ронной промышленности и министер- ства обороны. Советский Союз серьезно готовился к масштабной войне в космосе и из космоса. Итак, в соответствии с пятилетним тематическим планом ВВС по орбиталь- ным и гиперзвуковым самолетам при- казом министра авиационной промыш- ленности №184сс от 30 июля 1965 г. практические работы по «крылатой» космонавтике в нашей стране были по- ручены ОКБ-155 Минавиапрома Арте- ма Микояна. В том же году был подпи- сан план работ по новой теме, которую возглавил сам Артем Иванович Мико- ян. Тема по созданию многоступенча- того воздушно-орбитального самолета (ВОС, в современной терминологии - авиационно-космической системы, АКС) сохранила индекс «Спираль» и по- лучила шифр «50-50».Чтобы не мешать другим работам, по указанию Микояна из отделов, работавших по всем нап- равлениям деятельности КБ, был наб- ран коллектив, которому выделили от- дельное рабочее помещение. На первом этапе определения облика системы об- щее руководство проектированием осу- ществлял «главный теоретик» КБ - за- меститель генерального конструктора Александр Александрович Чумаченко. Техническое руководство легло на пле- чи другого заместителя генерального - Геннадия Петровича Дементьева, сына министра авиационной промышлен- ности. Спустя несколько месяцев к ра- ботам был привлечен и самый сильный газодинамик микояновской фирмы - 55-летний Птеб Евгеньевич Лозино-Ло- зинский. Вот как об этом периоде вспо- минает Владислав Васильевич Студнев, начавший свою работу в ОКБ Микояна в 1965 г.: «Программу “Спираль” нам спустили военные, из НИИ-30 Министерства обороны, как противоядие американс- ким аппаратам M2-F1/M2-F2, масш- табные модели которых к тому времени уже летали в космос. Поэтому нам нуж- но было догонять. В 1965 г. нас собрали в отдельной комнате, завели каждому секретные рабочие тетради, и мы бро- сились вдогонку за американцами раз- рабатывать орбитальный самолет. Но 1 Наши военные эксперты тогда же, рассматривая альтернативные варианты, сделали вывод, что спутник полубаллистического типа с ротор- ной системой приземления также может осуществлять боковой предпосадочный маневр за счет поворота в космосе плоскости орбиты газоди- намическим способом и осуществлять точную посадку с помощью роторной системы. Но расчеты показывали, что уже при боковом предпоса- дочном маневре, равном примерно +1500 км, стоимость выполнения этими аппаратами, например, задач разведки оказывается на 40-60% больше стоимости выполнения этих же задач орбитальными самолетами. Дальнейшие, более детальные проработки выявили существенные технические проблемы реализации посадки с использованием ротора, поэтому такую посадку не удалось реализовать и до сих пор. 205
Космические крылья Величину снижения стоимости выведения на ВОС «Спираль» проектанты получили исходя из следующих рассуждений. Масса выводимого на орбиту ПГ при использовании самолетного старта с разгоном до М=6 и при использовании в двухступенчатом ускорителе компонентов топлива F2+H2 составляет 9-10% от взлетной. Традиционная ракетная система на тех же топ- ливных компонентах может вывести около 6% (по материалам исследования ЦНИИ-30 для уровня технологий 1960-х годов). В то же время стоимость ракетных систем, по имеющейся статистике, пропорциональна мас- се выводимого на орбиту груза. На тот момент самые современные ракетные системы с ЖРД на компонентах АТ+НДМГ могли выводить на орбиту полезную нагрузку, равную 2,0-2,5 % от взлет- ной массы. Применение перспективных компонентов Нг + Ог позволяло надеяться на вывод на орбиту полезной нагрузки 5%, а компонентов Н2+ F2 - около 6%. Использование самолета-раз- гонщика увеличивало ПГ до 9-10% и уменьшало стоимость вывода 1 кг груза в ~1,6 раза только за счет забрасываемой массы, а с учетом многоразовости первой самолетной ступени, сохра- няющей 86% массы конструкции, стоимость дополнительно снижалась еще примерно в 2 раза. Поэтому общая стоимость вывода на орбиту одинакового груза при использовании воздушно- орбитального самолета будет приблизительно в 3-3,5 раза меньше, чем при выводе ракетной системой. Кроме того, конструкторы надеялись, что применение орбитальных самолетов суще- ственно снизит затраты и сделает значительно более простой службу обеспечения их посадки. При анализе приведенных рассуждений необходимо понимать, что они были основаны на рас- чете стоимости разработки, создания и испытания только опытных образцов воздушно-космичес- кого комплекса с учетом затрат, необходимых на разработку аналога, экспериментального вари- анта орбитального самолета и самолета-разгонщика, и предполагают, что создание водородной промышленности, разработка самолетных двигателей на водороде и фтороводородных ускорите- лей будет осуществляться по специальному финансированию из других статей госбюджета. Сейчас видно, что данный расчет принципиально неверен: если сравнить по массам, то в данном случае некую прибавку дает только использование воздушно-реактивных двигателей на ГСР, и очень сильно отнимает выводимую на орбиту массу наличие авиационных многоразо- вых элементов в составе системы, прежде всего, ОС и ГСР. (Подробнее об этом см. в заключи- тельной главе.) Все методики оценки экономической эффективности систем идут не от массы выводимого груза, а от стоимости разработки и эксплуатации отдельных элементов, «разма- занных» на выводимую массу и (обязательно!) срок активного существования системы (или на все число миссий). При таких расчетах получается «совсем другая экономика», не столь оче- видная. И вообще, технико-экономическое обоснование многоразовой системы (да еще и во- енной) - вещь очень непростая, в двух-трех абзацах его не передашь... Артем Иванович Микоян поступил очень разумно - он сразу привлек ЦАГИ, ЛИИ, и как оказалось, совершен- но не готовую к этой работе Академию наук СССР. Мы хотели узнать, что есть у наших ученых “в пробирках”, что можно было бы использовать, но нам толком ничего полезного так и не дали». Осенью 1965 г., по мере продвижения работ, возникла необходимость консо- лидировать силы внутри ОКБ и нала- живать взаимоотношения со смежни- ками - теме понадобился полноценный главный конструктор. Несмотря на за- груженность по другим работам (и выз- ванное этим несогласие Минавиапрома) на должность главного конструктора «Спирали» был назначен Г.Е. Лозино- Лозинский1. При поддержке Микояна ему удалось собрать как внутри ОКБ, так и на смежных предприятиях еди- ный творческий коллектив, состоявший в основном из молодых исполнителей, для которых «Спираль» стала хорошей школой. В числе технических руководи- телей проекта наряду с Г. Е. Лозино-Ло- зинским и Г. П. Дементьевым, были Я. И. Селецкий (компоновка), Е.А. Сам- сонов (аэродинамика) и Л. П. Воинов (тепловое проектирование), стоявшие у самых истоков «Спирали». Когда приступили к первым проект- ным проработкам облика и профиля полета будущего орбитального самоле- та, конструкторы обратились к схеме «несущий корпус». Вот как вспоминал об этом в марте 2007 г. заместитель на- чальника отделения ФГУП РСК «МиГ»1 2 (такое название сегодня имеет ОКБ Микояна) Юрий Федорович Полушкин: «Выбор схемы “несущий корпус” объ- яснялся двумя причинами. Первая вы- текала из простого логического рас- суждения: спутник, летящий по орбите ИСЗ, может иметь любую простран- ственную форму, в то время как полет в атмосфере подчинен строгим законам аэродинамики, и поэтому требует не только обтекаемой формы летательно- го аппарата, но и наличия крыла с вы- соким аэродинамическим качеством для создания необходимой подъемной силы. Следовательно, сам собой на- прашивался вывод: при проектирова- нии аппарата, предназначенного для функционирования как в открытом космосе, так и для полета в атмосфере, нужно искать компромисс, выбирая некую промежуточную форму, каковой и является аэродинамическая схема “несущий корпус”. Только так можно было создать успешно действующий двухсредный аппарат». С позиций сегодняшнего дня такие исходные рассуждения могут пока- заться наивными, но важно другое: конструкторы смогли интуитивно уга- дать основные преимущества несущего корпуса - возможность снижения тем- пературы поверхности по сравнению с капсулой, меньшую омываемую пло- щадь поверхности по сравнению с «чис- то крылатым аппаратом», требующую теплозащитного покрытия, и меньшую массу конструкции при приемлемом аэродинамическом качестве, обеспечи- вающем достаточный боковой маневр и посадку на аэродром по-самолетному. Вновь предоставим слово Ю. Ф. По- лушкину: «Вторая причина была достаточно традиционной - информация, посту- павшая из-за рубежа. Наше ОКБ очень часто смотрело на зарубежные публи- кации и направления работ. В какой-то моменту нас стали активно обсуждать- ся варианты трансатмосферных ЛА. В таких аппаратах необходимо было совместить возможность полета как в заатмосферных участках, когда можно забыть про аэродинамику, так и спуск в атмосфере, когда требовалось управ- лять аппаратом, выполнять необходи- мые маневры не только с помощью дви- гателя, но и за счет аэродинамики. Тог- да мы стали изучать американские ра- боты по созданию аппаратов по схеме “несущий корпус”3 и пришли к выводу о целесообразности использования этой схемы и у нас. Более того, зарубежная информация подтверждала правиль- ность выбора такой аэродинамической компоновки. И нужно сразу сказать - в силу авиационного профиля ОКБ мы изучали пути создания именно самоле- та для трансатмосферных полетов, спо- собного летать в верхних слоях атмос- феры на гиперзвуковых скоростях и в космосе, а не космического аппарата, спускающегося сквозь атмосферу при посадке4. 1 Спустя годы Г. Е. Лозино-Лозинский вспоминал: «...в 1965-м году, не помню уж в каком месяце, меня пригласил к себе Артем Иванович Микоян и сказал, что нашему КБ поручено создать многоразовый самолет, который выводился бы в космос, стартуя с самолета-разгонщика. “Думаю назначить тебя главным конструктором, - сказал Микоян. - Ну как, возьмешься за такую работу?” Разумеется, я не мог отказаться...» Принимая предложение генерального, Лозино-Лозинский, уже будучи лауреатом Государственной и Ленинской премий, занимал долж- ность только заместителя главного конструктора (с 12 апреля 1957 г.). Главным конструктором согласно приказу МАП № 164/к Лозино-Лози- нский стал только 15 июня 1966 г., за две недели до подписания аванпроекта ВОС «Спираль», но уже через месяц, 2 августа, в соответствии с приказом по МАП №431, он назначается главным конструктором II степени. 2 Федеральное государственное унитарное предприятие Российская самолетостроительная корпорация «МиГ». 3 В качестве подтверждения можно привести отчет ЦАГИ «Экспериментальные исследования аэродинамики схематизированного гиперзвукового аппарата бескрылой схемы при числах М=0,16; 6; 8», выпущенный в первой половине 1960-х годов, выводы которого учитывались при формировании облика орбитального самолета. 4 Выбор может показаться весьма странным. Американские разработки продемонстрировали нецелесообразность создания ЛА типа «несущий корпус» для длительных трансатмосферных полетов, поскольку такой аппарат имел слишком малое аэродинамическое качество. Основное назна- чение всех американских несущих корпусов - спуск с орбиты и посадка, но никак не полеты в верхних слоях на гиперзвуковых скоростях. Однако специалисты КБ Микояна подразумевали в данном случае именно аппарат, летающий в направлении «верхняя атмосфера - космос» и обратно. 206
207 Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» Контур разгонного блока с компонентами топлива водород + кислород Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» Рисунок А. Юргенсона
Космические крылья Фото из архива НПО «Молния» Был и еще один фактор, сыгравший существенную роль не только в облике будущего аппарата, но и в предложен- ных впоследствии профилях полета и вариантах его применения: мы, чего греха таить, достаточно сильно увле- кались работами Зенгера. Идея-то у не- го была здравая, другое дело, что до се- годняшнего дня ее не смогли реализо- вать. Конечно, сам Зенгер не все пони- мал: например, он не учитывал теп- лопрочности, огромных тепловых наг- рузок на конструкцию, он рассматри- вал все лишь с силовой точки зрения, оставив тепловые вопросы вне своего поля зрения, но в целом его схема не устарела до сих пор». Так постепенно, суммируя весь на- копленный и постоянно пополняемый опыт, в первой половине 1960-х годов в ОКБ-155 Артема Микояна подошли к формированию облика воздушно-ор- битального самолета «Спираль». Когда знакомишься с материалами по проекту «Спираль», невольно ло- вишь себя на мысли, что, если не обра- щать внимания на пожелтевшие ма- шинописные страницы и несколько ус- таревшую терминологию, то перед на- ми не документы сорокалетней давнос- ти, а конструкторская документация сегодняшнего дня, причем разрабо- танная с учетом как минимум десяти- летней перспективы развития авиаци- онно-космических систем! Рассмот- рим поподробнее этот уникальный сверхсекретный советский проект кос- мического оружия Лозино-Лозинского. Заказчиком - руководителем работ от ВВС был назначен начальник заказыва- ющего управления генерал-лейтенант Фролов Сергей Григорьевич, а военно- техническое сопровождение поручено начальнику ЦНИИ-30 3. А. Иоффе, его заместителю по науке В. И. Семенову и начальникам управлений В. А. Матвееву и О. Б. Рукосуеву как основным разработ- чикам концепции воздушно-орбитально- го самолета. В соответствии с требова- ниями заказчика конструкторы взялись за разработку многоразового двухступен- чатого ВОС, состоящего из гиперзвуко- вого самолета-разгонщика (ГСР) и воен- ного орбитального самолета с ракетным ускорителем. Старт системы предусмат- ривался горизонтальный, с использова- нием разгонной тележки, отрыв проис- ходил на скорости 380-400 км/ч. После набора с помощью двигателей ГСР необ- ходимых скорости и высоты происходи- ло отделение ОС, и дальнейший разгон производился с помощью ракетных дви- гателей двухступенчатого ускорителя, работавших на фтороводородном (F2+Н2) топливе. Боевой пилотируемый одноме- стный ОС многоразового применения предусматривал использование в раз- личных вариантах (дневного фотораз- ведчика, радиолокационного разведчи- ка, перехватчика космических целей или ударного самолета с ракетой класса «кос- мос - Земля»1) и мог применяться для инспекции космических объектов. Мас- са самолета во всех вариантах состав- ляла 8800 кг, включая 500 кг боевой на- грузки в вариантах разведчика и пере- хватчика и 2000 кг у ударного самолета. Диапазон опорных орбит составлял 130- 150 км по высоте и 45-135° по наклоне- нию в северном и южном направлениях при старте с территории СССР, причем задача полета должна была быть выпол- нена за 2-3 витка (третий виток посадоч- ный1 2). Маневренные возможности ОС с использованием бортовой ракетной дви- гательной установки на высокоэнерге- тических компонентах топлива - фтор F2 + амидол (50% N2H2+ 50% BH3N2H4), должны были обеспечивать изменение наклонения орбиты3 для разведчика и перехватчика на 17°, для ударного само- лета с ракетой на борту (и уменьшен- ным запасом топлива) - на 7-8°. Перех- ватчик также был способен выполнить комбинированный маневр - одновре- менное изменение наклонения орбиты на 12° с подъемом на высоту до 1000 км. Орбитальный самолет мог погружаться в атмосферу для совершения аэродина- мического маневра по изменению плос- кости орбиты. После выполнения орби- тального полета и включения тормозных двигателей ОС должен входить в атмос- феру с большим углом атаки. Управление на этапе спуска осуществлялось за счет изменения крена при постоянном угле атаки. На траектории планирующего спуска в атмосфере задавалась способ- ность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000-6000 км с бо- ковым отклонением ± 1100-1500 км. В район посадки орбитальный само- лет должен был выводиться с вектором скорости, направленным вдоль оси ВПП, что достигалось выбором про- граммы изменения крена. Маневрен- ность самолета позволяла обеспечить посадку в ночных и сложных метеоус- ловиях на один из запасных аэродро- мов на территории Советского Союза с любого из трех витков. Посадка совер- шалась с использованием турбореак- тивного двигателя (ТРД) РД36-35 раз- работки ОКБ-36 на грунтовой аэрод- ром II класса со скоростью не более 250 км/ч. К двигателю предъявлялись требования по непрерывной работе - не менее 6 минут. Согласно аванпроекту «Спирали», под- писанному 29 июня 1966 г. Г. Е. Лозино- Лозинским и утвержденному генераль- ным конструктором А. И. Микояном4, ВОС с расчетной массой 115 т представ- лял собой состыкованные воедино кры- латые многоразовые аппараты горизон- тального взлета-посадки - 52-тонный гиперзвуковой самолет-разгонщик (получивший индекс «50-50»), выпол- ненный по интегральной схеме (плав- ное сопряжение крыла, фюзеляжа и воздухозаборника), и расположенный на нем пилотируемый ОС (индекс «50») с двухступенчатым одноразовым ра- 1 В аванпроекте этот класс ударных ракет обозначен как «орбита - Земля». 2 Типовые циклограммы полета см. далее в описании варианта дневного фоторазведчика. 3 При использовании топлива фтор+амидол орбитальный самолет планировалось оснастить двигательной установкой (для маневрирования на орбите и схода с орбиты) в виде одиночного ЖРД тягой 5 тс. 4 Кроме Лозино-Лозинского, представленного на титульном листе как «Г. Лозинский», аванпроект также подписал заместитель генерального конструктора А. Чумаченко. 208
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» кетным ускорителем - блоком выведе- ния. Индекс «50» был не случаен: бли- зилась пятидесятая годовщина Вели- кой Октябрьской социалистической революции, и такие даты было приня- то встречать новыми трудовыми успе- хами. «Спираль» должна была стать од- ним из них. Эти «торжественные» обоз- начения служили, в первую очередь, для внешнего употребления. Много позже сам Птеб Евгеньевич так объяс- нял индекс «50-50»: «В системе было 50% от авиации и 50% от космонавти- ки». Впоследствии орбитальный само- лет получил индекс «105», гиперзвуко- вой самолет-разгонщик - индекс «205», и вся тема соответственно поменяла обозначение с «50-50» на «105-205». Используя четыре воздушно-реак- тивных двигателя (ВРД), работавших на жидком водороде, ГСР разгонял ВОС до гиперзвуковой скорости, соот- ветствующей М = 6 (около 1800 м/с)1. Затем на высоте 28-30 км (при угле тангажа 25-31°) происходило разделе- ние ступеней, после чего разгонщик возвращался на аэродром, а ОС с по- мощью ЖРД блока выведения выходил на рабочую орбиту. Для ускорения летной отработки ГСР предусматривалась установка на нем четырех двигателей Р-39-300, ра- Сравнительные расчетные характеристики вариантов ВОС «Спираль» Технические характеристики Варианты Основной Промежуточный Топливо ГСР жидкий Н2 керосин Топливо ракетного ускорителя жидкий F2 + жидкий Н2 жидкий О2 + жидкий Н2 Топливо ОС f2 + nh3 АТ + НДМГ Взлетная масса, кг 115000 129920 Параметры ГСР: масса взлетная, кг 52000 72000 масса пустая, кг 36000 38400 Параметры первой ступени ракетного ускорителя: масса взлетная, кг 47500 45950 масса пустая, кг 5500 7700 Параметры второй ступени ракетного ускорителя: масса взлетная (включая ОС), кг 15500 11970 масса пустая, кг 650 920 Параметры орбитального самолета: масса взлетная, кг 8 800-10300 6800 масса пустая, кг 4190 4190 масса ПГ, кг 500-2000 - Параметры разделения ОС и ГСР: скорость полета, м/с 1800 (М=6) 1200 (М=4) высота полета, км 28-30 22-24 Скорость разделения первой и второй ступеней ракетного ускорителя, м/с 4500 4280 Высота опорной орбиты, км 130-150 130-150 Для обозначения системы управления пространственным положением аппарата, использующей ракетные двигатели в качестве исполнительных органов, в конструкторской документации «Спира- ли» используется термин «газодинамическое управление» (ГДУ). В этом видны авиационные корни проекта. Ракетчики такую систему называют «реактивной системой управления» (РСУ, см., к приме- ру, энциклопедию «Космонавтика» под ред. В.П. Глушко, М.: Советская энциклопедия, 1985, с. 331). Терминология авиаторов представляется более точной. Дело в том, что обычные авиационные орга- ны управления (рули, элероны, элевоны, интерцепторы и т.д.) создают управляющие импульсы (си- лы и моменты) во взаимодействии с внешним воздушным потоком, изменяя направление его дви- жения. Поэтому, строго говоря, они тоже являются реактивными. Чтобы избежать путаницы, в авиа- ции используется термин «газодинамическое управление» летательным аппаратом, обозначающий создание управляющих сил и моментов для контроля пространственного положения с помощью ре- активных струй, создаваемых двигателями самого аппарата (энциклопедия «Авиация» под ред. Г. П. Свищева, М.: Большая российская энциклопедия, с. 169). По сути, авиаторы различают две сис- темы реактивного управления, использующие внешний воздушный поток (классические аэродина- мические органы управления) и реактивные струи двигателей (газодинамическое управление). У ра- кетчиков использование внешнего потока минимально (в космосе он совсем отсутствует), и необхо- димость в точной терминологии пропадает. Рассказывая о «Спирали», мы будем использовать тер- минологию ее создателей, в то время как читатель, понимая, что РСУ и ГДУ обозначают одно и тоже, сможет в описаниях других проектов легко определить их конструкторскую «родословную». ботавших на керосине и имевших при- мерно аналогичный расход воздуха. ВОС позволял вывести на полярную орбиту высотой 130-150 км при стар- товом параллаксе* до 750 км ПГ массой до 10,3 т при использовании на само- лете-разгонщике силовой установки на жидком водороде1 2 либо ПГ массой до 5,0 т - с силовой установкой на керо- сине (при двухступенчатом ускорителе на компонентах топлива F2+Н2). Из-за неосвоенности жидкого фтора для ускорения работ по ВОС в целом в качестве промежуточного шага пред- лагалась альтернативная разработка двухступенчатого ракетного ускорите- ля на кислородно-водородном топливе и поэтапное освоение фторного топли- ва на ОС - сначала использование вы- сококипящего топлива на азотном тет- раксиде и несимметричном диметил- гидразине (АТ+НДМГ), затем фторо- аммиачное топливо (F2+NH3), и только после накопления опыта планирова- лось заменить аммиак на амидол. Таким образом, коллектив ОКБ-155 А. И. Микояна летом 1966 г. принялся за разработку ВОС, который благодаря особенностям заложенных конструк- тивных решений и выбранной схеме самолетного старта позволял реализо- вать принципиально новые свойства: - вывод на орбиту ПГ, составляющего 9% и более от взлетной массы системы; - уменьшение стоимости вывода на орбиту одного килограмма ПГ в 3-3,5 ра- за по сравнению с ракетными комплек- сами на тех же компонентах топлива; - вывод КА в широком диапазоне направлений и возможность быстрого перенацеливания старта со сменой не- обходимого параллакса за счет само- летной дальности; - самостоятельное перебазирование самолета-разгонщика; - сведение к минимуму необходимо- го количества аэродромов; - быстрый вывод боевого ОС в лю- бую точку земного шара; - эффективное маневрирование ОС не только в космосе, но и на этапе спус- ка и посадки; - самолетная посадка в сложных ме- теоусловиях или ночью на заданный или выбранный летчиком аэродром с любого из трех витков. В то же время конструкторы уже на этапе аванпроекта видели пути даль- нейшего совершенствования системы. В первую очередь планировалось дос- тичь существенного повышения эф- 1 В аванпроекте отмечено, что принятое значение скорости расцепки (М=6) выбрано максимально возможным по величине температуры торможения, равной 1350 °C. В дальнейшем, «...когда материалы позволят поднять допустимую температуру торможения и увеличить скорость расцепки до М=7», предполагалось увеличить массу выводимого на орбиту самолета до 11300 кг. 2 Несмотря на то, что масса боевого варианта орбитального самолета во всех вариантах оценивалась в 8800 кг, размерность самолета- разгонщика была выбрана с некоторым запасом с учетом возможных изменений (в большую сторону) массы орбитального самолета и других выводимых грузов. * Здесь и далее термины, помеченные знаком *, раскрываются в конце книги. 209
Космические крылья Технографика В. Некрасова фективности ВОС за счет разработки многоразового ускорителя с ПВРД со сверхзвуковым горением, что позволя- ло в перспективе создать полностью многоразовый комплекс. Конструкто- ры надеялись, что указанные особен- ности системы обеспечат ее экономи- ческую целесообразность, оперативное решение военных задач и эффективное использование околоземного косми- ческого пространства в военных целях. Дня натурной обработки конструкции и основных систем, которые в дальней- шем должны были применяться на бое- вых самолетах, в аванпроекте был де- тально проработан экспериментальный пилотируемый одноместный ОС много- разового применения. Д ля ускорения ра- бот, не дожидаясь разработки ГСР, пла- ^Первоначально идея вывода орбитального^ самолета на Р-7 возникла в качестве про- межуточного этапа для летно-конструкто- рских испытаний (ЛКИ) орбитального са- молета. Ее автором был Виталий Констан- тинович Безвербый, начальник отдела ОКБ-1 и профессор 601 -й кафедры Моско- вского авиационного института (МАИ). Она была создана в конце 1959 г. как кафедра проектирования и конструкции ЛА самоле- тостроительного факультета. Кафедру сразу возглавил заместитель С. П. Короле- ва в ОКБ-1, будущий академик Василий Мишин, и в обиходе она с самого начала так и называлась «мишинской». Доцентом 601-й кафедры в то время яв- лялся Геннадий Петрович Дементьев, за- меститель главного конструктора в ОКБ Микояна, который и принес эту идею в ОКБ. Много позднее заместитель Лозино- Лозинского Лев Пантелеймонович Воинов вспоминал: «...Вместе с компоновщиком «Спирали» Яковом Ильичем Селецким мы ездили к Королеву и обсуждали, как уста- новить на его ракету наш самолет (без топ- лива он весил около 7 т). Королев даже подбрасывал нам идеи: я, мол, старый планерист, хотите, вывезу вас на длинном тросе? Пойдет ракета и потащит ваш само- лет... Нам понравился этот вариант, но ут- вердить его мы не смогли». От себя доба- вим: и правильно, так как если такой разго- вор и был, то Королев, будучи трезвомыс- лящим практиком, разумеется, шутил... нировалось выводить его на орбиту с по- мощью PH «Союз» (изделие 11А511 раз- работки ОКБ-1 С. П. Королева). Также был разработан аналог орбитального самолета, запускаемый с самолета-носи- теля Ту-95КМ аналогично ракете Х-20. В связи с большой сложностью про- граммы «Спираль» проектом предусмат- ривалась поэтапная отработка системы: I этап. Создание пилотируемого са- молета-аналога (индекс изделия «50- 11») массой около 11850 кг (без топли- ва - 4300 кг, запас топлива 7450 кг, в том числе топливо для ТРД - 300 кг), с тремя ракетными двигателями, старту- ющего с самолета-носителя Ту-95КМ. Самолет-аналог не имеет массогаба- ритного и приборного сходства с орби- тальным самолетом. Цель испытаний - отработка аэродинамики аппарата, ор- ганов газодинамического управления, режимов работы топливной системы на компонентах АТ+НДМГ, оценка теп- ловых режимов в условиях, близких к космическому полету (максимальная высота полета 120 км, максимальная скорость полета соответствует М=6-8) и входу в атмосферу. На самолете-ана- логе должны были быть отработаны привод на аэродром и посадка. Планировалось изготовить и испы- тать три самолета-аналога. План пре- дусматривал полет на дозвуковой ско- рости с посадкой в 1967 г., полет на сверхзвуке и гиперзвуке-в 1968 г. Сто- имость работ - 18 млн рублей1. Этот этап, по сути, являлся аналогом амери- канского проекта X-15 и не был реали- зован в металле. II этап. Создание одноместного экс- периментального пилотируемого орби- тального самолета (ЭПОС, индекс изде- лия «50», прототип боевого варианта) массой 6800 кг для натурной отработки конструкции и летного подтверждения характеристик основных бортовых систем. Запуск - с помощью PH «Союз» с выводом на орбиту высотой 150-160 км и наклонением 51°, где аппарат совер- шает 2-3 витка с отработкой на орбите газодинамического маневра (топливо АТ+НДМГ) для изменения плоскости орбиты до 8°, а затем выполняет спуск и посадку, как полноразмерный ОС. Предусматривалось полное внешнее, системное и конструктивное (по кон- струкционным и теплоизоляционным материалам) сходство с боевым ОС. Пла- нировалось изготовить и запустить че- тыре самолета в беспилотном (1969 г.) и пилотируемом (1970 г.) вариантах. Сто- имость работ - 65 млн рублей. III этап. Создание ГСР. Для ускоре- ния работ планировалось создать и ис- пытать сначала полноразмерный само- лет с двигателями, работающими на ке- росине (летные испытания четырех ап- паратов с достижением скорости М=4 - в 1970 г., стоимость работ 140 млн руб- лей). После накопления данных по аэро- динамике и эксплуатации на гиперзву- ковой скорости - перейти на водородное топливо, для чего необходимо было из- готовить и испытать четыре аппарата. Летные испытания ГСР на водороде - 1972 г., стоимость работ - 230 млн руб- лей. В дальнейшем самолет-разгонщик с двигателями на керосине планирова- лось использовать для первичной под- готовки и тренировки летного состава в процессе эксплуатации комплекса в штатной комплектации. IV этап. Испытание полностью укомплектованной системы, состоя- щей из ГСР и ОС с ракетным ускорите- лем (двигатели самолета-разгонщика работают на керосине) - 1972 г. Пос- кольку возможности «керосинового» ГСР ограничены, программа испыта- ний не включала вывод на орбиту пи- лотируемого ОС. После всесторонней отработки и проверки всех систем, в 1973 г. планировалось проведение лет- ных испытаний полностью укомплек- тованной системы с двигателями, ра- ботающими на водороде, и пилотируе- мым ОС. Дальнейшие работы должны были быть связаны с переходом на жидкий фтор (!), используемый в каче- стве окислителя на ракетном ускорите- ле и орбитальном самолете. Предпола- галось также развертывание работ по созданию вместо ракетного ускорителя эффективной многоразовой второй ступени, оснащенной гиперзвуковым прямоточным двигателем (ГПВРД), ис- пользующим жидководородное топли- во. К моменту подписания аванпроекта план совместных работ ОКБ-670 (глав- ного конструктора М. М. Бондарюка)1 2, ЦАГИ и ЦИАМ в этом направлении уже был составлен и утвержден. С 1967 г. из-за неопределенности ра- бот по гиперзвуковому самолету-раз- гонщику, название «Спираль» стало ис- пользоваться применительно к орби- тальному самолету, разрабатывавше- муся на первых двух названных этапах работ. Рассмотрим основные компо- ненты ВОС и принятые конструктив- ные решения подробнее. 1 Предварительные расчеты затрат на разработку, производство и испытания опытных образцов воздушно-орбитального самолета были выполнены в НИИ-2 МАП (ныне - ГосНИИАС). Интересно, что в документах НИИ-2 «Спираль» именовалась «воздушно-космическим комплексом» - ВКК. 2 ОКБ-670 Минавиапрома в 1967 г. было переименовано в МКБ «Красная звезда». 210
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» Гиперзвуковой самолет-разгонщик Техническое задание на разработку ГСР было составлено начальником отдела теории систем ОКБ Микояна Николаем Николаевичем Завидоно- вым и его заместителем Вячеславом Щепиным на основе требуемых харак- теристик ГСР. Военные задачи для бо- евого применения ГСР были сформу- лированы заместителем начальника ЦНИИ-30 генерал-майором авиации Анатолием Павловичем Молотковым. Эти задачи Молотков согласовал в во- енном отделе ЦК и через ЦК КПСС под- готовил предложения в «Разрешение на оформление проекта правитель- ственного Постановления». Изначально предполагалось, что са- молет-разгонщик будет делать ОКБ А. Н. Туполева по утвержденному «ми- кояновскому» техническому заданию. Причин для такого выбора было две. Первая состояло в том, что ОКБ Тупо- лева исторически специализировалось на разработке тяжелых скоростных са- молетов. Вот как говорит об этом В. В. Студнев1: «ГСР должен был делать Андрей Ни- колаевич Туполев. Мы сделали для него «получемпионское» ТЗ, иначе бы тему сразу же выкинули из правительствен- ных документов. Микоян как конструктор смог бы и сам сделать ГСР, но существовало нег- ласное соглашение между великими советскими авиаконструкторами (Ту- полевым, Микояном, Яковлевым, Иль- юшиным и Сухим) по их специализа- ции: кто из них занимается легкой ави- ацией, кто пассажирской, кто тяже- лой. Это было естественно - каждый больше понимал в своем классе само- летов, использовал свои методы проек- тирования, по-разному относился к ве- совым характеристикам самолетов. Артем Иванович Микоян всегда мечтал сделать хороший пассажирский само- лет. Он часто говорил об этом: - Я бы такую конфетку сделал! И для этого у него были все основа- ния, потому что весовая культура про- изводства истребителей была высо- чайшей! Но пассажирские самолеты были “чужой территорией”, поэтому у Микояна было всего две бригады в от- деле общих видов - тяжелых (семей- ство МиГ-25 и “Спираль”) и легких са- молетов (все прочие летательные аппа- раты). То же самое касалось и тяжелых скоростных бомбардировщиков, к ко- торым относился и ГСР - это была вот- чина А. Н. Туполева1 2». Второй причиной был тот факт, что ОКБ А. И. Туполева в середине 1960-х годов занималось проектированием пассажирского самолета Ту-144. По- следний при схожей размерности имел и близкую к ГСР аэродинамическую схему3, и казалось заманчивым попы- таться совместить работы над «Спи- ралью» с дальнейшим развитием работ по Ту-144. Напомним, что первый по- лет «керосинового» самолета-разгон- щика планировался на 1970 г., а прото- тип Ту-144 совершил первый полет 31 декабря 1968 г., те. «керосиновые» варианты развивались практически параллельно. Была составлена соотве- тствующая программа работ по ГСР, но скоро «туполевцы» разобрались, что при внешней схожести их Ту-144 и но- ситель «Спирали» - совершенно разные машины. Более того, стало ясно, что на технологическом уровне авиации сере- дины 1960-х гг. создать такой гипер- звуковой самолет очень сложно. В пер- вую очередь трудности были связаны с использовавшимися конструкционны- ми материалами и с проблемами, вы- текавшими из заложенных в проект водородных воздушно-реактивных двигателей. В результате ОКБ Туполе- ва отказалось работать на «Спираль», и «микояновцам» ничего не оставалось, как самим пытаться заниматься само- летом-разгонщиком. В ОКБ Микояна действительно про- вели работы по ГСР на уровне аванпро- Фото из архива В. Лукашевича екта и изготовили масштабные проду- вочные модели для исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ. Об уровне и значимости этих исследова- ний может свидетельствовать тот факт, что эти модели до сих пор береж- но хранятся в ОКБ Микояна «за семью печатями». Единственная доступная сегодня продувочная модель (см. фо- тографии далее) находится в фондах Политехнического музея. Особенность проектирования гипер- звукового самолета-разгонщика за- ключалась в том, что его основные раз- мерности и компоновочные решения были обусловлены габаритами сило- вой установки. В частности, общая длина самолета определяется только суммарной длиной сверхзвукового воздухозабоника, каналов двигателя, собственно двигателей и хвостовой части фюзеляжа, используемой как центральное клиновидное тело сверх- звукового сопла. Площадь и размер- ность крыла в схеме «бесхвостка» обус- ловлены заданным размером длины силовой установки и необходимостью размещения органов управления и по- верхностей, обеспечивающих необхо- димые запасы устойчивости. Согласно проекту, ГСР представлял собой самолет-бесхвостку длиной 38 м с треугольным крылом большой перемен- ной стреловидности по передней кромке типа «двойная дельта» (стреловидность 80° в зоне носового наплыва и передней части и 60° в концевой части крыла) раз- махом 16,5 м и площадью 240,0 м2 с вер- тикальными стабилизирующими пове- рхностями - килями (площадью по 1 Здесь и далее - из интервью В. П. Лукашевичу 6 декабря 2008 г. 2 В. В. Суднев продолжает: «Что же касается весовой культуры, то приведу еще такой пример. Сравним ракетные двигатели одного класса тяги, но разработанные в «авиационном» и «ракетном» КБ. Ракетный двигатель авиационного конструктора Кузнецова - это абсолютно «вылизанный» двигатель, ни грамма лишнего веса! А возьмите двигатель Глушко - это такая бандура! Однажды при моем появлении в их цехе я увидел кувалду и сразу услышал за спиной такой разговор старожилов: - Парень из авиации пришел, убери-ка кувалду с глаз подальше!» 3 В самом деле, в случае гипотетической необходимости размещения большого протяженного (и отделяемого в полете) груза на внешней подвеске для Ту-144 возможны два варианта его модификации - установка V-образного двухкилевого оперения (по этому пути пошли в ОКБ Павла Сухого при проектировании авиационно-космического комплекса на базе Т-4, см. следующую страницу) или разнесение вертикально- го оперения по концам консолей крыла в виде двух стабилизирующих поверхностей, как на самолете-разгонщике «Спирали». Другими слова- ми, с точки зрения проектантов, во внешнем облике Ту-144 и гиперзвукового носителя «Спирали» гораздо больше общего, чем может пока- заться на первый взгляд. 211
Космические крылья 18,5 м2) на концах крыла. Для увеличе- ния путевой устойчивости плоскости килей наклонены внутрь на 3° по отно- шению к плоскости симметрии самоле- та. Крыло набрано сверхтонкими ром- бовидными профилями с переменной относительной толщиной от 2,5% у кор- ня до 3% на конце. Основные геометри- ческие характеристики самолета-раз- гонщика приведены в таблице. Управление ГСР осуществлялось с помощью рулей направления на ки- лях, элевонов и посадочных щитков. Для увеличения путевой устойчивости на гиперзвуке в хвостовой части был дополнительно установлен складывае- мый на взлетно-посадочных режимах подфюзеляжный гребень. Самолет- разгонщик был оборудован двухмест- ной герметичной кабиной экипажа с катапультными креслами. Для улучше- ния обзора «вперед-вниз» (до -14°) при посадке носовая часть фюзеляжа пе- ред кабиной пилотов выполнена откло- няемой вниз на 5°. Аналогичное кон- Геометрические данные гиперзвукового самолета-разгонщика Геометрическая площадь крыла, SKp 240 м2 Средняя аэродинамическая хорда крыла, 1_сах 16,875 м Хорда крыла по оси самолета, Ьо 32,6 м Хорда крыла на конце, Ьк 4,5 м Толщина профиля крыла, бортовая/концевая 0,025/0,03 Площадь элевонов, 8ЭЛ 24 м2 Размах крыла, L 16,5 м Удлинение крыла, 1 1,14 Размах элевонов, 10,2 м Стреловидность крыла по передней кромке, корневая/концевая 80760° Длина фюзеляжа, Ц, 38 м Диаметр фюзеляжа (максимальный) 4,15 м Мидель фюзеляжа (включая крыло и мотогондолы), Рф 20,9 м2 Входная площадь воздухозаборника, F 12,8 м2 Ширина фюзеляжа (по мотогондолам) 6,2 м Площадь вертикального оперения на крыле, 2x18,5 м2 Площадь подфюзеляжного гребня, Srp Юм2 структивное решение успешно исполь- зовалось при создании сверхзвуковых пассажирских самолетов первого по- коления (советского Ту-144 и англо- французского «Конкорда») и стратеги- ческого ударно-разведывательного са- молета Т-4 («Сотка») разработки ОКБ Павла Сухого1. Взлетая с разгонной тележки, для посадки ГСР использует трехопорное шасси с носовой стойкой, выпускае- мой в поток в направлении «против по- лета» и оборудованной спаренными пневматиками размером 850x250 мм. Основная стойка оснащена двухколес- ной тележкой с тандемным расположе- нием колес размером 1300x350 мм для уменьшения требуемого объема в ни- ше шасси в убранном положении. Ко- лея основных стоек шасси - 5,75 м. В верхней части ГСР в специальном ложе крепился собственно орбитальный Технографика В. Лукашевича на основе ЗО-модели В.Малюх и Н. Назаренко ▲ Сверхзвуковой разведывательно-ударный самолет Т-4 («Сотка») ОКБ Павла Сухого 1 Заметим, что только отклоняемой носовой частью сходство между ГСР «Спирали» и «суховским» ударным разведчиком Т-4 не ограничива- лось. В начале 1973 г. в ОКБ П. О. Сухого на базе «Сотки» рассматривался проект авиационно-космического разгонного комплекса для перех- вата спутников или выведения на околоземную орбиту космических аппаратов. Помимо двухкилевого самолета-разгонщика и ракеты-носите- ля с КА комплекс включал в себя системы контроля, управления PH наведения спутника-перехватчика. Первоначальный проект предполагал размещение PH на пилоне под фюзеляжем, однако дальнейший анализ привел к появлению в 1974 г. новой компоновки с верхним размеще- нием ракеты в специальных ложементах и «горячим» разделением ракетной системы и самолета-носителя на скоростях М=2,4-3. Исследова- тельские работы (в частности, продувки моделей в СибНИИА) по теме авиационно-космического разгонного комплекса велись до 1978 г. и бы- ли остановлены в связи с отказом от принятия «Сотки» на вооружение и прекращением всех работ по ней. Заметим, что проект авиационно- космического комплекса на базе Т-4 никогда не был конкурентом «Спирали», т.к. появился на восемь лет позже. Но в проекте «суховцев» силь- ной стороной был практически готовый «керосиновый» самолет-носитель с крейсерской скоростью 3000 км/ч, в то время как у «микояновцев» - проработанная вторая ступень с почти готовым орбитальным самолетом. История не знает сослагательного наклонения, но объединение усилий двух КБ в одном проекте могло дать выдающиеся результаты. Тем более что на ранних этапах проработки Т-4 рассматривалась воз- можность использования в качестве топлива жидкого водорода... 212
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями. В качестве топлива разгонщик ис- пользовал жидкий водород; двигатель- ная установка компоновалась в виде двух блоков по два турбореактивных двигателя разработки А. М. Люльки ди- аметром 1250 мм и тягой на взлете по 17,5 т каждый, имеющих общий возду- хозаборник и работающих на единое сверхзвуковое сопло внешнего расши- рения с вертикальным клином. При пустой массе 36 т ГСР мог принять на борт 16 т жидкого водорода (213 м3), для размещения которого отводилось 260 м3 внутреннего объема. Особенностью двигателей являлось использование разогретых паров водо- рода для привода турбины, вращаю- щей компрессор ТРД1. Испаритель во- дорода находился на входе компрессо- ра. Таким образом, была успешно ре- шена проблема создания силовой уста- ставе НПО «Сатурн»). Двигатель полу- чил индекс АЛ-51 (в это же время в ОКБ-165 разрабатывался ТРДФ треть- его поколения АЛ-21Ф, и для нового двигателя индекс выбрали с запасом, начав с круглого числа «50», тем более что это же число фигурировало в ин- дексе темы). В первые дни, когда ОКБ Архипа Люльки только получило техническое задание на двигатель и его схема была не ясна, сотрудник ЦИАМ С.М.Шлях- тенко - через год он стал начальником института - показал проектантам ста- тью из иностранного журнала (возмож- но, Flight или Interavia), в которой была опубликована схема «испытанного в США ракетно-турбинного пароводо- родного двигателя (РТДп)». Судя по ста- тье, двигатель имел весьма привлека- тельные характеристики, в том числе очень высокий удельный импульс. Шляхтенко возбужденно потрясал журналом и восклицал: «Смотрите: они В дальнейшем проект постоянно до- рабатывался. Можно сказать, что он находился в состоянии «перманентной разработки»: постоянно вылезали ка- кие-то неувязки, и все приходилось «до- увязывать». В расчеты вмешивались реалии - существовавшие конструкци- онные материалы, технологии, воз- можности заводов и т. д. В принципе, на любом этапе проектирования двига- тель был работоспособен, но не давал тех характеристик, которые хотели по- лучить от него конструкторы. «Дотяги- вание» шло в течение еще пяти-шести лет, до начала 1970-х, когда работы по проекту «Спираль» были закрыты. Предельные тяговые характеристики газотурбинного ВРД традиционной схе- мы диктует температура газа на турби- не: если она выше температуры плавле- ния материала лопаток, то турбина просто сгорит. А из предельной темпе- ратуры газа на турбине естественным образом можно получить предельную Воздушно-орбитальный самолет «Спираль»: вид сзади Технографика В. Некрасова повки без комбинирования «разнома- стных» двигателей, таких как ТРД и ПВРД. Водородный ТРД был уникален: наша промышленность ни до, ни после этого ничего похожего не делала, экс- периментальные образцы подобных двигателей впоследствии разрабаты- вались лишь в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ) и ни разу не доводились до постройки хотя бы опытного образца. Техническое задание на создание ТРД получило ОКБ-165 А. М. Люльки (ныне - НТЦ имени А. М. Люльки в со- уже и сделали, и испытали, и полетят не сегодня-завтра! А мы чем хуже?» Конструкторы приняли вызов. Первые же проработки показали, что схема в самом деле очень привлека- тельна и параметры получаются прос- то фантастические: удельный импульс по топливу 4500 сек при удельной мас- се двигателя 0,09-0,11 кг/кгс тяги. На базе вспыхнувшего энтузиазма доволь- но быстро «нарисовали» головной том технического проекта, который был подписан и уже в 1966 г. отправлен в ОКБ-155 Г. Е. Лозино-Лозинскому. скорость полета аппарата с такой дви- гательной установкой (ДУ): чем быстрее летишь, тем горячее воздух в воздухоза- борнике и перед компрессором. Перейти на «двигатель комбиниро- ванного цикла» (когда до определенной скорости он работает как ТРД, а затем газотурбинный тракт закрывается, и двигатель переходит на режим «прямо- точки») тогда не решились. На первый взгляд такая ДУ казалась сложнее, а при тех технологиях была еще и значитель- но тяжелее. Фактически разработчики планировали создать обычный турбоком- 1 Как свидетельствовал позднее Г. Е. Лозино-Лозинский, «альтернативные варианты самолета-разгонщика прорабатывались с другими видами силовых установок, однако до проекта, достаточно глубоко проработанного, дело так и не дошло». 213
Космические крылья Технографика В. Некрасова прессорный движок, но только разог- нать его до предельных характеристик. «Вылизыванием» идеальных характе- ристик в данном случае не занимались: экономичность у ТРДФ столь велика по сравнению с ЖРД, что даже если газо- турбинный двигатель будет хуже идеала в два раза, то он все равно будет все еще впятеро экономичнее ракетного. При тогдашних конструкционных ма- териалах в ТРДФ могли обеспечить нор- мальное сгорание в камере и разницу температур между воздухозаборником и турбиной в диапазоне скоростей до М=4. В принципе, даже сейчас эта гра- ница поднялась не сильно: при исполь- зовании самых совершенных техноло- гий - керамики, композитов, охлаждае- мых лопаток турбины - ее можно при- поднять еще, скажем, до М=5, не боль- ше. Для керосина это предел. Водород же хорош тем, что у него гигантский ох- лаждающий потенциал, который можно использовать, во-первых, для охлажде- ния воздуха в воздухозаборнике и ох- лаждения лопаток турбины - во-вторых. В проекте РТДп даже этого не нужно было делать: двигатель отличался от классического турбореактивного тем, что турбина была убрана из газовоз- душного тракта, ее вращал разогретый газообразный водород, а она, в свою очередь, приводила во вращение комп- рессор, который подавал воздух в каме- ру сгорания. При разделенных трактах можно значительно поднять давление в сопле, а следовательно, и экономич- ность (удельный импульс) двигателя. Применение паротурбинного двига- теля в данном случае давало возмож- ность убить двух зайцев: во-первых, не задумываться о температуре газа пе- ред турбиной - газообразный водород, разогретый в теплообменнике, имел очень низкую температуру, заведомо ниже точки плавления материала ло- паток. Во-вторых, водородный тепло- обменник-испаритель, установленный в воздухозаборнике, позволял умень- шить температуру входящего воздуха перед компрессором. Поскольку разогретый водород бе- рется из теплообменника (который ли- бо выставлен в воздухозаборник, в го- рячий поток набегающего воздуха, ли- бо вписан в камеру сгорания), основ- ная проблема РТДп, как представляет- ся, была не в каких-то экзотических конструкционных материалах, а в эф- фективном теплообменнике. Он дол- жен быть спроектирован так, чтобы не очень загромождать тракт и не созда- вать больших аэродинамических по- терь, но в то же время обеспечивать прогрев водорода. Собственно, иссле- дования в этой области велись и ведут- ся в ЦИАМе все эти годы, но манящий конструкторов «идеальный» теплооб- менник пока так и не разработан. Нужно отметить, что сложности раз- работки пароводородной силовой уста- новки были видны с самого начала. В частности, в заключении ЛИИ имени М. М. Громова по аванпроекту, подпи- санному 20 июня 1966 г., отмечается: «...При расчете комплекса были при- няты наиболее перспективные значе- ния удельных параметров силовых ус- тановок, выбранных с учетом дальней- шего развития газовой динамики и на- копления опыта создания высокотем- пературных газотурбинных двигате- лей и водородных ЖРД. В процессе создания орбитального комплекса «Спираль» должны быть ре- шены следующие задачи: - создание пароводородного двига- теля новой схемы и ЖРД, работающего на водороде; - разработка и создание эффектив- ной теплоизоляции топливных баков; - разработка систем охлаждения эле- ментов силовой установки турбоком- прессора и его ходовой части; - разработка и создание топливопо- дающей и топливорегулирующей ап- паратуры на большие объемные расхо- ды жидкого водорода с низкой темпе- ратурой». А в заключении ЦИАМ было прямо сказано, что: «... Заявленные основные данные, высотно-скоростные, дроссельные и весовые характеристики одноконтур- ного ракетно-турбинного двигателя мо- гут быть получены при условии реали- зации высокого уровня совершенства элементов конструкции. Использован- ные в расчетах коэффициенты, опреде- ляющие потери энергии по тракту, КПД охлаждаемого компрессора и мно- гоступенчатой турбины и др., опреде- ляющие габаритные и весовые данные двигателя, требуют экспериментально- го подтверждения. Предлагаемые дви- гатели являются двигателями принци- пиально новой схемы. Эксперимен- тальные данные по этим двигателям и отдельным узлам в настоящее время у нас практически отсутствуют. Поэтому созданию двигателя должен предшествовать большой объем расчет- но-конструктивных и эксперименталь- ных исследований в направлениях: 1. оптимизации схем (пароводород- ные, водородо-воздушные, комбиниро- ванные, безредукторные и др.) и пара- метров рабочего процесса; 2. экспериментального исследова- ния водородо-воздушных теплообмен- ных агрегатов и систем охлаждения ос- новных теплонагруженных элементов двигателя; 3. выбор типа, исследования и раз- работки многоступенчатых газовых и пароводородных турбин и др.» Понимали всю сложность создания пароводородного двигателя АЛ-51 и сами двигателисты из ОКБ-165. Поэто- му в качестве подстраховки они парал- лельно вели работы и по кислородно- 214
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» водородному реактивному двигателю с классической компоновкой РД-50-2. К сожалению, какая-либо информация об этом двигателе отсутствует... Двигатель для промежуточного ва- рианта ГСР, работающий на керосине, проектировало ОКБ-ЗОО (с 1966 г. - Московский машиностроительный за- вод «Союз»; до 1973 г. его возглавлял С.К.Туманский, а затем О. Н. Фаворс- кий. Ныне предприятие носит наиме- нование АМНТК «Союз»1). Это был одноконтурный турбореак- тивный двигатель с форсажной каме- рой (ТРДФ). Работами по новой разра- ботке, получившей индекс Р39-300, ру- ководил, скорее всего, Григорий Льво- вич Лифшиц, в то время - первый за- меститель генерального конструктора ОКБ-ЗОО. Техническое предложение1 2 на двигатель было выдано разработчи- кам «Спирали» в 1966 г. После закрытия темы «Спираль» ра- боты по данному двигателю в ОКБ-ЗОО продолжения не имели: кроме ГСР, ему не было другого применения3 4. Помимо двигательной установки, вторым принципиальным новшеством самолета-разгонщика являлся интег- рированный регулируемый гиперзву- ковой воздухозаборник, использую- щий для сжатия практически всю пе- реднюю часть нижней поверхности крыла и носовую часть фюзеляжа, при этом передняя кромка крыла являлась первой ступенью сжатия сверхзвуково- го воздухозаборника. Впоследствии Лозино-Лозинский вспоминал: «Когда мы по-настоящему влезли в работу над первой ступенью, у нас воз- ник новый взгляд на проектирование самолетов. Мы поняли, что необходимо гармоничное сочетание - подобно зву- кам в аккорде - всех его компонентов и свойств. Если раньше облик летатель- ного аппарата определялся аэродина- микой, то теперь, проектируя наш раз- гонщик, мы стремились интегрировать аэродинамику и силовую установку, представляя их как нечто единое». Дальнейшее торможение набегающе- го потока начиналось на расстоянии 10,25 м до воздухозаборника за счет спе- циально спрофилированной нижней по- верхности носовой части фюзеляжа, на- клоненной к потоку под углом атаки* 4°. На расстоянии 3,25 м (в продольном на- правлении) до воздухозаборника ниж- няя поверхность фюзеляжа увеличива- ет местный угол атаки на 10° - эту точку можно считать началом горизонтально расположенной поверхности (клина) торможения собственно воздухозабор- ника. На расстоянии 1,27 м до нижней «губы» воздухозаборника клин торможе- Металлическая модель ВОС «Спираль» (в транспортном контейнере), использовавшаяся до середины 1970-х годов при испытаниях в аэродинамических трубах. Обращает на себя внимание острая верхняя кромка в носовой части гиперзвукового самолета-разгонщика. Модель позволяла исследовать различные конфигурации крыла (включая различные формы аэродинамической крутки и расположения управляющих поверхностей) и имеет сменные модули полезной нагрузки (второй ракетной ступени). Местонахождение модели - НИИ механики МГУ, куда ее передали из Киева (Украина); на момент празднования 250-летия МГУ модель была отправлена для экспозиции в Исторический музей, но так и не была выставлена для открытого просмотра. Эта же модель без транспортного контейнера представлена ниже. ния вновь увеличивает угол атаки еще на 10°. Нижняя «губа» воздухозаборника расположена на расстоянии 1,255 м от нижней поверхности фюзеляжа, повто- ряя его контур4. Преодоление теплового барьера для ГСР обеспечивалось соотве- тствующим подбором конструкционных и теплозащитных материалов. В ряде поздних публикаций указана возможность разработки на базе ГСР шестимахового* пассажирского само- лета. Однако аванпроект не упоминает Фото с сайта www.buran.ru Фото с сайта www.buran.ru 1 Это КБ в свое время прославилось разработкой самого «быстрого» отечественного ТРДФ Р15Б-300для истребителя-перехватчика МиГ-25. 2 К сожалению, оригинал этого документа был уничтожен в начале 1980-х годов. 3 Известно, что в конце 1950-х годов в ОКБ-23 под руководством В. М. Мясищева прорабатывался проект стратегического бомбардировщика М-56 с крейсерской скоростью в диапазоне 3200-4000 км/ч и высотой полета более 20 км. В проекте рассматривалась возможность установки двигателей РД7-300 генерального конструктора С.К.Туманского. Не исключено, что РД7-300 и Р39-300 имели некоторые общие черты ввиду сходных крейсерских режимов работы. 4 Как говорят конструкторы, эквидистантно. 215
Космические крылья никакого гражданского использования самолета-разгонщика1, а для военных целей предусматривалось его автоном- ное применение только в качестве даль- него гиперзвукового стратегического разведчика или ракетоносца. ГСР-раз- ведчик (или ракетоносец) в «керосино- вом» варианте силовой установки дол- жен был иметь максимальную скорость М=4,0-4,5 и дальность (при М=4,0) до 6000-7000 км, а использование водо- родного топлива (при замене ОС с ра- кетным ускорителем дополнительным водородным баком и взлетной массе 65 т) позволяло достичь максимальной скорости М=6,0 и дальности 12000 км (при крейсерской скорости М=5,0). Самолет-разгонщик был первым ги- перзвуковым ЛА с воздушно-реактив- ными двигателями, который исследо- вался в ЦАГИ на скоростях до Мтах=4-6. Два варианта модели (одна из них пока- зана справа) прошли полный цикл ис- следований в аэродинамических трубах института в 1965-1975 гг. Наиболее су- щественной частью этой работы были исследования по методике испытаний моделей с протоком воздуха через мото- гондолы силовой установки на гипер- звуковых скоростях полета (К. К. Кос- тюк, В. Е. Табаньков, В. П. Кутухин). Ре- зультаты многочисленных продувок подтвердили правильность выбора ос- новных конструктивных решений. Несмотря на отказ ОКБ А. Н. Туполе- ва создавать ГСР на основе задела по Ту-144 в середине 1960-х годов, впос- ледствии разработчики «Спирали» на- деялись, что «туполевцы» сделают ГСР на основе своих других, последующих проектов. Но для этого технические за- дания на новые самолеты должны бы- ли если и не совпадать, то, по крайней мере, быть близки к требованиям, предъявляемым к ГСР. Согласованием этих требований с заданиями на новые самолеты вместе с А. П. Молотковым, с 1969 г. возглавивший ЦНИИ-30 Ми- нистерства обороны, долгие годы бе- зуспешно занимался ответственный за «Спираль» генерал-лейтенант авиации С. Г. Фролов. Вот как об этом вспомина- ет В. В. Студнев: «С проектом технического задания на ГСР Фролов везде ходил, пробивал... Сергей Григорьевич был нашим заказ- чиком (начальником заказывающего управления Министерства обороны) по “Спирали”. Он не просто нас курировал от военных, он отвечал за авиационную тематику во всех областях промышлен- ности, он везде был заказчиком. Поэто- му он с нашими вопросами ходил по различным кабинетам, по авиацион- ным министерствам, он прямо “рвал и метал” от злости из-за пробуксовыва- ния ГСР. Мы очень надеялись на Ту- 160. Но когда в ходе проработки проекта заказчик сказал, что хочет многоре- жимный самолет, его скоростные ха- рактеристики были урезаны. Он закла- дывался как нормальный самолет, пре- восходящий свой американский аналог В-1, а его потом обрубили... Мы дерну- лись к 1у-22М - и там тоже заказчик срезал характеристики по скорости... Да, ГСР должен был делать Андрей Николаевич Туполев. Но он толком и не начинал его делать. Позже мы поняли, что, скорее всего, сам А. Н. Туполев от- казался от этой работы. В его КБ при- выкли, что год-два, - и новая машина или очередная модификация, и на- граждения за очередной успех, за но- вую трудовую победу, а тут пришлось бы много потрудится, это была слож- ная работа минимум на 6-8 лет... Мы сами гиперзвуком [в приложе- нии к самолетам -В. Л.] не занимались, для нас это было сложно. Впослед- ствии, после перехода коллектива “Спирали” из ОКБ Микояна в НПО “Молния”, гиперзвуковой тематикой в микояновском КБ стали заниматься П. А. Шустер и Л. Щеголев. Очень серь- езно гиперзвуком занимался И. С. Се- лезнев в КБ А. Я. Березняка, но это бы- ло не совсем то, что нам было нужно1 2». На 40-м конгрессе Международной астронавтической федерации FAI, про- ходившей в 1989 г. в Малаге (Испания), представители американского Нацио- нального управления по аэронавтике и исследованию космического простран- ства (NASA) дали самолету-разгонщику высокую оценку, отметив, что он «про- ектировался в соответствии с совре- менными требованиями». Двухступенчатый ракетный ускоритель Блок выведения - ракетный ускори- тель - представлял собой однора- зовую двухступенчатую ракету-носи- тель, расположенную в «полуутоплен- ном» положении в ложементе «на спи- не» ГСР. Для ускорения разработки аванпроектом предусматривалась раз- работка промежуточного (на компо- нентах водород-кислород, Н2+О2) и ос- новного (на водороде и фторе, H2+F2) вариантов ракетного ускорителя. При выборе компонентов топлива проектировщики исходили из необхо- димости вывода на орбиту возможно большего полезного груза. Жидкий во- дород Н2 рассматривался как единст- венный перспективный вид горючего для гиперзвуковых воздушных аппара- тов и как одно из перспективных горю- чих для ЖРД, несмотря на его сущест- венные недостатки - малую удельную массу (0,075 г/см3)3 и отсутствие раз- витой водородной промышленности в стране. Керосин в качестве топлива ракетного ускорителя вообще не рас- сматривался. В качестве окислителей для водоро- да могли использоваться жидкий кис- лород и фтор. С точки зрения техноло- гичности и безопасности кислород предпочтительнее, но его применение требует больших объемов баков (101м3 против 72,12 м3), т. е. к увеличению ми- деля, а следовательно, лобового сопро- тивления самолета-разгонщика, что уменьшает его максимальную скорость расцепки до М=5,5 вместо М=6 при ис- пользовании фтора. При выборе окис- лителя для ракетного ускорителя сыг- рал свою роль и тот фактор, что при применении фтора (расчетный удель- ный импульс 462-482 сек) выводимая на орбиту полезная нагрузка составля- ет 9-10% от взлетной массы системы, а при применении кислорода (удельный импульс 440-455 сек) - только 7,5-8%. Общая длина ракетного ускорителя (на фтороводородном топливе) - 27,75 м, включая 18,0 м первой ступени с дон- ным стекателем и 9,75 м второй ступе- ни с полезной нагрузкой - орбитальным самолетом. Вариант кислородно-водо- родного ракетного ускорителя получал- ся на 96 см длиннее и на 50 см толще. Основные параметры вариантов ра- кетного ускорителя приведены в табли- це. В аванпроекте предполагалось, что фтороводородный ЖРД тягой 25 тс4 для оснащения обеих ступеней ракет- ного ускорителя будет разрабатывать- ся в ОКБ-456 В. П. DiyniKo5 на базе от- работанного ЖРД тягой 10 т на фторо- аммиачном топливе. Впоследствии в открытой печати этот двигатель полу- чил наименование РД-301. Удельная масса топлива составит 0,7-0,64 кг/л 1 В заключении ЦАГИ по аванпроекту, подписанному В.М. Мясищевым 20 июня 1966 г., отмечается, что накопленный при разработке ГСР «Спираль» опыт впоследствии позволит обеспечить разработку гиперзвуковых транспортных и пассажирских самолетов. 2 В конце 1950-х - начале 1960-х годов на экспериментальной ракете Х-22Б с треугольным крылом со стреловидностью 75° (главный конструктор А.Я. Березняк) были достигнуты скорость М=6 и высота полета около 70 км. 3 Так в аванпроекте. Заметим, что неизвестно, идет ли речь о применении переохлажденного жидкого водорода; плотность горючего при температуре ки- пения -0,071 г/см3. 4 Параметры и схема фтороводородного ЖРД выбирались на основе предварительного исследования, проведенного в ЦИАМе специально для «Спирали». 5 Ныне ОАО «НПО “Энергомаш”» имени академика В. П. Глушко. 216
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» для компонентов Н2+F2 и 0,38-0,36 кг/л для топлива Н2+О2. Снизить затраты при разработке ЖРД планировалось за счет использования опыта создания и готовых комплектующих (в первую оче- редь систем автоматики) с двигатель- ной установки первой и второй ступе- ней баллистической ракеты УР-100 (8К84) разработки ОКБ В. Н. Челомея. Отличительной чертой двухступенча- того ракетного ускорителя был наплыв размахом 3,5 м, который являлся кон- структивным продолжением фюзеляжа орбитального самолета и располагался на всей длине ракетного ускорителя, фактически превращая ускоритель в двухступенчатую крылатую ракету- среднеплан. Наплыв служил для облег- чения процесса отделения (расцепки) ус- корителя от ГСР, создавая, подобно кры- лу сверхмалого удлинения, дополнитель- ную «отрывающую» подъемную силу. Первая ступень ракетного ускорителя оснащалась четырьмя ЖРД. На этапе полета ускорителя на самолете-разгон- щике выступающая часть сопла каждо- го ЖРД закрывалась коническим обте- кателем, а донный срез ступени для уменьшения аэродинамического сопро- тивления закрывался сбрасываемым Один из членов советской делегации, участвовавший в работе симпозиума вместе с Г. Е. Лозино-Лозинским, рассказал авторам историю, характеризующую человеческие качества Глеба Евгеньевича. Заседания симпозиума проходили в большом зале, уставленном столиками, за которыми сидели участники. Докладчики выходили к трибуне, выступали, отвечали на вопросы из зала и возвращались за свой столик. Такая раскованная атмосфера и организация выступлений, совмещенная с ужином, была очень непривычна для членов нашей делегации, впервые выехавших за границу. Перед началом слушаний все столики были сервированы холодными закусками. Так случилось, что Г. Е. Лозино-Лозинский был посажен вместе с рассказчиком за один стол, сервированный на 6 человек, причем они сели не рядом, а напротив друг друга. Через некоторое время рассказчик заметил, что Глеб Евгеньевич напряжен и ничего не ест, и спросил: - В чем дело, Глеб Евгеньевич? Вы не притронулись к закускам! - Понимаешь, у меня такая привычка: я с детства совершенно ничего не могу есть без хлеба... - Так возьмите хлеб, вот же он лежит. Стол был сервирован так, что хлеб в виде булочек был аккуратно положен ровно посередине между приборами разных гостей. Лозино-Лозинский тихо отвечал: - Я не могу понять, какой хлеб мой - справа от меня или слева? Эти слова поставили в тупик его собеседника, уминавшего за обе щеки салаты и закуски без хлеба: - Ну... Берите любой... - Нет, я так не могу! - Тогда нужно посмотреть, как это происходит за другими столами. - Там не видно! - Что же делать? Спросить-то не у кого... - Я подожду, когда к нам кто-нибудь подсядет, и когда он возьмет свой хлеб, станет все ясно. В итоге, пока Лозино-Лозинский ожидал своего выступления, к еде он так и не притронулся. Вернувшись на свое место после доклада, Глеб Евгеньевич обнаружил поданное горячее после очередной смены блюд. Но за весь вечер к ним за столик так никто и не подсел, поэтому, несмотря на отменную кухню, Глеб Евгеньевич пил только минеральную воду... Сравнительные параметры вариантов ракетных ускорителей Технические характеристики Варианты Основной Промежуточный Удельный импульс, сек 460 455 Длина (с орбитальным самолетом и обтекателем), м 27,75 28,71 Масса пустого, кг 6150 8620 Масса стартовая (без ОС), кг 52700 51 120 Соотношение компонентов 1:14 1:7,5 Параметры первой ступени: Пустая масса, кг 5500 7700 горючее жидкий Н2 жидкий Н2 Масса, кг 2800 4500 объем, м3 40,0 60,0 окислитель жидкий F2 жидкий О2 Масса, кг 39200 33 750 объем, м3 25 30,9 диаметр баков, м 2,5 3,0 Взлетная масса, кг 47500 45950 тяга ЖРД, кгс 4x25 000 4x25000 Параметры второй ступени: Пустая масса, кг 650 920 горючее жидкий Н2 жидкий Н2 масса, кг 310 500 объем, м3 4,42 6,67 окислитель жидкий F2 жидкий О2 масса, кг 4240 3750 объем, м3 2,7 3,43 Взлетная масса (без ОС), кг 5200 5170 тяга ЖРД, кгс 1x25000 1x25 000 обтекателем-стекателем. Корпус первой ступени был образован несущими бака- ми компонентов топлива (окислитель F2 спереди, топливо Н2 - сзади), имеютци- ми общую совмещенную гермостенку. Вторая ступень ускорителя имеет сложную неосесимметричную компо- новку, обусловленную утопленным поло- жением орбитального самолета внутрь внешнего контура ступени. Фактически топливная арматура ступени, включая бак с топливом, «размазана» вокруг хвос- товой части ОС. Основу силовой схемы второй ступени составляет силовая ра- ма, на которую снизу (в стартовом поло- жении ГСР при соответственно горизон- тальном положении ступени - сзади) крепится маршевый ЖРД тягой 25 тс, а сверху (соответственно спереди), на раз- рывных связях - орбитальный самолет. Вокруг ЖРД расположен тороидальный топливный (Н2) бак. Под орбитальным самолетом (при горизонтальном положе- нии ступени) расположен конформный бак с окислителем (F2). Носовая часть и «спина» ОС на этапе полета с ГСР закры- ты сбрасываемыми обтекателями. Согласно первоначальным планам, двухступенчатый ракетный ускоритель должен был разрабатываться в ОКБ-1 С. П. Королева. Вот как об этом сказал в своем докладе1 на симпозиуме в Ванку- вере в 1989 г. Г. Е. Лозино-Лозинский: «...ракетный ускоритель для орби- тального самолета дал согласие разра- батывать С. П. Королев, относившийся с большим интересом к этому проекту». Как мы увидим в дальнейшем, на са- мом деле отношение Королева к «Спи- рали» было менее однозначное... 1 Лозино-Лозинский Г.Е. «’’Буран”, его создание и перспективы использования», Симпозиум «Взгляд в 2020 год», Аэрошоу «Канада-89», Ванкувер, Канада, 1989. Позволим себе усомниться в словах мэтра: во-первых, С. П. Королев умер в январе 1966 г., т.е. еще до подписания эскизного проекта на «Спираль», и, во-вторых, Сергей Павлович питал строгую неприязнь к токсичным компонентам топлива, а фтор не только особо токсичен, но еще и страшно агрессивен (см. заключительную главу «Нераскрученная “Спираль”»). 217
Космические крылья Орбитальный самолет Технографика В. Лукашевича на основе ЗО-модели А. Зака На ранней стадии развития возвра- щаемых с орбиты маневренных гипер- звуковых ЛА наиболее приемлемыми в рамках существовавших технологий были конфигурации, обеспечивавшие низкие уровни тепловых потоков к по- верхности аппарата. Среди всех компо- новочных решений с аэродинамичес- ким качеством* больше единицы этому требованию удовлетворяли аэродина- мические компоновки типа «несущий корпус». Существенно отличаясь от компоновки классических самолетных форм, аэродинамические компоновки типа «несущий корпус» потребовали проведения большого количества допо- летных исследований не только при ги- перзвуковых, но и при более низких (вплоть до посадочных) скоростях. Изучение несущих корпусов началось в 1965 г. в форме исследований конкрет- ных компоновок ОС проекта «Спираль»1. Научно-исследовательские работы по данной теме, проведенные в 1965-1976 годах, позволили решить целый ряд принципиальных задач по системе уп- равления. Были сформулированы тре- бования к аэродинамической компо- новке ОС и системе аэродинамического и газодинамического управления, про- анализированы траектории, области достижимости, режимы полета и воз- можные методы управления1 2; сформу- лированы требования к аэродинамичес- кому качеству ОС на всех режимах, в том числе при бездвигательной посадке; выполнен большой объем исследований по динамике и управлению, включая ис- следования на специально созданном под этот проект в ЦАГИ пилотажном стенде МК-10, включавшем в себя на- турную головную часть аналога ОС. Эти исследования в значительной степени определили облик системы управления. Объем работ был значительно расши- рен после ввода в эксплуатацию в 1976 г. на базе Центра подготовки космонавтов (ЦПК) пилотажно-исследовательского комплекса «Пилот-105» с задействова- нием в контуре управления центрифуги ЦФ-7 (В. П. Найденов, А. В. Любимов). Уделяя основное внимание созданию ОС, конструкторы фактически предло- жили к разработке семейство ЛА, осно- ванных на единой оригинальной аэро- динамической компоновке и имевших близкие размеры и массы. Создавае- мые для разных целей и задач, внешне похожие аппараты должны были поэ- тапно, шаг за шагом, благодаря посте- пенному усложнению бортовых систем и расширению круга решаемых задач, приближать разработчиков к главной цели - семейству боевых ОС. Сначала предлагалось создать само- лет-аналог («50-11») для гиперзвуковых суборбитальных «прыжков» в космос, затем экспериментальный пилотируе- мый орбитальный самолет (ЭПОС) для демонстрации реализуемости проекта и отработки на нем основных этапов орбитального полета и посадки. Благо- даря массогабаритному сходству теле- метрической аппаратуры и фотообору- дования, ЭПОС можно было легко мо- дифицировать в орбитальный фото- разведчик. И только потом должны бы- ли появиться боевые варианты. При знакомстве с вариантами ОС мы также будем следовать логике разработ- чиков, поэтому сначала расскажем об основных характеристиках, одинако- вых для всех аппаратов, затем подроб- нее остановимся на самолете-аналоге и детально рассмотрим конструкцию и функционирование ЭПОСа, и уже после этого при описании боевых вариантов перечислим их отличия от аналога. 1 В частности, в ЦАГИ был проведен большой цикл экспериментальных исследований аэродинамических характеристик моделей орбитального самолета в аэродинамических трубах Т-121 (при числах М=6 и 8) и Т-102. Кроме того, для числа М=5 были выполнены исследования распределения тепловых потоков для углов атаки 50° и 70° с помощью термокрасок, нанесенных на модель орбитального самолета. В НИИ-1 Минобщемаша (ныне Исследовательский центр имени М. В. Келдыша) были выполнены исследования теплообмена на поверхности сферических сегментов при М=6 в широком диапазоне углов атаки и выпущено «Краткое руководство по расчету теплообмена при внешнем обтекании тел с большим числом М», которым пользовались проектанты «Спирали». 2 В качестве примера можно сослаться на технический отчет № 65-665УП «Стабилизация объекта «Спираль» на участке космического полета», подготовленный в 1965 г. в ЛИИ имени М. М. Громова Ю. Н. Курдюмовым и Л. К. Коротковой, согласованный заместителем начальника 73-й лаборатории А. А. Кондратовым и утвержденный заместителем начальника ЛИИ В. В. Уткиным (РГАНД, фонд Р-220, опись 5-1, дело 994). В этом отчете, в частности, рассматриваются требования к системе управления орбитальным самолетом при выполнении задач на сверхнизкой (для спутников-фоторазведчиков) высоте, фактически с погружением («нырком») в верхние слои атмосферы, и при спуске (торможении) в верхних слоях атмосферы. В частности, сделаны выводы, что: в диапазоне скоростей от 8 до 5 км/сек траектория орбитального самолета практически совпадает с кривой максимально допустимой температуры нагрева 1500°К; в диапазоне изменения скоростей от 5 до 2,5 км/сек на траектории выдерживается перегрузка 2g, при дальнейшем снижении скорости суммарная перегрузка увеличивается до 3,5 g; бортовые ЖРД, используемые для стабилизации объекта в космическом пространстве, не могут обеспечить его стабилизацию в атмосфере, т. к. для этого требуется увеличить их мощность в 15 раз, что не представляется возможным. Поэтому... в атмосфере требуется применение аэродинамических рулей». На основании выводов этого отчета были четко разграничены раздельные и совместные этапы использования системой управления орбитального самолета управляющих ЖРД и аэродинамических управляющих поверхностей. Интересно, что приведенная в отчете зависимость потребных управляющих моментов от снижающейся скорости орбитального самолета при (погружении в атмосферу) от М=30 до дозвуковой имеет максимум на скорости М=5. 218
Глава 11 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ САМОЛЕТЫ-АНАЛОГИ Аэродинамическая компоновка и теплозащита орбитального самолета При выборе формы и размерности аппарата конструкторам приш- лось учитывать следующие требования: - температура внешних поверхнос- тей самолета не должна превышать 1400 °C, что было предельно допустимо для единственного отработанного в то время конструкционного тугоплавкого материала - плакированного ниобия ВН-5АП; - для максимального снижения тем- пературных напряжений необходимо придерживаться по возможности рав- номерного температурного поля на ос- новных поверхностях самолета; - при спуске с орбиты ОС должен обладать запасом устойчивости, дос- таточным для полета на постоянном балансировочном* угле атаки в диапа- зоне 45-65° и минимальном (менее 5°) угле скольжения*, т.к. отклонения от этого диапазона приводит к возраста- нию температуры и увеличению гра- диентов температуры поверхности; - по посадочным характеристикам ОС не должен отличаться от современ- ного самолета; - полезный объем корпуса самолета должен быть возможно большим при минимальной омываемой площади его поверхности; - габариты ОС должны были обес- печивать его запуск с помощью PH «Со- юз» без ее доработки. В результате получился летательный аппарат длиной 8ми шириной плоско- го фюзеляжа в зоне крепления киля 4 м, выполненный по интегральной схеме с подвижными (раскладывающимися) консолями крыла и имеющий сильно затупленную оперенную треугольную форму в плане со стреловидностью 74° 20'. Выбор большой стреловиднос- ти корпуса обеспечивал равномерные температурные поля на нижней части аппрата. Ограничения, накладывае- мые условиями старта на PH «Союз», определили и площадь плановой про- екции - 24 м2. Выбор облика ОС производился не совсем на пустом месте. Необходимо отметить, что при выборе компоновки и алгоритмов управления «Спирали» наши конструкторы внимательно сле- дили за американскими работами в об- ласти аппаратов с несущим корпусом (см. главу «Американские аппараты с несущим корпусом»). В связи с этим характерно свидетель- ство В. В. Студнева: «Если бы не ЦАГИ, мы бы “Спираль” до летных испытаний дозвукового аналога [изделия 105.11 - В. Л.] не дотянули. Нас бы запутали аме- риканцы. Дело в том, что когда мы стали этим заниматься, то зарубежная инфор- мация “лилась рекой”. У меня на столе скапливались кучи литературы, пригод- ной для работы по “Спирали” - Г. Е. Ло- зино-Лозинский расписывал. Нам было понятно, что, где и как делать. И в ка- кой-то момент (после того, как они узна- ли о наших работах) - всю информацию как обрезало! Да, нам было очевидно, что там прошла информация о том, что Микоян стал заниматься орбитальным самолетом. И пошла информация в об- ратную сторону. Наш отдел теории сис- тем во главе с А. А. Чумаченко, который был нашим “мозгом” - он хватался за го- лову, потому что информация стала пос- тупать резко противоречивой: сегодня одна, завтра - противоположная, после- завтра - третья и т. д... Но, учитывая богатейший и ни с чем несравнимый опыт микояновской фир- мы, наши проектанты смогли разобрать- ся и помочь Гтебу Евгеньевичу [Лозино- Лозинскому - В.Л.], потом пришлось подключить ЦАГИ, и вся фирма понем- ногу начинала работать на “Спираль”». Носовое затупление ОС «Спираль» выполнено в виде 60-градусного сег- мента с радиусом образующей сферы 1,5 м. На атмосферном участке спуска с орбиты на углах атаки самолета в диа- пазоне 45-65° сегмент располагается под углом ± 10° к потоку. С учетом лу- чистого теплообмена с менее нагретой верхней обшивкой это обеспечивает максимальную температуру на носо- вом затуплении 1400 °C. Уменьшение влияния колебаний угла атаки на повы- шение температуры достигается выбо- ром необходимого запаса устойчивости и автоматики, ограничивающих коле- бания по углам атаки и скольжения в пределах ± 10° и ±4° соответственно. Нижняя поверхность самолета почти плоская с малым радиусом скругления кромок, равным 150 мм. В сочетании с расчетным (по температурным услови- ям1) диапазоном углов атаки на спуске (45-65°) она обеспечивает максималь- ный коэффициент подъемной силы, а следовательно, и минимальную темпе- ратуру поверхности. Большие градиен- ты температур сосредоточены на ради- усном переходе между нижней и боко- вой поверхностями, где за счет специ- альных конструкций исключаются большие температурные напряжения и коробление. Боковые поверхности кор- пуса выполнены в виде плоскостей, ус- тановленных под значительным отри- цательным углом встречи с потоком для уменьшения тепловых потоков внутрь фюзеляжа. Форма верхней по- верхности выбрана с учетом получения необходимых внутренних объемов, при этом обеспечено хорошее обтекание корпуса самолета на дозвуке. На гипер- звуке верхняя поверхность находится в затененной (срывной) зоне, что обеспе- чивает низкие температуры ее поверх- ности (менее 500 °C). В отличие от американских аппара- тов типа «несущий корпус», орбиталь- ный самолет «Спирали» имел складное стреловидное крыло (55° по передней кромке) V-образной формы. Консоли крыла (площадь каждой - 33 м2) с раз- 1 Интересная деталь: при расчете максимальных температур поверхности самолета на участке интенсивного торможения в атмосфере при спуске с орбиты не учитывались каталитические свойства поверхности и различия между ламинарным и турбулентным обтеканием набегающего потока - очевидно, по причине отсутствия надежных расчетных методик. 219
Космические крылья ▲ А.Ф. Павлов мещенными на них эле- вонами выполнены пово- ротными (отклоняющи- мися вверх) для исключе- ния их прямого обтека- ния тепловым потоком при прохождении участ- ка плазмообразования. Угол подъема (попереч- ный угол установки*) консолей V, измеряемый от горизонтальной плос- кости, мог варьироваться от 115° (у=25° «внутрь» от вертикального положе- ния консолей1) при стар- те на PH «Союз» для ком- пактного размещения под головным об- текателем PH до промежуточных поло- жений в 60-45° (от горизонтали) на эта- пе интенсивного торможения (нагрева). Такое положение консолей крыла дела- ло орбитальный самолет похожим на «лапоток» Павла Цыбина. Вот как об аэродинамике орбиталь- ного самолета высказался Леонид Митрофанович Богдан* 2, начальник от- дела компоновки Дубненского филиа- ла ОКБ А. И. Микояна: «Аэродинамическая схема со скла- дываемыми консолями крыла была рождена Геннадием Петровичем Де- ментьевым. Под его руководством пер- вый чертеж общих видов “Спирали” выполнил А. Ф. Павлов. С точки зре- ния наукоемкости “Спираль” была ум- нейшей машиной! Умнейшей! Ведь что такое воздушно-космический са- молет? Это, прежде всего, спуск из космоса на землю, когда нужно пога- сить скорость с первой космической до нуля, и связанные с этим тепловые проблемы. На “Спирали” очень ориги- нально была решена задача с темпера- турой. В общем случае температура торможения набегающего потока об- ратно пропорциональна радиусу Фото из архива НПО «Молния» Аэродинамическая картина обтекания орбитального самолета. Хорошо видны линии тока воздуха, стекающие с нижней поверхности фюзеляжа на консоли крыла. Так как потом воздух растекается по нижней поверхности консоли от примерно середины хорды к кромкам, это позволяет получить приемлемые температуры на крыле при малых радиусах кривизны кромок. скругления передней кромки. [Много позд- нее] на “Буране” лобо- вые кромки крыла и но- совой кок имели радиус скругления порядка 0,5-0,6 метра, и потре- бовалось использовать “углерод-углеродные” композиции, чтобы держать возникающую при этом температуру. В остальных местах ис- пользовалась кварце- вая плитка. И это при размере корабля 30 метров. А у орбиталь- ного самолета “Спирали” при длине 8 метров наветренная поверхность име- ла радиус скругления полтора метра! При этом крылья (самый тонкий эле- мент, который сложнее всего защи- тить из-за конструктивно острой пе- редней кромки ввиду небольшого раз- мера тонкого крыла) вообще исключа- ли из обтекания путем складывания в аэродинамической тени. В результате набегающий поток двигался не попе- рек, а вдоль размаха крыла, не задевая носок крыла. Мало того, на больших углах атаки резко снижается эффек- тивность киля, но сложенные консоли фактически превращались в два до- полнительных киля, и путевая устой- чивость обеспечивалась “трехкиле- вой” схемой аппарата. При этом мак- симальные температуры конструкции снижались до максимальных темпера- тур, выдерживаемых ниобиевыми сплавами. В архивах НПО “Молния” до сих пор хранится письмо Артема Ива- новича Микояна, которое он написал в Политбюро ЦК КПСС с просьбой ра- зыскать в СССР месторождение нио- биевых руд для организации произво- дства ниобиевых сплавов для изготов- ления теплозащитного экрана орби- тального самолета “Спирали”. При температуре 1100 °C этот сплав имел прочность (на разрыв) до 21 кг/мм2, что было вполне достаточно». Положение и форма консолей выб- раны так, чтобы при спуске с орбиты самолет самобалансировался* (был статически устойчив) в расчетном ди- апазоне углов атаки (45-65°) при гипер- звуковом качестве 0,8-0,9. На этих уг- лах атаки поток воздуха стекал с кор- пуса ОС на крыло, а не набегал на его передние кромки, что должно было обеспечить низкий уровень темпера- тур на консолях при оптимальных значениях гиперзвукового аэродина- мического качества. Расчеты показа- ли, что благодаря складыванию кон- солей максимальная температура на их нижней поверхности в пятиминут- ной зоне максимальных тепловых по- токов (начиная с 690-й секунды спус- ка в диапазоне высот 83-65 км и ско- ростей 7800-5450 м/сек для угла ата- ки 55° и начиная с 1100-й секунды спуска, в диапазоне высот 78-68 км и скоростей 7300-5900 м/сек для угла атаки 45°) снижается с 1200 °C до 630°C. Указанные температуры спра- ведливы для спуска с постоянным креном 60°. Одновременно положение консолей крыла у=45° обеспечивает необходимый запас боковой динами- ческой устойчивости в связи с неэф- фективным вертикальным оперением (килем с рулем направления) на ука- занных режимах полета. Расчетная схема обтекания крыла и корпуса бы- ла подтверждена продувками масш- табной модели в аэродинамических трубах № 121 и № 102 ЦАГИ. Чтобы улучшить посадочные харак- теристики, на последнем, атмосфер- ном участке спуска была предусмотре- на перебалансировка аппарата на ма- лые углы атаки с максимальным раск- ладыванием консолей в фиксирован- ное крыльевое положение (до V=30°), при этом размах крыла достигал 7,4 м. Таким образом, благодаря выбранной аэродинамической компоновке из об- щего размаха на стреловидные консо- ли крыла приходилось лишь 3,4 м, а ос- тальная, большая часть несущей пове- рхности соотносилась с шириной фю- зеляжа. Хорошее обтекание самолета на дозвуковых скоростях позволило получить аэродинамическое качество К=4,5 и коэффициент подъемной си- лы* Су=0,6-0,8, что при выбранной удельной нагрузке 190 кг/м2 обеспечи- вало посадочную скорость, не превы- шающую 250 км/ч, как и у обычных скоростных самолетов. Путевую устойчивость обеспечивал киль (стреловидность по передней кромке 60°), оснащенный рулем нап- равления. Высота самолета при сло- женном крыле - 2,5 м. В большинстве публикаций о «Спи- рали» говорится о возможности раз- Тотже угол, но измеряемый от вертикальной плоскости - оси симметрии, обычно обозначается у/и называется «углом раскладки консолей». 2 Здесь и далее - интервью В. Лукашевичу 6 декабря 2008 г. 220
Экспериментальные самолеты-аналоги Аэродинамические характеристики орбитального самолета ФИГ. 'll Фото из архива НПО «Молния» дельного изменения угла поперечного V для каждой консоли для управления ОС по крену* на участке атмосферного спуска. Это распространенное заблуж- дение о способе управления по крену для всех вариантов «Спирали» впослед- ствии распространилось и на аппарат, который прорабатывали в рамках про- екта создания Многоцелевой авиаци- онно-космической системы (МАКС). И хотя на самом деле раздельное измене- ние угла поперечного V не использова- лось, нет дыма без огня: этот ошибоч- ный тезис появился из-за одного выс- казывания Лозино-Лозинского в пер- вой половине 1966 г. Дело было так. Введение на ОС пово- ротных консолей крыла, с расположе- нием на них элевонов (аэродинамичес- ких органов, совмещающих функцию элеронов и рулей высоты) для управле- ния по тангажу* и крену, выявило проблему обеспечения поперечного уп- равления (по крену) на сверх- и гипер- звуковых режимах полета. Суть этой проблемы заключалась в следующем. В посадочной конфитура- ции, когда консоли крыла разложены, т. е. находятся в «самолетном» положе- нии, схема управления креном с по- мощью элевонов ничем не отличается от обычного поперечного управления самолетов схемы «бесхвостка» с по- мощью элевонов: когда летчик откло- няет ручку управления (штурвал) вправо, то самолет кренится на правое крыло, и наоборот. Однако на сверх- и гиперзвуковых скоростях полета, ког- да консоли крыла ОС приведены в по- ложение 60-45° от горизонтали (30-45° от плоскости симметрии), элевоны, расположенные на них, сохраняют свои функции как орган управления по тангажу, но дают обратную реак- цию орбитального самолета по крену. В этом случае, если летчик отклоняет ручку управления вправо, то ОС кре- нится влево, и наоборот. Такая смена реакции по крену при изменении гео- метрии (раскладывании консолей крыла) была совершенно неприемле- ма для летчика. Следует отметить, что на этапе спуска с орбиты (полет с гиперзвуко- выми и сверхзвуковыми скоростями) летчик управляет только углами атаки и крена, а управление траекторией движения в боковой плоскости проис- ходит за счет подъемной силы при соз- дании крена того или иного знака. Та- ким образом, формирование надеж- ной системы управления креном на указанных режимах имело принципи- альное значение. Наличие обратной реакции по крену на высоких скоростях при «недоразло- женных» консолях крыла выяснилось в октябре 1967 г. Заместитель начальни- ка бригады «Аэродинамика и динамика полета» филиала ОКБ А. И. Микояна в Дубне В. А. Труфакин сразу же доложил об этом Г. Е. Лозино-Лозинскому. Как позднее вспоминал Владимир Алекса- ндрович, ему показалось, что сначала главный конструктор не поверил фан- тазиям молодого специалиста, но уже через 2-3 недели организовал серьез- ное обсуждение обнаруженной пробле- мы, на котором предложил продумать схему управления креном с помощью дифференциального отклонения кон- солей крыла. Однако после соответ- ствующих проработок этот вариант от- пал, прежде всего из-за малого быстро- действия поперечного управления по указанной схеме: максимальная ско- рость отклонения консоли не превы- шала 5° в секунду, что было совершен- но недостаточно, т. к. быстротечные процессы и характер маневрирования на участке плазменного спуска требо- вали от органов управления повышен- ного быстродействия. В процессе поисков были предложе- ны и разработаны принципиально но- вые бесшарнирные органы управле- ния - верхние и нижние интерцепто- ры, но и они не решали рассматривае- мой проблемы. В конце концов специа- лист ЦАГИ Р. В. Студнев предложил не бороться с обратной реакцией, а ис- пользовать ее. Были разработаны схе- мы изменения знака сигнала с ручки управления при изменении геометрии (при этом реакция ОС по крену на от- клонение ручки в одном направлении всегда остается неизменной) и специ- альные алгоритмы обеспечения устой- 221
Космические крылья чивости и управляемости с коммута- цией величин настроечных коэффици- ентов в зависимости от положения консолей крыла. В дальнейшем такое способ получил название «обобщенное поперечное уп- равление», в 1969 г. он был защищен авторским свидетельством и впослед- ствии использовался на «Буране» (на нем на гиперзвуковых скоростях также наблюдалось явление обратной реак- ции элевонов по крену)... а вот расхо- жее ошибочное мнение об управлении по крену на «Спирали» - осталось. В заключение рассказа об аэродина- мике орбитального самолета добавим, что по данным проведенных при раз- Поверхность Максимальная температура при спуске, °C без переизлучения с переизлучением Носовое затупление 1600 1400 Хвостовая часть фюзеляжа 1150 Нижняя поверхность крыла 800 600 Верхняя поверхность крыла 500 Передние и задние кромки крыла <600 работке аванпроекта расчетов, крити- ческие скоростные напоры классичес- ких форм флаттера* крыла и киля ап- парата были достаточно высоки, а безопасность от рулевых форм флат- тера обеспечивалась весовой баланси- ровкой. Расчеты также подтвердили безопасность панелей теплозащитно- го экрана от флаттера: критический скоростной напор дивергенции корпу- са ОС был существенно выше эксплуа- тационного, а влияние упругости кры- ла на эффективность элеронов незна- чительно. Теперь перейдем к наиболее сложной задаче формирования облика орби- тального самолета - обеспечению его надежной теплозащиты. В середине 1960-х годов было известно только три принципиально возможных подхода: - одноразовая абляционная* (уно- симая) теплозащита, использовавшая- ся на спускаемых аппаратах с неболь- шим аэродинамическим качеством. Она выдерживала температуры в нес- колько тысяч градусов, но из-за своей одноразовости для орбитального само- лета не годилась. У нее был и еще один существенный недостаток, делавшей ее непригодной для использование на летательных аппаратах с высоким аэро- динамическим качеством: при уносе покрытия существенно искажалась форма несущих поверхностей (профи- ли крыла и несущего корпуса); - активная теплозащита основана на отводе тепла посредством циркули- рующего теплоносителя с его последу- ющим охлаждением. Она не могла быть применена из-за слишком боль- шой мощности теплового потока и тре- буемого энергопотребления при жест- ких весовых ограничениях, а также из- за очень большой сложности системы и технологических проблем: требова- лось фрезерование тонких каналов сложной формы для теплоносителя в самых теплонапряженных местах конструкции - в теплозащитном экра- не и острых кромках консолей крыла и стабилизатора; - принцип «горячей конструкции», при котором от интенсивного нагрева защищаются только отдельные ключе- вые агрегаты самолета (кабина пилота, топливные баки, приборные отсеки), а термостойкость остальной конструк- ции обеспечивается подбором кон- струкционных материалов с радиаци- онным сбросом тепла (переизлучени- ем) в окружающее пространство. Используемая ныне многоразовая пассивная теплозащита на основе ке- рамических плиток появилась значи- тельно позже, поэтому выбор у проек- тантов был невелик. В результате для ОС был взят за основу принцип «горя- чей оболочки» с максимальной темпе- ратурой около 1500°C, те. была выб- рана конструкция, охлаждавшаяся только за счет лучистого теплоперено- са от горячих элементов к более холод- ным и сброса избытков тепла в окру- жающее пространство. При таком под- ходе все конструктивные решения бы- ли сведены к взаимному тепловому эк- ранированию элементов конструкции без применения каких-либо других конструктивных решений по активно- му охлаждению. В силу этого принцип «горячей конструкции» был определя- ющим при выборе основных решений по облику (аэродинамической компо- новке) и конструктивно-силовой схеме аппарата, особенностям внутренней компоновки и применявшимся кон- струкционным материалам. Тем не менее в заключении ЦАГИ по аванпроекту было рекомендовано в дальнейшем, в ходе эскизного проек- тирования, рассмотреть возможность применения не только горячей, но и частично охлаждаемой конструкции. Нужно отметить, что выбор, испыта- ния и отработка конструкционных ма- териалов для аппарата, спроектиро- ванного по идеологии горячей кон- струкции, оказались непростым делом и осуществлялись в лабораториях Все- союзного научно-исследовательского института авиационных материалов (ВИАМ) по температурным условиям, заданным ОКБ-155. Поэтому все за- кладывавшиеся в конструкторскую до- кументацию материалы применялись в строгом соответствии с рекоменда- циями ВИАМа. При разработке теплозащиты ОС конструкторы опирались на опыт соз- дания сверхзвукового перехватчика МиГ-25, обладающего максимальной скоростью полета 3000 км/ч и потол- ком 24 км. Планер перехватчика был выполнен из высокопрочной нержаве- ющей стали с применением стального гофрированного экрана толщиной 0,6 мм с двухсторонним серебряным покрытием, что позволило в 10 раз уменьшить лучистый поток от горяче- го двигателя. Но если у истребителя аэродинамические поверхности наг- реваются до 300 °C, а хвостовая часть фюзеляжа - до 500 °C (при температу- ре форсажной камеры и сопла реак- тивного двигателя 1000°C), то макси- мальные температуры для орбиталь- ного самолета были выше. Более того, «Спираль» отличалась от обычных са- молетов наличием трех этапов поле- та: выведение на орбиту, орбиталь- ный полет и аэродинамический спуск с орбиты, причем каждый участок имел свои характерные особенности газодинамического и теплового воз- действия на конструкцию и должен был учитываться отдельно. Тепловое проектирование орбиталь- ного самолета началось с выбора аэро- динамической компоновки и парамет- ров траектории спуска. Затем перешли к внутренней компоновке и подбору конструкционных материалов. В результате проведенных исследо- ваний было предложено: - выполнять спуск на максималь- ной барометрической высоте (при ми- нимальной плотности воздуха) на уг- лах атаки а=45-65°, что соответствует максимальному коэффициенту подъ- емной силы Сутах; - спрофилировать несущую поверх- ность с одной критической точкой и од- ной линией растекания с максимально возможными радиусами затупления и максимальным радиусом кривизны выпуклой несущей поверхности; - выполнить носовое затупление в форме 55-60° сферического сегмента с осью, совпадающей с направлением (вектором) набегающего потока; - внутреннюю полость сферическо- го сегмента сделать пустотелой, т. е. ра- диационно прозрачной для беспрепят- ственного переизлучения тепла; - подобрать такой угол стреловид- ности передней и задней кромок кры- ла, при котором набегающий поток и свободные электроны1, образующиеся за ударной волной, свободно стекают с крыла; это исключает образование 1 Так полагали разработчики (см. книгу «Авиационно-космические системы» (сборник статей) под ред. Г. Е. Лозино-Лозинского. - М.: Изд-во МАИ, 1997г., на стр. 313, статья Л. П. Воинова «Тепловое проектирование орбитальных самолетов», пятый абзац сверху в правой колонке). 222
Экспериментальные самолеты-аналоги электронов при натекании на кромки и не ведет к увеличению температуры; - спрофилировать боковые поверх- ности под отрицательным углом к век- тору набегающего потока, те. спря- тать их за наиболее нагретой нижней поверхностью. Предложенные решения для приня- той для спуска в верхних слоях атмос- феры схемы «несущий корпус» с макси- мальным радиусом затупления носо- вой части и крылом, работающим в ре- жиме стекания потока с кромок, не пе- ресекающихся с головной ударной вол- ной, позволили: - максимально использовать пере- излучение теплового потока с нижней, наиболее нагретой части поверхности на холодные боковую и теневую верх- нюю поверхности за счет организации пустотелых объемов у носового затуп- ления и крыла; - применить теплозащитный экран (ГЗЭ) с внутренней теплоизоляцией из ультратонкого кремнеземного волокна и аморфного кварца высокой чистоты, прижатой листом теплоемкости1 с се- ребряным покрытием; - применить специальные покры- тия для управления лучистыми тепло- выми потоками, что обеспечивало эф- фективную теплозащиту ОС на гипер- звуковых скоростях. В результате формирования облика с учетом всех предложений удалось по- лучить приемлемые значения макси- мальных температур. В таблице при- ведены температуры, действующие на орбитальный самолет выбранной конфигурации (при посадочной массе 5-7 т) во время планирующего спуска с орбиты со следующими параметрами маневрирования вдоль траектории; угол атаки а=45-65°, углы крена у=+60°...-60°. При этом продолжитель- ность воздействия наибольших темпе- ратур должна была составлять: - максимальная - 15 минут при а=45°; - минимальная - 7 минут при а=65°. Основой планера ОС является сило- вая пространственная ферма, сварен- ная из отдельных трубчатых стерж- ней-звеньев, на которой закреплены все агрегаты: аэродинамические по- верхности (обшивки) с температурной компенсацией, катапультируемая ка- бина, узлы поворота консолей крыла и четырехстоечного шасси, воздушно- реактивный двигатель и двигатели ма- неврирования, баки, отсеки оборудо- вания и т.д. Таким образом, на сило- вую ферму замыкаются все виды на- грузок, приходящиеся на фюзеляж. Ее наличие позволяет в полной мере реа- лизовать принцип горячей конструк- ции с минимизацией внутренних теп- ловых напряжений и вызываемых ими короблений несущих элементов кон- струкции. В то же время ферма позво- ляет значительно снизить внутренние тепловые потоки в силовой конструк- ции по сравнению с традиционной си- ловой схемой, основанной на шпангоу- тах (поперечный силовой набор), лон- жеронах и стрингерах (продольный на- бор), а также несущей обшивке. Для сравнения скажем, что в основу конструктивно-силовой схемы проек- тировавшегося по аналогичному принципу горячей конструкции раке- топлана Dyna-Soar также закладыва- лась пространственная ферма (см. главу «Ниобиевый динозавр»). В то же время для американских шаттлов и со- ветского «Бурана», защищенных пове- рхностной плиточной теплозащитой, при выборе конструктивно-силовой схемы использованы традиционные конструкторские решения со шпанго- утами, лонжеронами и силовыми па- нелями обшивки. Стержни фермы предполагалось из- готавливать из различных материалов в зависимости от степени нагрева. Участки, примыкающие к узлам связи теплозащитного экрана и подвескам (и заходящие внутрь носового затупле- ния), не должны были прогреваться по своей длине более чем на 400 °C в тече- ние всего полета. Поэтому они должны были изготавливаться из жаропрочно- го никель-кобальтового сплава ЭП-99, допускающего нагрев до 800 °C без по- тери прочности. Попутно заметим, что из этого же сплава на серийных изде- лиях должны были выполняться и сварные консоли крыла - панели (об- шивка и гофр) и продольные стенки с нервюрами (гофр); при изготовлении балок крыла предполагалось использо- Технографика А. Зака Пространственная силовая ферма с основными силовыми элементами планера (силовой набор консолей крыла и киля не показаны) 1 См. «Авиационно-космические системы», стр. 314. 223
Космические крылья вать высокопрочную сталь ВКС-3. Из высокопрочной легированной стали ВНС-5 (возможные аналоги-замените- ли ВНС-10, ВНС-2 и ВКС-210) предпо- лагалось выполнять остальные, менее нагреваемые стержни фермы, с рабо- чей температурой не более 100-250 °C. Снизу, в наиболее теплонапряжен- ной части корпуса ОС, к ферме крепил- ся нижний силовой ТЗЭ, воспринима- ющий местные аэродинамические наг- рузки и предохраняющий внутренний силовой набор от воздействия высоких температур. Он состоял из следующих частей: - основной части с теплоизоляцией, расположенной под всеми агрегатами самолета; - носовой части (носового затупле- ния) без теплоизоляции, имеющей воз- можность свободного лучистого тепло- обмена с менее нагретой верхней об- шивкой, за счет чего температура эк- рана в зоне максимальной температу- ры снижалась с 1600 °C до 1400 °C; - гофрированного радиусного перехо- да от экрана к верхней обшивке, не свя- занного с верхней обшивкой, восприни- мающего перепад температур до 1000°C за счет упругих деформаций гофра. Экран крепился на 30 регулируемых при сборке подвесках из ниобиевового сплава ВН-3 с защитным покрытием (Cr-Al-Si) толщиной 50-100 мкм1, на- несенных термодиффузионным мето- дом1 2. Каждая из этих подвесок имела две степени свободы на сферических подшипниках, выполненных из обжи- говой керамики КС-37, полученной на основе оксида алюминия А12О3. Кроме этого, в плоскости симметрии самоле- та экран фиксировался к силовой ра- ме также с помощью 7 двойных узлов подвески (тоже из сплава ВН-3 с за- щитным покрытием) с одной сте- пенью свободы с цилиндрическими керамическими подшипниками. Под- вески-подшипники играли роль теп- ловых барьеров и обеспечивали по- движность ТЗЭ относительно основ- ной конструкции. Выбранная схема крепления экрана позволила распределить разнонап- равленные нагрузки по разным груп- пам узлов подвески. В итоге нормаль- ные аэродинамические (силы давле- ния) и инерционные силы, действую- щие по оси Y (снизу вверх), восприни- маются всей группой узлов и подве- сок, а касательные аэродинамические силы и инерционные нагрузки, возни- кающие по оси X (в направлении нос - хвост), воспринимаются одним трой- ным неподвижным узлом, располо- женным под кабиной пилота. Такая подвеска ТЗЭ не только снимала тем- пературные напряжения, возникаю- щие за счет разности температур между экраном и основной конструк- цией, достигающей 800-1000 °C, но и обеспечивала неизменность внетттних обводов за счет сохранения формы и положения экрана относительно кор- пуса. Можно сказать, что экран сво- бодно «дышал», расширяясь при тем- пературном нагреве (до 40 мм) от оси симметрии орбитального самолета к его бокам и в направлении хвоста, бу- дучи жестко закрепленным только од- ним узлом в районе кабины. Конструктивно носовая часть ТЗЭ выполнялась из листового молибдено- вого сплава ВМ-4 с термодиффузион- ным защитным покрытием (Nb-Si или Cr-Al-Si) толщиной 0,06-0,08 мм, сох- ранявшего свои рабочие свойства в диапазоне температур 1400-1800 °C. Защитное покрытие продемонстриро- вало высокую жаростойкость в серии проведенных испытаний. В частнос- ти, при нагреве до 1200 °C в течение 100 часов и после циклических испы- таний при 900-1600 °C в течение 10 циклов вес защищенных образцов не менялся. Испытания подтвердили и другие высокие эксплутационные свойства покрытия. Так, например, оно не снижало пластичности сплава после его нанесения и после испыта- ния на статическую и циклическую жаростойкость. Испытания показали, что даже изгиб образцов с нанесенны- ми покрытиями на 90° при комнатной температуре не нарушает целостность покрытия. Более того, при изгибе на 180° покрытие частично нарушается с внутренней стороны изгиба, однако оставшийся слой продолжает защи- щать металл от окисления при после- дующем нагреве. Покрытие не снижа- ет прочность сплава при нагреве до 1600 °C в нейтральной среде. Изнутри гладкое носовое затупле- ние подкреплено стрингерами, вы- полненными из открытых L-образных профилей, и закрытыми чехлами из родиевой фольги. Открытость L-об- разных профилей обеспечивала ради- ационную прозрачность пустотелого носового затупления и внутреннее пе- реизлучение теплового потока с горя- чих поверхностей затупления на хо- лодные. Родиевые чехлы выполняли для стрингеров роль своеобразной шубы, уменьшая перепады темпера- тур на стрингере при переизлучении. Для уменьшения внутренних темпе- ратурных напряжений на стрингерах пришлось ограничить их высоту дву- мя сантиметрами - это позволило снизить перепад температур до ± 30 °C при нагревании и охлаждении в про- цессе спуска с орбиты. Стрингеры, подкрепляющие изнутри пустотелое носовое затупление, как и внутренний стрингерный набор теплозащитного экрана, изготавливались из ниобие- вого сплава ВН-3 или ВН-5АП. Для улучшения радиационного теплооб- мена (переизлучения) внутренняя по- верхность (вместе с носовой частью фермы) покрыта черным покрытием (со степенью черноты е=0,8-0,9). Нужно отметить, что использование молибденового сплава ВМ-4 в кон- струкции ТЗЭ предусматривалось в проектной документации, датирован- ной серединой 1960-х годов (в частнос- ти, в аванпроекте). В более поздних публикациях3 все элементы экрана (включая носовое затупление) предпо- лагалось изготавливать из ниобиевых плакированных сплавов ВН-5АП и ВН- 2АЭМП с нанесенным методом плаз- менного напыления защитным покры- тием толщиной 50-100 мкм из дисили- цида молибдена (MoSi2), обладающего необходимой прочностью и стойкостью против окисления. Покрытие способ- ствует увеличению коэффициента из- лучения и повышению жаростойкости материала. Необходимость плакировки вызвана тем, что сплавы ВН-5А и ВН- 2АЭМ, бывшие в середине 1960-х годов наиболее жаропрочными высокотехно- логичными ниобиевыми листовыми материалами, имели низкую жаро- стойкость при температурах 1100 °C на воздухе и в других окислительных сре- дах. Используемый для плакирования сплав ВН-7 является маложаропроч- ным, но наиболее жаростойким и высо- котехнологичным ниобиевым сплавом. При плакировании сплавов ВН-5А и ВН-2АЭМ жаростойким сплавом ВН-7 эти сплавы несколько теряли свою жа- ропрочность, но существенно повыша- ли жаростойкость. Основная часть теплозащитного эк- рана выполнялась из множества плас- тин-панелей толщиной 0,7 мм, распо- ложенных по принципу рыбьей чешуи. Из-за большого относительного пере- пада давления на ТЗЭ (-400-200 раз) и для предотвращения протока высоко- температурного диссоциированного4 * воздуха экран должен был изготавли- ваться по специальной технологии, обеспечивающей герметичность всей нижней поверхности, включая носо- вое затупление. Это требование было вполне реализуемо и к моменту проек- тирования «Спирали» было уже мно- гократно апробировано при изготов- лении форсажных камер турбореак- тивных двигателей. При анализе внутреннего теплового режима необходимо учитывать, что 1 Один микрометр (устаревшее название - микрон) равен 106 м. г Это покрытие не изменяет механические свойства и не делает более хрупким сплав на образцах толщиной более 2 мм как при комнатной температуре, так и после высокотемпературных испытаний в воздушной и других окислительных средах. 3 Статья Л. П. Воинова «Тепловое проектирование орбитальных самолетов» в сборнике «Авиационно-космические системы» под ред. Г. Е. Лозино-Лозинского (М.: МАИ, 1997), стр. 312-319. 4 Т. е. воздуха, в котором молекулы газов под действием высокой температуры в головном скачке уплотнения (в головной ударной волне) распадаются на отдельные заряженные ионы. 224
225 гг^г>ердт^.по_поЗерхносгт,и изд ели» 6 области цдксиддль^ теплобм потогоб_ Экспериментальные самолеты-аналоги Фото из архива НПО «Молния»
Космические крылья фюзеляж ОС проектировался негерме- тичным (кроме кабины, топливных ба- ков и загерметизированных отсеков оборудования). Давление внутри него всегда близко к внешнему, что значи- тельно снижает внутреннюю тепло- проводность, а следовательно, и массу внутренней теплоизоляции. Для практически полного перекры- тия теплового потока от горячего экра- на внутрь фюзеляжа к более холодным элементам конструкции планера, отсе- кам оборудования, бакам, кабине, фер- ме и т. д. на стрингеры экрана крепил- ся своеобразный многослойный «сэнд- вич» из гибких теплоизолирующих ма- териалов. Первым и самым низким слоем «сэндвича», непосредственно примы- кавшим к горячим стрингерам экрана и крепившимся к ним с использовани- ем ниобиевого (ВН-3) крепежа, был высокотемпературный картон ВТТ-1. Он изготавливался на основе двуоки- си циркония и неорганического связу- ющего и при толщине 2 мм допускал максимальную температуру 1400- 1500 °C. Сверху на картон укладывал- ся второй слой - рыхловолокнистая кремнеземная теплоизоляция, уплот- ненная до 150-160 кг/м3, с теплопро- водностью менее 0,10 ккал/м-час-°C. Рыхловолокнистая структура изготав- ливалась из недорогого чистого крем- неземного (98-99% SiO2) волокна на основе ультратонкой стеклянной нити с рабочей температурой до 1100 °C. Такая структура кварцевой теплоза- щиты ОС стала возможной благодаря тому, что к ней не предъявлялись тре- бования прочности. Сверху рыхлово- локнистая теплоизоляция общей тол- щиной 30 мм прижималась листом из чистого бериллия толщиной 0,8 мм. Последним слоем теплоизоляционного «сэндвича» можно считать серебряное покрытие бериллиевого листа толщи- ной ~20 мкм со степенью черноты ме- нее 0,03. Фактически бериллиевый лист является внутренним зеркалом, перекрывающим тепловое излучение наружу из «сэндвича». Эксперименты показали, что температура нагрева листа в момент посадки не будет пре- вышать 400 °C, что доказывает его эф- фективность. Опытным путем было установлено, что при отсутствии бе- риллиевого листа толщина кремне- земной теплоизоляции увеличивается в полтора раза, до 45 мм. Был проработан вопрос замены бе- риллиевого листа на лист из порош- кового алюминия толщиной 1 мм, до- пускающий нагрев до 300 °C. Доба- вим также, что для армирования и эк- ранирования теплозащитных покры- тий могла использоваться фольга толщиной 0,05 мм из высокотемпера- турных ниобиевых сплавов ВН-2АЭ или ВН-2АЭМП. Суммарная толщина «сэндвича» теп- лозащиты, укладываемого в виде ма- тов поверх теплозащитного экрана, по- лучалась постоянной по всей нижней поверхности и составляла около 50 мм. Помимо общей теплозащиты, покры- вающей весь ТЗЭ, при необходимости могла применяться и локальная (экра- нирование отдельных агрегатов). Для нее предполагалось использовать яче- истые композиции ВТТ-1 А (рабочие температуры в диапазоне 1200-1600°C), армированные сотами из фольги мате- риала ВН-2АЭ. В качестве связующего всей композиции предлагалось ис- пользовать цемент ВЦ-27А, состоящий из полилоксановой смолы и порошка алюминия. Для локальной теплозащи- ты в зонах более умеренных темпера- тур (500-1400 °C) могла применяться трехслойная композиция из несколь- ких слоев кремнеземной ткани КТ-11, простеганных кремнеземными нитка- ми КН-11. Также для этого диапазона температур могло применяться покры- тие из ультрасупертонких кремнезем- ных волокон, спрессованных до плот- ности 150-200 кг/м3, но в этом случае оно использовалось не в виде рыхлово- локнистой массы, а виде специальной неорганической ткани марки ССТ. Для внутренней теплоизоляции, ра- ботающей с температурным перепа- дом от 500 до 50 °C, должны были ис- пользоваться стекловолокнистые ма- териалы марок АТМ-3, АТМ-5 и АТМ-7 (до 300°). В тех местах, где внутренняя изоляция работает в интервале темпе- ратур от 700 до 50 °C, ее предполага- лось выполнить двухслойной, при этом слой с перепадом температур 700- 500 °C должен был быть выполнен из ультрасупертонкого кремнеземного во- локна с плотностью 150 кг/м3. Крепле- ние материала АТМ-3 к элементам конструкции и материала АТМ-7 к ма- териалу АТМ-3 должно было осущес- твляться механическим путем берил- лиевым (АБМ-3) или ниобиевым (ВН-3) крепежом. Заметим, что применение бериллия в конструкции ОС не ограничивалось теплозащитой. Из чистого бериллия должен был изготавливаться тубус фотоаппарата (у «Спирали» в вариан- те дневного фоторазведчика), а из алюминиево-бериллиевого сплава АБМ-3 - несиловые конструкции, наг- ревающиеся до 500 °C (контейнеры отсеков оборудования, элементы ка- тапультируемой кабины, топливный бак, корпус фотоаппарата, воздуш- ный канал маршевого ТРД и крепеж- ные элементы теплоизоляции). Широ- кое применение бериллия в конструк- ции ОС лишний раз подчеркивает но- ваторство и - с точки зрения разра- ботчиков - исключительный потенци- ал проекта «Спираль». Позже берилли- вые сплавы нашли ограниченное при- менение в конструкции многоразово- го орбитального корабля «Буран» и только сейчас, спустя многие десяти- летия, начинают занимать свое дос- тойное место в авиастроении. Сверху корпус закрывался панелями обшивки, также при необходимости выполненными с компенсацией темпе- ратурных напряжений. Но так как верхняя поверхность корпуса ОС име- ла значительно более низкую темпера- туру, не превышавшую 500 °C (а за ка- биной - не более 250°C), то панели пла- нировалось изготовлять из сталей ВНС-5, ВНС-10, ВНС-2 или стареющей высокопрочной стали ВКС-210, а в на- именее теплонапряженных зонах - ис- пользовать титановые или широко применявшиеся в авиастроении алю- миниевые сплавы, изготовляя обшив- ки методом порошковой металлургии. С внутренней стороны вся поверх- ность панелей обшивки должна была иметь серебряное покрытие (со степе- нью черноты £ < 0,03) толщиной ~ 20 мкм для полного исключения теплового по- тока внутрь фюзеляжа. Тем самым для внутренних агрегатов (оборудование, баки, полезный груз, кабина пилота и т.д.) достигались температурные ус- ловия, не отличавшиеся от авиацион- ных стандартов. Это позволяло без особых доработок использовать во внутренней компоновке на орбиталь- ном самолете готовые изделия, уже применявшиеся на высотных высоко- скоростных самолетах. То же самое касалось и остекления кабины - исследования показали, что при выбранной конфигурации и пара- метрах траектории спуска его темпера- тура (с учетом теплоемкости) за все вре- мя воздействия максимальных темпе- ратур не превысит 250 °C, что допуска- ет использование для иллюминаторов ОС высокотемпературного остекления, применяемого на скоростных самоле- тах. В окрестностях иллюминаторов кабины за счет прилипания оторвав- шегося от кромок носового затупления потока воздуха (скачка уплотнения) температура могла повышаться до 500 °C, что решалось установкой тепло- изолированной стенки (окантовки). Необходимо отметить, что «Спираль» проектировалась в расчете на мини- мум температур при полете с макси- мальным коэффициентом подъемной силы при угле атаки а=55°. Аэродина- мические исследования показали, что расчетное распределение температур справедливо для диапазона углов ата- ки а=45-65°, те. при отклонении до ± 10° от оптимального. Это объясняет- ся тем, что при изменении угла атаки внутри этого диапазона подъемная си- ла меняется незначительно, что, в свою очередь, незначительно сказыва- ется на изменении ожидаемых темпе- ратурных полей. Однако отклонение угла атаки при спуске более чем на ±10° от опорных а =55° приводит к тому, что картина температурных полей меняется. В этом случае наветренными становят- ся незащищенные части конструк- ции, в результате чего недопустимо повышается температура несущих по- верхностей с перегревом задних (а>65°) и передних (а<45°) кромок крыла, боковых поверхностей фюзе- ляжа и фонаря (остекления кабины). Увеличение угла скольжения выше расчетного ф=±5°) также приводит к перегреву боковых поверхностей фю- 226
Экспериментальные самолеты-аналоги зеляжа и фонаря. Таким образом, выбранная схема теплозащиты опре- деляет узкий коридор допустимых уг- лов атаки и скольжения при спуске. Но самое удивительное, что штат- ная ориентация в космическом полете тоже выбиралась при анализе возмож- ных... углов атаки! Все дело в том, что для основного варианта-дневного фо- торазведчика - рабочей является ор- бита с очень низкой высотой полета - 130 км. Космический аппарат не мо- жет существовать на ней долго (более суток), но для орбитального самолета, выполняющего задачу полета в тече- ние двух-трех витков, это неважно. Определяющим является другое сооб- ражение: чем ниже высота полета, тем более детальные фотоснимки можно сделать. Однако на высоте 130 км плотность верхних слоев земной ат- мосферы такова, что определяющим фактором при расчете тепловых режи- мов (температуры поверхности) явля- ется не солнечная радиация (как для космических аппаратов, летающих на высотах в несколько сотен километров и выше), а... трение о воздух! В самом деле, если бы не было влия- ния встречного молекулярного атмос- ферного потока, то тогда бы благодаря нанесенному на внешнюю поверх- ность ОС специальному белому покры- тию (с коэффициентом поглощения солнечного тепла Ад<0,32 при степени черноты е>0,03) температура этой по- верхности в космосе под прямыми сол- нечными лучами не превышала бы +50 °C. Для теплозащитного экрана с его черным покрытием при тех же ус- ловиях температура не превысит + 150 °C. Заметим, что без учета атмос- ферного влияния в тени Земли (ночью) температура как белой, так и черной поверхности, обращенной в холодный космос, опускалась бы до -130 °C. Но на высоте 130 км разреженная ат- мосфера нагревает обшивку значи- тельно интенсивнее Солнца и не дает ей остыть в земной тени: носовое за- тупление (при полете на орбите носом вперед) нагревается в критической точ- ке до +250 °C, а температура теплоза- щитного экрана при угле атаки (опять авиационный термин!) а=55° достига- ет + 190 °C. Поэтому задачей проекти- ровщиков было выбрать оптимальную (с точки зрения минимальных перепа- дов температур обшивки) ориентацию в орбитальном полете с учетом как аэродинамического нагрева, так и пе- ременной (правильнее сказать - зат- менной) солнечной радиации. Всесторонне исследовав все виды теплового воздействия на самолет при скорости встречного молекулярного потока 7,8 км/сек для диапазона углов атаки а=0-55°, конструкторы пришли к выводу, что орбитальный полет на высоте 130 км лучше всего выполнять при нулевом угле атаки1. В этом случае вблизи кабины пило- та на боковой, верхней и нижней пове- рхностях температура обшивки не бу- дет превышать +60 °C, на нижней по- верхности корпуса +40 °C, а на верх- ней поверхности +20 °C. Тем самым максимальную температуру возьмет на себя, как и при спуске в атмосфере, носовое затупление теплозащитного экрана, а в зоне кабины и выходной оптики фотоаппарата температуры будут практически комнатными (если уместно будет сказать так об откры- том космосе). Казалось бы, искомая ориентация в космическом полете найдена, и при этом орбитальный самолет проявляет себя на орбите не только как косми- ческий, но и как летательный аппарат. Но авиационный характер «Спирали» в космосе на этом не закончился - не будем забывать, что «Спираль» проек- тировали конструкторы истребите- лей: им удалось найти удивительный способ устойчивого поддержания тре- буемой орбитальной ориентации пу- тем... отклонения аэродинамических органов управления (самолет ведь все- таки!) точно так же, как это делается при спуске в атмосфере и посадке на аэродром. И в этом им помогла разре- женная атмосфера. Проанализировав аэродинамику са- молета в такой разреженной среде, проектанты обнаружили, что подвиж- ность консолей крыла может сыграть им на руку и на орбите, обеспечив... аэродинамически устойчивый полет! Выяснилось, что такой режим возмо- жен при двух значениях угла расклад- ки крыла - у=90° (те. консоли пол- ностью разложены в горизонтальное положение), при котором самолет са- мобалансируется на отрицательном (опустив нос) угле атаки а=-25°; и у=45°, при котором отрицательный угол атаки еще больше: а=-45°. Но мы уже знаем, что оптимальное значение для орбитального полета - это нулевой угол атаки. И конструкторы1 2 находят гениальное решение - немного при- открыть (фактически приподнять) воздушный тормоз, который замыкает верхнюю поверхность фюзеляжа в об- ласти донного среза. Таким образом, орган исключительно аэродинамичес- кого управления - воздушный тормоз, который также выполняет функции балансировочного щитка на дозвуко- вых скоростях в атмосферном полете, значительно улучшает взлетно-поса- дочные характеристики, увеличивая коэффициент подъемной силы Сутах и при этом разгружая элевоны (облегчая их работу), в космическом полете так- же оказался способен осуществлять аэродинамическую (!) балансировку* самолета. Остается только сожалеть, что ре- жим аэродинамической стабилизации для аппарата с авиационной компо- новкой так и не пришлось испытать в реальном орбитальном полете. Заме- тим в то же время, что принципы аэро- динамической стабилизации КА неод- нократно проверялись и использова- лась в реальном космическом полете, в частности, на спутнике «Космос-149» («Космическая стрела»), который был запущен 21 марта 1967 г. При выборе схемы и параметров шасси тепловые условия также явля- лись определяющими. Штатная посад- ка осуществлялась на четырехстоеч- ное лыжное шасси (с тарельчатыми опорами), убираемое в боковые ниттти корпуса (передние опоры) и в донный срез фюзеляжа (задние опоры). Лыж- ное шасси скомпоновано таким обра- зом, чтобы в убранном положении оно находилось в зоне низких температур под защитой экрана (поэтому оно было выполнено из «обычной» стали ВЛ-1) и не разрезало экран при выпуске перед посадкой. Стойки оборудовались ме- таллическими тарельчатыми опорами (лыжами) из износостойкого металла - местные температуры из-за принятой концепции горячей конструкции не позволяли применить резиновые пнев- матики. Проходимость широко рас- ставленных стоек шасси должна была позволить сесть практически на любой более-менее ровный грунт минималь- ной прочности около 4 кг/см2 с обеспе- чением хорошей устойчивости при ко- ротком пробеге. Для упрощения и об- легчения шасси предусматривался только его выпуск, уборка должна была производиться наземными средства- ми при подготовке к пуску. Таким образом, предложенный в хо- де теплового проектирования комп- лекс мер полностью решал все вопросы по теплозащите «Спирали». Но самое интересное заключается в том, что даже с позиций сегодняшнего дня, т. е. через 40 с лишним лет, тепло- защита, разработанная для «Спирали», кажется оптимальной. Другими слова- ми, если бы сегодня взялись проекти- ровать малоразмерный космический самолет заново, но сохранив принцип горячей конструкции, то все равно не 1 Интересно, что сделав вывод о трении о воздух как об определяющем факторе нагрева на орбите высотой 130 км, разработчики, тем не менее, искали оптимальную ориентацию при сочетании двух видов нагрева - от атмосферы и от Солнца. 2 Мы можем назвать имена авторов этих интересных конструкторских решений - это были сотрудники ОКБ Микояна: - расчеты всех видов тепловых и силовых нагрузок на орбитальный самолет провел В. Е. Соколов; - температурные схемы при спуске с орбиты выпускала 3. К. Жавыркина; - расчеты нестационарного нагревания конструкции выполнил С. Ф. Тесленко; - температурную схему на орбите высотой 130 км с учетом встречного молекулярного потока и излучения Солнца и Земли подготовила Е. В. Лабунская, она же рассчитала поляру и балансировку в молекулярном потоке. 227
Космические крылья смогли бы предложить ничего лучше1! Именно поэтому, упоминая марки ста- лей и других материалов, планировав- шихся к применению в горячей кон- струкции орбитального самолета, мы по понятным причинам не сообщаем их детальный химический состав с полным перечнем и количественным содержанием легирующих добавок, равно как и описание технологических процессов их производства. Но и это еще не все. Удивительно, но в разделе аванпроекта «Конструкция самолета и применяемые материалы» на 21-й странице читаем: «...Жарос- тойкие теплозащитные материалы ти- па пенокерамик в настоящее время разрабатываются». Обратите внима- ние на эту уникальную фразу! «Горячая» конструкция была выбра- на для «Спирали» не потому, что она лучше, а потому что ничего другого в многоразовом исполнении на тот мо- мент еще просто не существовало... Однако уже тогда конструкторы дума- ли о внешнем сверхлегком керамичес- ком теплозащитном покрытии. Напом- ним, что аванпроект датирован 29 ию- ня 1966 г.1 2 - до первого полета амери- канского шаттла, до возвращения из космоса орбитальной ступени «Колум- бия» с плиточной керамической тепло- защитой, оставалось еще почти 15 лет, до первого испытания советских квар- цевых плиток на БОР-4 - 16 лет, до по- лета «Бурана» - еще долгие 22 года! Рассмотрим теперь первый аппарат, который должен был стать нашим отве- том американскому ракетоплану Х-15. Суборбитальный пилотируемый самолет-аналог («50-11») Для отработки посадки, бортовых систем, аэродинамики в полетах до М = 6-8 и Н = 50-120 км, газодинами- ческого управления и всех систем уп- равления, а также для тренировки лет- ного состава планировалась разработ- ка самолета-аналога, точно повторяю- щего форму ОС и запускаемого с само- лета-носителя Ту-95КМ. Так как скорость полета в верхних слоях атмосферы у аналога была в не- сколько раз меньше орбитальной, то, учитывая щадящие температурные ус- ловия, его собирались построить из обычных конструкционных материа- лов (стальные, титановые и алюминие- вые сплавы). По проекту аналог оснащался сило- вой установкой, состоявшей из двух серийных ЖРД 5Д21М разработки ОКБ-1173 с тягой по 11,75 тс каждый4 (удельный импульс 287 сек на уровне моря; тяга 13 тс с удельным импуль- сом 319 сек в вакууме), одного «штат- ного» ЖРД тягой 1500 кг и одного ТРД РД36-35, разработанного в ОКБ-36 - Рыбинском КБ двигателестроения5 - под руководством Петра Алексеевича Колесова, со стендовой тягой 2500 кгс, а также из уже существующего обору- дования (на первых экземплярах). ЖРД располагались с углом полураз- вала 11°40' в горизонтальной плоскос- ти таким образом, чтобы векторы их тяг проходили через центр масс аппа- рата. Использование освоенных в про- изводстве агрегатов должно было зна- чительно снизить стоимость и сроки отработки экспериментального ОС. В дальнейшем планировалось устано- вить на аналог разработанные в ОКБ-2 МАП ускорители, позволяющие довес- ти его скорость до М = 12-13, и ряд штатных систем ЭПОСа. Схема подвески аналога под самоле- том-носителем соответствовала под- веске, принятой на вооружение крыла- Размерности самолета-аналога «50-11» Корпус Длина 8000 мм Размах по заднему торцу 4000 мм Радиус носка корпуса 1500 мм Площадь плановой проекции 24 м2 Мидель корпуса 3,7 м2 Площадь дна 2,8 м2 Стреловидность носовой части 74е 20’ Положение центра тяжести в % к длине 58 Крыло Площадь поворотных консолей 2x33 м2 Удлинение 1,91 Сужение 3,11 Стреловидность по передней кромке 55е Площадь элевонов 1,15м2 Киль Площадь 1,7 м2 Удлинение 2,06 Сужение 2,38 Стреловидность по передней кромке 60 Площадь руля направления 0,44 м2 Щитки Площадь 1,72 м2 той ракеты Х-20, поэтому для Ту-95КМ требовалась только незначительная доработка. Планировавшийся профиль полета выглядел следующим образом. После взлета самолет-носитель Ту-95 в тече- ние часа поднимает аналог на высоту 11-12 км, где на скорости 830 км/ч происходит сброс последнего. 1 В связи с этим интересно мнение Л. М. Богдана, которое он высказал в беседе с В. Лукашевичем 6 декабря 2008 г.: «Если бы меня спросили, из чего лучше всего делать теплозащиту, я бы сказал - лучше из ниобия. Это наиболее перспективно, да и формообразование внешней поверхности проще. По сравнению с ниобиевыми панелями производство кварцевой теплозащитной плитки, примененной впоследствии на шаттлах и на “Буране”, очень сложно, очень! Ведь на “Буране” был фактически двойной расход плиток - если на корабле в итоге их было около 36000, то в реальности пришлось изготовить более 70000 штук. Их нужно было наклеить и оторвать, чтобы доказать, что хорошо приклеивается. А так называемых “непроклеев” было очень много, особенно на “пузе” “Бурана”. При этом каждая плитка стоила 600 рублей! И пока не нашли карьер в Армении, сверхчистый кварцевый песок (фактически толченное кварцевое стекло) приходилось закупать в Бразилии через Францию». 2 Справедливости ради заметим, что впервые о внешнем теплозащитном покрытии задумались проектанты ОКБ В. М. Мясищева в 1960 г, работая по теме «48». 3 Двигатель 5Д21М был разработан в ОКБ-466 под руководством Главного конструктора А. С. Мёвиуса для дальней управляемой зенитной ракеты комплекса С-200. Позже ОКБ-466 вошло в состав фирмы В. Я. Климова - ОКБ-117 (ныне - Ленинградское НПО имени В. Я. Климова), которое возглавлял главный конструктор С. П. Изотов. 4 По другим данным, тяга каждого двигателя - 13 тс. 5 Ныне НПО «Сатурн». 228
229 Суборбитальный пилотируемый самолет-аналог изделие «50-11» Экспериментальные самолеты-аналоги Рисунок А. Юргенсона
Космические крылья Фото и з архива Музея Ф ГУ П PC К«М и Г» ___________________________________________________________________________________________________________________________________Фото из архива НПО «Молния» Угол установки V подвижных консо- лей крыла в начале полета составляет у=20-35° (соответственно 70-55° от го- ризонтальной плоскости). Включив собственные маршевые ЖРД (под за- пас топлива 7,15 т использованы все свободные внутренние объемы плане- ра), самолет-аналог через 81 сек разго- няется до скорости 8000 км/ч. Актив- ный участок разгона заканчивается на высоте 48-50 км. К этому моменту два ЖРД успевают сжечь большую часть топлива (6625 кг). В ходе дальнейшего полета, проходя- щего по инерции, аналог достигает максимальной высоты 120 км, имея в этот момент скорость 6800 км/ч (М=7,5). В восходящей точке своей тра- ектории аппарат может выполнять ма- невры с помощью штатного ЖРД тягой 1,5 тс и двигателей ориентации (систе- мы газодинамического управления), используя оставшееся в баках топливо. Вход в атмосферу происходит на ско- рости 7250 км/ч, максимальная перег- рузка на этапе спуска достигает 5,3 единиц. Максимальное качество аппа- рата на гиперзвуковых скоростях - 1,4, балансировочное - 1,0. В наиболее теп- лонапряженных местах обшивка успе- вает нагреться до 890 °C. После возвращения в плотные слои атмосферы при уменьшении скорости полета до М = 2,5 консоли крыла раск- ладываются в положение у=60°, и в ди- апазоне высот 5-10 км включается ТРД тягой 2,5 тс, который при запасе топли- ва в 300 кг может обеспечить дальность полета до 90 км при крейсерской ско- рости 400 км/ч на высоте 500-2000 м. Имея максимальное дозвуковое качест- во 4,5, аналог мог бы осуществить пере- ход на крейсерский режим полета с уг- лом наклона траектории планирова- ния 12° и вертикальной скоростью око- ло 18 м/сек. Посадочная глиссада име- ет наклон 18° (т. к. качество из-за выпу- щенного шасси уменьшается до 4), по- садочная скорость 250 км/ч. При поса- дочной массе аппарата 4400 кг длина пробега составляет около 1000-1100 м. Программа создания суборбиталь- ного пилотируемого аналога «50-11» не была реализована в задуманных объе- мах, но проработанные конструкторс- кие решения по сбросу с самолета-но- сителя 1у-95КМ были востребованы при постройке и испытаниях дозвуко- вого аналога «105.11». Об этом мы рас- скажем чуть позже. ▲ Разгонный ЖРД 5Д21М разработки ОКБ-117 ▲ Управляющие ЖРД 5Д29М разработки ОКБ-117 230
Экспериментальные самолеты-аналоги Экспериментальный одноместный пилотируемый орбитальный самолет («50») Наиболее проработанным кон- структорами в аванпроекте был экспериментальный пилотируемый орбитальный самолет, выводимый в космос ракетой-носителем «Союз». Ло- зино-Лозинский обоснованно полагал, что если ЭПОС начнет летать в космос, то программе боевых орбитальных са- молетов быть, независимо от судьбы и темпов разработки самолета-разгон- щика и ракетного ускорителя. Проектно-конструкторскую докумен- тацию по орбитальному самолету на стадии аванпроекта выпустили специ- алисты ОКБ А. И. Микояна под руковод- ством Я. И. Селецкого: - В. Ф. Павлов, В. П. Завгородный - ферменная конструкция фюзеляжа и теплозащитный экран; - Н.Н. Веревкин - горячая кон- струкция крыла; - 3. Е. Берсудский - теплопрочност- ные расчеты; - Ю. В. Бакшт - четырехстоечное лыжное шасси; - В. Е. Соколов - экспериментально- теоретические расчеты по газодина- мике ОС; - отдел Л. П. Воинова выпустил рас- четно-теоретическую документацию по гиперзвуковой аэродинамике и тепло- обмену. ЭПОС предназначался для натурной отработки аэродинамической компо- новки, конструкции и всех бортовых систем, которые в дальнейшем будут применены в боевых самолетах, а так- же для отработки средств и методик, обеспечивающих боевое применение. Аппарат фактически являлся опыт- ным образцом боевого самолета: имея отсек для размещения телеметричес- кой и контрольно-записывающей ап- паратуры объемом 2 м3, он легко моди- фицировался в дневной фоторазвед- чик путем замены оборудования, пред- назначенного для летно-конструктор- ских испытаний, на спецоборудование для фоторазведки. ЭПОС был оборудован комбиниро- ванной двигательной установкой, включавшей в себя: - ЖРД орбитального маневрирова- ния тягой 1500 кгс (удельный импульс 320 сек) разработки ОКБ-117 для вы- полнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозно- го импульса для схода с орбиты. Систе- ма подачи топлива - вытеснительная; Размерности ЭПОСа Корпус Длина 8000 мм Размах по заднему торцу 4000 мм Радиус носка корпуса 1500 мм Площадь плановой проекции 24 м2 Мидель корпуса 3,7 м2 Площадь дна 2,8 м2 Стреловидность носовой части 74°20’ Положение центра тяжести в % к длине 58 Крыло Площадь поворотных консолей 2x33 м2 Удлинение 1,91 Сужение 3,11 Стреловидность по передней кромке 55° Площадь элевонов 1,84 м2 Киль Площадь 1,7 м2 Удлинение 2,06 Сужение 2,38 Стреловидность по передней кромке 60 Площадь руля направления 0,44 м2 Щитки Площадь 1,785 м2 топливо подается в двигатель сжатым гелием из двух баков - горючего и окис- лителя; - два аварийных ЖРД (для выдачи дублирующего тормозного импульса) с тягой в пустоте по 16 кгс каждый1, работающие от топливной системы основного ЖРД. В случае наличия ос- татков топлива в баках после выдачи тормозного импульса летчик должен слить топливо за борт с использова- нием вытеснительной системы на сжатом гелии; - блок ЖРД для газодинамического управления ориентацией самолета на орбите и спуске (ЖРД своей работой «помогают» управляющим аэродинами- ческим поверхностям до скорости М = 3), состоящий из 6 двигателей гру- бой ориентации тягой по 16 кгс каж- дый и 10 двигателей точной стабилиза- ции тягой 1 кгс каждый. Блок управля- ющих двигателей имеет автономную вытеснительную топливную систему, состоящую из двух баков. При отказе ЖРД точной стабилизации их дублиру- ют двигатели грубой ориентации. Ком- поненты топлива для всех ЖРД - азот- ный тетроксид (амил) и несимметрич- ный диметилгидразин (гептил). - ТРД для полета на дозвуке и посад- ки со стендовой тягой 2000 кгс и удель- ным расходом топлива 1,38 кг/кгсхч. Этот двигатель является развитием подъемного двигателя РД36-35К (литера «К» означает «короткоресурсный»), вы- пускавшегося для корабельных штурмо- виков вертикального взлета-посадки Як-ЗбМ и устанавливавшегося на экспе- риментальном самолете укороченного взлета и посадки МиГ-23ПД. Он был выбран из-за малого удельного веса1 2 3, равного 0,04 кг/кгс, и малого удельно- го расхода топлива. Топливо для двига- теля - керосин PT, Т-1 или Т-6. Топлив- ная система состоит из двух баков с наддувом гелием. В основании киля расположен регулируемый3 воздухоза- борник ковшового типа. Створка воз- духозаборника открывается только пе- ред запуском ТРД. Система управле- ния ТРД обеспечивает диапазон плав- ного регулирования тяги от «малого га- за» до «максимала». Оборудование самолета состоит из следующих основных систем: - электропитания - двух серебряно- цинковых аккумуляторных батарей с напряжением 27 В и емкостью 160 Ахч и 460 Ахч. Первая батарея предназна- 1 Это данные аванпроекта; по данным экспозиции музея ОКБ Микояна аварийные ЖРД имели тягу по 40 кгс каждый. 2 Кроме того, тогда это был самый короткий ТРД данного класса тяги. 3 Необходимо пояснить, что термин «регулируемый», использовавшийся в документации ЭПОСа, в данном случае связан именно с наличием открываемой при работе двигателя створкой. Это не совсем соответствует нынешнему общепринятому понятию «регулируемый воздухозаборник», обозначающему наличие во внутреннем канале воздухозаборника механических устройств, регулирующих площадь горла (минимального сечения), расход воздуха (слив избыточного или подсасывания недостающего воздуха), систему скачков уплотнения и т.д. С позиции сегодняшнего дня воздухозаборник ЭПОСа можно охарактеризовать как «открывающийся нерегулируемый». 231
Космические крылья Рисунок В. Лукашевича на основе 30-модели А. Зака
Экспериментальные самолеты-аналоги Фотография их архива В. Лукашевича ТРД РД36-35 конструкции П. А. Колесова чена для питания радиотелеметричес- кой системы и системы внешнетраек- торных измерений, вторая - для всей остальной аппаратуры. (В документах подчеркивалось, что «разработанная система электроснабжения является наиболее выгодной в весовом отноше- нии по сравнению с турбогенератор- ной системой или системой с топлив- ными элементами и обладает вероят- ностью безотказной работы, равной 0,999».); - навигации и управления; - жизнеобеспечения летчика; - аварийного спасения летчика в случае катапультирования1; - термостатирования отсеков обо- рудования и кабины; - радиосвязи с коротковолновой КВ и ультракоротковолновой радиостан- циями и внешними антенно-фидерны- ми устройствами; - радиотелеметрических измерений на базе станции РТС-9 с магнитными накопителями; обеспечивает регистра- цию на борту самолета 350 параметров; - управления крыльями; - индикации всех необходимых па- раметров для летчика на приборной доске и пультах кабины, включающей; ♦ указатель аварийного момента торможения УАМТ; ♦ указатель скорости; ♦ индикатор пространственного по- ложения 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; ♦ вольтамперметр; ♦ прибор контроля ТРД; ♦ комплексное табло сигнализато- ров состояния бортовых систем; ♦ приборы включения и выключе- ния ЖРД и двигателей газодинамичес- кой системы управления; ♦ прибор контроля ЖРД и двигате- лей газодинамической системы управ- ления; ♦ пульт управления аварийным сли- вом топлива ЖРД. Система индикации, средств конт- роля и управления обеспечивает воз- можность выполнения летчиком ос- новных задач по управлению орби- тальным самолетом и его бортовыми системами на всех этапах полета: - проведение астро- и радиокоррек- ции навигационной системы; - осуществление ручной ориента- ции и стабилизации самолета в орби- тальном полете; - контроль работы всех систем; - управление по директорным при- борам на этапе привода и посадки. Выбранный интерьер позволял ра- ционально использовать объем и фор- му кабины и реализовать функцио- нально оправданную компоновку, сни- жающую утомляемость летчика и обеспечивающую удобное сопряжение средств индикации с различными сис- темами орбитального самолета. Входящие в состав системы индика- торы обеспечивают летчика информа- цией в достаточном объеме и в виде, удобном для восприятия. Ряд индика- торов выполняет совмещенные функ- ции на различных этапах полета, что уменьшает их общее количество. Для аварийного спасения пилота предусматривалась отделяемая кабина- капсула фарообразной формы (изготав- ливаемая из стали ВНС-2), имеющая собственные пороховые двигатели для отстрела от самолета на всех этапах его движения от старта до посадки. В таком конструктивном решении спасения лет- чика отчетливо виден авиационный по- черк ОКБ, всю свою жизнь занимавше- гося проектированием боевых самоле- тов. Принцип быстрого и гарантирован- ного спасения летчика вне зависимости от его работоспособности и степени бое- вых повреждений самолета находит свое решение в военной авиации в виде ката- пультного кресла, а для наиболее слож- ных режимов полета (сверхзвуковые ско- рости в стратосфере) используются отде- ляемые кабины. В нашем случае для экстренного покидания подбитого в кос- мосе самолета-истребителя подходила только отделяемая кабина-капсула. Следует обратить внимание на прин- ципиальную разницу между боевым са- молетом «Спираль», создававшимся ави- ационными конструкторами, и всеми военными проектами пилотируемых космических кораблей, разрабатывав- шимися в ОКБ-1 (и его филиалами) про- ектантами-ракетчиками на основе кос- мических кораблей «Восток» и «Союз». Изначально создававшаяся для боевых действий, «Спираль» позволяла спасти летчика на любом этапе при полном или частичном разрушении самолета. На обычных космических кораблях («Вос- ток», «Восход», «Союз» и нереализован- ные проекты на их основе) экстренного способа спасения летчика-космонавта, отличного от штатного (разделение отсе- ков и спуск в спускаемом аппарате), пре- дусмотрено не было. Поэтому любой кри- тичный отказ бортовых систем корабля на орбите, делающий невозможным вы- полнение штатных операций (неполадки в системе управления, приводящие к не- возможности построения ориентации для выдачи тормозного импульса, отка- зы в двигателях, сбои в процессе разде- ления отсеков и т. д.), приводит к серьез- ным нештатным ситуациям и может окончиться потерей экипажа, который намертво связан с кораблем до момента входа спускаемого аппарата в атмосферу (см. врезку на следующей странице). Это очень важный момент, свиде- тельствующий о том, что конструкторы не просто не исключали, а изначально проектировали ОС для активных бое- вых действий на орбите, включая и прямые дуэльные ситуации, возникаю- щие, например, во время воздушного (в нашем случае - космического) боя. Капсула со всеми средствами спасе- ния и жизнеобеспечения летчика была разработана ОКБ-918 (ныне АО «НПП Звезда» в г. Томилино) по техническому заданию ОКБ-155. Процесс катапуль- тирования осуществляется в направ- лении «вперед-вверх», что позволяло спасать пилота не только во время по- лета на ГСР, но и на участке выведения с помощью PH «Союз». Для этого на ра- кете применен специально спрофили- рованный головной обтекатель с отк- рытым проемом для выхода капсулы1 2. 1 Именно так написано в аванпроекте, хотя мы понимаем, что катапультирование - это и есть аварийное спасение летчика. 2 Способ спасения пилота ОС при аварии ракеты-носителя очень напоминает спасение в аналогичных ситуациях космонавта первых космических кораблей «Восток», где космонавт размещался внутри спускаемого аппарата в катапультном кресле. На случай аварии до момента сброса обтекателя в нем был сделан боковой вырез для отстрела крышки спускаемого аппарата с последующим выходом катапультируемого кресла. 233
Космические крылья Исключением являлся возвращае- мый аппарат(ВА) транспортного кораб- ля снабжения (ТКС), разработанный в ОКБ-52 В. Н. Челомея для полетов к ор- битальным пилотируемым станциям «Алмаз». ВА имел автономную систему управления, двигатели ориентации и продублированную тормозную двига- тельную установку. Однако и у челоме- евского ВА, как и других кораблей, штатный и ускоренный спуск с орбиты ничем идеологически между собой не отличаются. Такой алгоритм приводит к тому, что если по каким-то причинам невозможен штатный спуск с орбиты, то невозможен и какой-либо другой. А с учетом того, что надежность космичес- ких кораблей закладывается с точки зрения парирования внутренних отка- зов бортовых систем без какого-либо учета внешних сознательных, активных и всегда враждебных воздействий, то, говоря военным языком, обычный кос- мический корабль имел неудовлетвори- тельную боевую живучесть. Возвращае- мый аппарат ТКС, изначально созда- вавшийся для снабжения военных ор- битальных станций (оснащенных, кста- ти, скорострельной пушкой), за счет своей автономности имел повышенную боевую живучесть. В случае ОС все иначе: при возмож- ности летчик совершает штатную уп- равляемую посадку на посадочную по- лосу своего аэродрома, а в случае кри- тичного боевого поражения самолета (или неисправности бортовых систем, исключающей возможность штатной посадки) - катапультируется в капсуле значительно меньших размеров, кото- рая ориентируется в пространстве, вы- дает тормозной импульс для схода с ор- биты, входит в атмосферу и приземля- ется, где получится. Конечно, наличие катапультного кресла или отделяемой капсулы повышает сложность системы военного самолета, поскольку эти эле- менты имеют некоторую вероятность отказа. Но в любом случае само нали- чие элементов аварийного спасения на- деляет самолет большей боевой живу- честью, чем гражданский летательный аппарат, вообще лишенный средств аварийного покидания. ▲ Кабина летчика-космонавта (оператора) на пилотажном стенде МК-10 В процессе катапультирования капсу- лы сначала на самолете распахивают- ся в разные стороны верхние панели обшивки перед кабиной, освобождая выходной проем. Затем, после сраба- тывания фиксирующих пироболтов, кабина начинает движение за счет механического толкателя по рельсо- вым направляющим (длиной 30 см), являющимся частью силовой фермы самолета, для исключения соударе- ний, потом створки сбрасываются, после чего включаются пороховые двигатели, осуществляющие увод капсулы от самолета. В случаях, когда усилия механического толкателя не- достаточно для начала движения кап- сулы (например, при воздействии пе- регрузки на участке выведения), по- роховые двигатели срабатывают в опережающем порядке. Сам орби- тальный самолет при этом гибнет вместе с ракетой. Капсула снабжена абляционной теп- лозащитой, управляющими двигате- лями входа в плотные слои атмосферы, радиомаяком, аккумулятором и ава- рийным блоком навигации, который позволяет проводить грубую навига- цию на орбите. После выдачи тормозного импульса отработавшие пороховые двигатели вместе с блоком навигации отделяют- ся от капсулы перед входом в плотные слои атмосферы. Приземление осу- ществляется с помощью парашюта со скоростью 8 м/сек, поглощение энер- гии на этой скорости при ударе о зем- ную поверхность производится за счет остаточной деформации специ- альной конструкции угла капсулы, заполненного сминаемыми сотами. Перегрузки, воздействующие на лет- чика, лежат в пределах физиологи- ческих норм. Вышеописанная первоначальная фарообразная форма капсулы была получена на этапе предварительных конструкторских проработок и в та- ком виде представлена в аванпроекте «Спирали». Однако после утвержде- ния аванпроекта в ОКБ-918 начался этап полномасштабной разработки средств спасения и жизнеобеспече- ния «Спирали». Поскольку задача спа- сения космонавта на всех этапах по- лета являлась принципиально новой и не имела к тому времени вариантов решения в мировой космонавтике, она оказалась исключительно слож- ной и потребовала проведения целого комплекса исследовательских, рас- четно-теоретических и проектно- конструкторских работ. В результате проведенных исследо- ваний пришлось отказаться от фаро- образной формы отделяемой кабины- капсулы и принять за основу хорошо изученную сферу, широко применяв- шуюся к тому времени в спускаемых аппаратах кораблей «Восток», «Вос- ход» и беспилотных спутников-фото- разведчиков «Зенит». Ведущим кон- структором сферической кабины был В. В. Добрынин. Рисунок А. Юргенсона 234
Экспериментальные самолеты-аналоги Два вида спереди (на правом рисунке передняя внешняя обшивка условно не показана) -слева Рисунок В. Лукашевича на основе 30-модели А. Зака Два вида спереди (на правом рисунке передняя внешняя обшивка условно не показана) Три вида сзади (против полета) -справа внешний вид задняя стенка с теплозащитным экраном и системой аварийного спасения условно не показаны в центре - вид на переднюю стенку (обшивку) изнутри; задняя стенка с теплозащитным экраном, системой аварийного спасения, пилотом и внутренним оборудованием кабины условно не показаны Внешний вид и внутренняя компоновка катапультируемой кабины-капсулы (вариант аванпроекта, июнь 1966 г.) Условные обозначения: 1 - пилот (летчик-космонавт) в скафандре с поднятым на затылок светофильтром; 2 - кресло пилота; 3 - входной люк; 4 - передние (основные) иллюминаторы; 5 - боковой (по левому борту) иллюминатор оптического визира; 6 - парашют; 7 - аварийный аккумулятор; 8 - блок аварийной радиосвязи; 9 - корпус оптического визира; 10 - отсек сотовой амортизации кабины (сама амортизация условно не показана); 11- баллон с рабочим телом системы аварийной стабилизации кабины; 12- газореактивная система аварийной стабилизации кабины (перед выдачей тормозного импульса для схода с орбиты); 13 - пороховой двигатель (4 шт.) аварийного спасения (при отделении кабины на атмосферных участках полета используется для увода; при отделении на орбите применяется для последующей выдачи тормозного импульса); 14- сопло порохового двигателя (по одному на каждом РДТТ); 15 - сбрасываемый контейнер оборудования аварийного спасения; 16 - направляющие аварийного выхода кабины; 17 - приборная панель; 18 - ручка управления самолетом; 19- РУД (ручка управления двигателями); 20 - пороховой толкатель аварийного выхода кабины. 235
Космические крылья ▲ Сферическая кабина-капсула образца 1971 г. В период 1970-1971 го- дов был выполнен основ- ной объем расчетов по ди- намике и выбору теплоза- щиты отделяемой кабины, закончены аэродинами- ческие исследования, про- ведены прочностные ис- пытания полноразмерно- го макета. Также были проведены про- ектно-экспериментальные работы по вскрытию аварийного люка (он заме- нил раскрывающиеся предкабинные створки) перед кабиной с помощью де- тонирующего удлиненного заряда и отброса образовавшейся крышки, что- бы освободить проем для беспрепят- ственного выхода из кабины. Кроме того, были проведены функциональ- ные испытания и осуществлен один летный эксперимент. В 1972 г. в связи с первым закрыти- ем программы «Спираль» (о нем мы расскажем далее) все дальнейшие ра- боты по отделяемой кабине-капсуле в ОКБ-918 были прекращены. Об окончательном облике отделяе- мой кабины можно судить по приве- денной фотографии. Сферическая форма позволила упростить систему аварийной стабилизации кабины, так как теперь после ее отделения на этапе полета в атмосфере (на участках выве- дения или спуска) первоначальная стабилизация в воздушном потоке по рысканью* и тангажу осуществлялась двумя телескопическими штангами, а дальнейшая ориентация при спуске в атмосфере определялась вводимой в действие парашютной системой. В случае отделения кабины на орбите последовательность операций повто- ряла аналогичную для первоначаль- Рисунок В. Лукашевича Компоновка оборудования навигационного комплекса на орбитальном самолете: 1 - носовая часть самолета; 2 - кабина пилота; 3 - гироплатформа ИНС; 4 - оптический блок астрокорректора; 5 - блок электроники астро корректора; 6 - вычислительное устройство ИНС; 7 - антенна радиовертикали- высотомера; 8 - блок электроники радиовертикали-высотомера ной фарообразной кабины с той лишь разницей, что ее положение в простран- стве на этапе интенсивно- го торможения в атмосфе- ре определялось центров- кой*, а спуск осуществлял- ся по баллистической тра- ектории с максимальной перегрузкой* до 8 единиц. После сни- жения скорости до величины, позволя- ющей ввести в действие парашютную систему, производился выпуск в поток стабилизирующих штанг, и после дос- тижения нужной ориентации выпус- кался парашют. К сожалению, точные сведения о составе и алгоритме дей- ствия парашютной системы (о нали- чии тормозного и общем количестве основных парашютов, о порядке их раскрытия и т. д.) отсутствуют. Представленная фотография поз- воляет также предположить, что и форма иллюминаторов в окончатель- ном варианте также была изменена на круглую. Система жизнеобеспечения соз- дает нормальные условия для работы летчика и состоит из скафандра и системы терморегулирования каби- ны. Системы скафандра обеспечива- ют регенерацию, очистку и осушку воздуха, кислородную подпитку и от- вод излишков тепла. Система термо- регулирования обеспечивает нор- мальные внутренние температурные условия. При открытом шлеме скафа- ндра нормальные условия жизнедея- тельности для летчика создаются сов- местной работой систем скафандра и терморегулирования кабины. В каби- не поддерживается атмосферное дав- ление 760 мм рт. ст. В случае разгер- метизации минимально необходимые жизненные условия для летчика соз- дают системы скафандра. При этом выполнение полетного задания долж- но быть прекращено после заверше- ния текущего витка. Обзор из кабины дают два теплос- тойких двойных стекла площадью по 24 дм2, обеспечивающие видимость при спуске и посадке до угла атаки 18° включительно, что подтверждено ма- кетными испытаниями. Масса отделяемой полностью снаря- женной кабины с оборудованием, сис- темой жизнеобеспечения, системой спасения и пилотом - 930 кг, при авто- номном приземлении - 705 кг. Напом- ним, что все приведенные данные по системе жизнеобеспечения относятся к варианту аванпроекта (июнь 1966 г.). В целом благодаря выбранным ха- рактеристикам и схеме размещения на самолете, составу и функциям подсис- тем, устройство отделяемой кабины по- лучилось относительно простым, что является необходимым условием обес- печения высокой надежности. В за- ключении ЛИИ имени М. М. Громова по аванпроекту особо отмечались следую- щие достоинства системы аварийного спасения: - постоянная готовность к работе; - обеспечение необходимых усло- вий жизнедеятельности пилота в сложных условиях на месте призем- ления; - исключение необходимости уста- новки фонаря кабины ОС как отдель- ного конструктивного агрегата. Система навигации, автоматичес- кого и ручного управления «Спира- ли» позволяет осуществлять все необ- ходимые в полете операции: - определять точное простран- ственное положение ОС на орбите (фа- зовые координаты центра масс); - строить и удерживать точную ори- ентацию на орбите (угловые координа- ты движения вокруг центра масс), не- обходимую при выполнении целевых задач, осуществлении маневра по из- менению плоскости орбиты и при вы- даче тормозного импульса для спуска; - измерять параметры тормозного импульса; - управлять траекторией самолета при спуске в атмосфере и при заходе на посадку (выводить на направление по- садочной полосы); - производить ручную посадку на заданный аэродром в ночных и слож- ных метеоусловиях. Разработка СНАУ орбитального са- молета была поручена Московскому институту электромеханики и авто- матики (МИЭА), где поисковые работы и проработка принципиальных тех- нических решений осуществлялись профессором Е. Ф. Антиповым, а все- ми опытно-конструкторскими рабо- тами руководил Главный конструктор Г. Н. Толстосуев1. 1 Крюков С. П., Поляков Л. Г. Виток «Спирали» - в журнале «Мир авионики», №3, 2005, стр. 56-60. 236
Экспериментальные самолеты-аналоги В группе Е. Ф. Антипова ответствен- ным исполнителем работ был назна- чен С. П. Крюков, а по навигационному комплексу орбитального самолета - Л. Г. Поляков. Ведущим конструктором темы утвердили Е. П. Попова. На первом этапе работ в результате значительной теоретической и экспе- риментальной работы были сформи- рованы требования к составу и точнос- ти выходной информации СНАУ. Требования к точности измерений были очень высокие, а к габаритно- массовым и энергетическим характе- ристикам просто жесткие1. Особые требования предъявлялись к надеж- ности выполнения условий для осуще- ствления штатной посадки на аэро- дром (определение координат точки схода с орбиты и измерение парамет- ров тормозного импульса). К началу работ над СНАУ простран- ственное положение космических ап- паратов на орбите определялось с по- мощью наземных и плавучих (кора- бельных) измерительный пунктов (со- ответственно НИПов и ПИПов), вхо- дящих в состав командно-измери- тельного комплекса (КИК). Каждый измерительный пункт представляет собой стационарную радиолокацион- ную станцию с ограниченной зоной обзора, из-за чего наблюдение за кос- мическим объектом проводится в те- чение небольшой части его витка. По- ка объект находится в поле зрения НИПа, можно путем обработки ре- зультатов измерений очень точно оп- ределить параметры его орбиты, од- нако в остальное время параметры его движения определяются методом прогноза, вычисляемого с ошибками из-за различных возмущений (влия- ния атмосферы и вариаций гравита- ционного поля Земли). Анализ пока- зал, что ошибки прогноза, накапли- ваемые за время полета вне видимос- ти НИПов (и ПИПов), превышают за- данные ошибки для «Спирали»1 2. Ста- ло ясно, что для орбитального само- лета придется разрабатывать новую навигационную систему. В результате конструкторской про- работки была определена структурная схема навигационной системы, осно- ванная на трехканальной инерциаль- ной навигационной системе платфор- менного типа с четырьмя рамками карданного подвеса гироплатформы. Это позволяло определить ориентацию вокруг центра масс в любой системе координат, а также параметры импуль- са силы, приложенного к центру масс аппарата. Структурно-теоретический анализ был закончен в начале 1966 г., после чего начался этап макетирова- ния и эскизного проектирования сов- местно с ОКБ А. И. Микояна и предпри- ятиями-смежниками. В окончательном виде система нави- гации и автоматического управления (СНАУ) состояла из автономной инер- циальной навигационной системы (ИНС) с астрокоррекцией, бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), ЖРД газодинамического уп- равления, астрокорректора, оптичес- кого визира и радиовертикали-высото- мера. Единая БЦВМ предназначалась для сбора и обработки исходной ин- формации, поступающей от бортовых и наземных средств и определения данных, необходимых для систем авто- матического и ручного (директорного) управления. Отметим, что при проектировании ОС впервые в практике отечественной авиации создавалась интегрирован- ная система навигации и управления, причем в варианте орбитального само- лета-разведчика интеграция охваты- вала и целевое оборудование. Эскизное проектирование и первич- ное макетирование инерциальной на- вигационной системы и астрокоррек- тора проводилось непосредственно в МЙЭА и в его Филиале № Г, доработка бортовой аппаратуры КИК и проекти- рование радиовертикали-высотомера - в ОКБ Московского энергетического института (МЭИ) под руководством академика А. Ф. Богомолова. С целью оптимизации внутренней компоновки ОС оптический блок аст- рокорректора с блендой и антенну ра- диовертикали-высотомера предпола- галось жестко смонтировать на его корпусе, а установку осей чувстви- тельности этих устройств для выпол- нения замеров осуществлять угловы- ми разворотами ОС с помощью газо- динамической системы управления, используя в качестве входной инфор- мации сигналы с датчиков углов кар- данного подвеса гироплатформы и их программные значения, полученные в БЦВМ3. Алгоритм работы инерциальной на- вигационной системы выглядел следу- ющим образом: - на участках выведения и спуска ИНС предполагалось использовать в штатной трехканальной схеме, но в варианте, когда горизонтальные и Для измерения угловой ориентации космических объектов вокруг центра масс в начале 1960-х гг. применялись оп- тические системы (звездно-солнечно- планетные ориентаторы), инфракрасные вертикали, работающие по кромке зем- ного горизонта (или другой планеты), и гравитационные вертикали, использую- щие информацию о вертикальном гра- диенте гравитационного поля планеты. Наиболее точными измерителями углов были оптические системы, например астроориентатор «Елена-6» для лунной программы. Однако для «Спирали» эти системы были непригодны, т.к. для орбитального самолета требовалось выдача полного объема информации по угловой ориента- ции относительно инерциальной, орби- тальной и земной систем координат. Кро- ме того, имевшееся оборудование имело слишком большой вес и габариты. вертикальные каналы алгоритмичес- ки не связаны. Это позволяло иметь азимутально-свободный курсовой ка- нал при маневрировании для точного попадания в плоскость орбиты (при выведении) или в плоскость траекто- рии снижения (при спуске) и избежать влияния ошибок вертикального кана- ла на горизонтальные. Участок выве- дения условно подразделялся на два этапа - до и после разделения с само- летом-разгонщиком. При совместном полете до момента отделения инерци- альную навигационную систему орби- тального самолета предполагалось непрерывно корректировать с по- мощью неинерционных датчиков ско- рости и высоты самолета-разгонщика. После отделения от ГСР и до момента выхода на орбиту коррекция не произ- водилась из-за сложности и малой на- дежности получения необходимой внешней информации; - после выхода ОС на заданную ор- биту ИНС предполагалось перевести в разомкнутый контур, прекратив уп- равление прецессионным движением гироскопов, и установить гироплат- форму в положение, которое она долж- на была занять в запланированной точке схода с орбиты, и произвести астрокоррекцию (с оценкой дрейфов гироскопов). Это положение гироплат- форма должна была сохранять непод- вижным по отношению к инерциаль- ной системе координат до конца орби- тального полета. Согласно эскизному проекту, СНАУ обеспечивает точность ориентации 1 На первом этапе работ были проанализированы имеющие заделы, созданные для обычных самолетов и космических аппаратов. В ходе сравнительного анализа было выяснено, что астроинерциальные системы, разработанные для оснащения МКР «Буря» и «Буран», вполне соответствовали по точности требованиям, предъявляемым к навигационной аппаратуре орбитального самолета по пространственному положению и ориентации применительно к участкам выведения на орбиту и спуска. Однако их габаритно-массовые характеристики и потребление электроэнергии были совершенно неприемлемы для сравнительно небольшого ОС. Кроме того, эти системы не определяли высоту и не могли работать в условиях орбитального полета. 2 Результаты предварительной аналитической работы были изложены в отчете по теме «Исследование возможностей прогнозирования параметров движения орбитального самолета и способов стабилизации его орбиты», выпущенном НИИ-2 Минавиапрома (ныне ГэсНИИАС). 3 Такое решение было принято по настоянию ведущих специалистов ОКБ А. И. Микояна - В. А. Шумова, Я. И. Селецкого и других - указывав- ших на неприемлемость (из-за жестких требований минимизации габаритно-весовых характеристик оборудования и его энергопотребления) традиционных методов компоновки астрокорректора и радиовертикали-высотомера, требовавших размещения громоздкого астролюка с блендами и применения крупных и энергоемких приводов. 237
Космические крылья при выполнении ответственных опе- раций (фотографирование, астрокор- рекция и маневрирование на орбите) обеспечивается в пределах 0° 15' (угло- вых минут) по всем трем осям с ее удер- жанием в пределах угловых скоростей до 1,5' (угловых минут) в секунду1. Во всех остальных случаях обеспечивает- ся точность орбитальной ориентации с ошибкой не более 1° по всем осям. СНАУ, освобождая летчика от работы по управлению самолетом на орбите, обеспечивает оперативность его рабо- ты по выполнению основной боевой за- дачи. Облегчая работу летчика, СНАУ не заменяет его, оставляя пилоту при- нятие решения о необходимости ма- невра по изменению плоскости орбиты для повторного прохода над целью, вы- полнение боевой задачи и последую- щей посадки, а также контроль над ра- ботой автоматики. При необходимости летчик может дублировать своими действиями автоматику, что сущест- венно повышает надежность выполне- ния задания. Без пилота невозможно реализовать основное преимущество пилотируемого ОС - оперативность действий. В основу алгоритма управления для участка орбитального полета после де- тального сравнительного анализа был положен релейный закон стабилиза- В частности, вмешательство летчика могло потребоваться в случае аварий- ных ситуаций, возникающих при полном или частичном отказе навигационной системы. Наиболее критичным в этом случае является потеря информации, необходимой для схода с орбиты и вы- хода в район возможной посадки. Для парирования такой ситуации была пред- ложена неавтоматическая резервная инерциальная навигационная система с летчиком-оператором в качестве основ- ного управляющего звена и предельно надежных оптико-механических и вы- числительных устройств. Идеология ре- зервной системы была предложена в 1965 г. сотрудником Академии имени Н. Е. Жуковского В. П. Меркуловым, а структурная схема разработана в МИЭА при участии ведущего конструктора А.Ф. Грумбина. В теоретических прора- ботках со стороны Центра подготовки космонавтов участвовал В. Ф. Быковс- кий. В ходе работ был построен лабора- торный стенд, включавший основной блок резервной системы - секстант-ви- зир, а также гироплатформу, вычисли- тельное устройство и экран, на котором изображались звезды и объекты наблю- дения на Земле. Во время работ на стен- де было показано, что оператор со сред- ней подготовкой после непродолжи- тельных тренировок способен выпол- нить всю необходимую работу. При этом были подтверждены расчетная точность и надежность резервной системы. ции и управления, обеспечивающий необходимую точность при малом рас- ходе рабочего тела и обладающий кон- структивной простотой. В случае изменения плановой точки схода с орбиты в ходе подготовки к вы- даче тормозного импульса предусмат- ривалось изменение положения гиро- платформы, совмещенное с сеансом астрокоррекции. Алгоритм управления СНАУ на участке схода с орбиты основан на ме- тоде пространственного управления траекторией при снижении в атмосфе- ре посредством изменения угла крена при неизменном (балансировочном) угле атаки. К моменту написания аван- проекта «Спирали» такой алгоритм уп- равления на участке спуска в атмосфе- ре уже был предложен для спускаемых аппаратов космических кораблей «Со- юз» (изделие 7К-ОК) и американских «Аполлонов», имевших малое аэроди- намическое качество (К<1), но для крылатых кораблей у нас в стране он был предложен впервые. Этот алгоритм1 2, позволяющий полу- чить траектории, диктуемые условия- ми нагрева, прочности и устойчивос- ти, а также позволяющий осуществить боковое маневрирование* в заданных пределах, оказался настолько удач- ным, что впоследствии был принят в качестве штатного для всех крылатых спускаемых аппаратов и космических кораблей (БОР-4 и -5, «Буран» и Space Shuttle). При проектировании СНАУ для «Спирали» впервые в мире были сфор- мулированы принципы построения ра- диотехнической микроволновой систе- мы посадки. В ОКБ-155 и Московском институте электромеханики и автома- тики были созданы первые полунатур- ные стенды для отработки СНАУ на дозвуковых участках полета орбиталь- ного самолета. Необходимые параметры снижения СНАУ орбитального самолета должна была получать с помощью законов программного управления или с по- мощью закона с прогнозируемой тра- екторией, определяемой по текущим параметрам движения. Анализ пока- зал, что в обоих случаях достигается необходимая динамическая точность. Предельные значения разбросов точек вывода к моменту коррекции бортовой СНАУ не превышают 80-100 км. Алгоритм управления в горизон- тальной плоскости был основан на принципе вывода ОС в район посадки с вектором скорости, направленным вдоль ВПП. Это достигается выбором точек переключения крена, определяе- мых по текущим параметрам движе- ния для угла крена, который задан кон- туром управления в вертикальной плоскости. Для гарантированного вывода само- лета на посадочную полосу заданного аэродрома в сложных метеоусловиях предусматривается радиокоррекция фактических координат самолета пос- ле его выхода из плазмы на высоте 50- 55 км (М= 11-12) с помощью бортовой аппаратуры «Ромб-50» и БЦВМ, ис- пользующей информацию штатных аэродромных радиомаяков и перспек- тивных (напомним, речь идет о 1966 г.) радиотехнических средств «Свод» и «Дорога». Это позволит летчику и авто- матической системе управления пол- ностью компенсировать инструмен- тальные ошибки системы навигации до подхода к аэродрому, вывести само- лет на направление посадочной поло- сы с динамическими ошибками не бо- лее 4-6 км на дальности 35-40 км от аэ- родрома и зайти на посадку с работаю- щим ТРД по курсоглиссадной зоне ра- диомаяка «Катет-С». Для управления траекторией само- лета при спуске помимо основной ав- томатической системы управления предусматривалась резервная упро- щенная ручная система управления по директорным сигналам. Опытно-конструкторские работы по созданию летного образца СНАУ про- водились в период 1968-1974 гг. Работа над вычислительным устрой- ством ИНС выполнялась в МИЭА с привлечением сотрудников Филиала № 1 и была доведена до стадии состав- ления ТЗ на программирование в соот- ветствии с формульной схемой, содер- жащейся в аванпроекте. Разработка астрокорректора осуще- ствлялась под руководством замести- теля главного конструктора Г. И. Леси- ва (ведущий конструктор - В. A. type- вич). В 1970 г. в Филиале №1 МИЭА был разработан эскизный проект аст- рокорректора и смакетированы его ос- новные узлы. Разработка радиовертикали-высото- мера успешно проводилась в ОКБ МЭИ в лаборатории Г. А. Соколова. В 1970 г. был выпущен эскизный проект, и после согласования с МИЭА и ОКБ А. И. Ми- кояна началась конструкторская раз- работка и макетирование. Работы по СНАУ были свернуты в 1974 г. из-за прекращения финансиро- вания. В качестве антенных устройств для средств радиосвязи на орбитальном самолете предусматривалась установ- ка следующих антенн: - для УКВ (дециметрового) диапа- зона связной станции в верхней час- ти фюзеляжа на гаргроте предусмат- ривалась установка широкополосно- го четвертьволнового заземленного вибратора; - для KB-диапазона частот связной станции предусматривалась использо- 1 По другим данным, при ведении фоторазведки СНАУ поддерживает пространственную ориентацию с точностью до ±5' по трем осям, с остаточными угловыми перемещениями не более ±0,5 угловых минут в секунду по всем осям. 2 Для крылатых кораблей этот алгоритм был вперые рассмотрен в техническом отчете «Исследования по выбору закона управления орбитального самолета при снижении в атмосфере», выпущенном НИИ-2 министерства авиационной промышленности. 238
Экспериментальные самолеты-аналоги вание шлейфа, проходящего по перед- ней кромке киля и размещенного в жесткой диэлектрической вставке. В заключении ЛИИ имени М. М. Гро- мова по аванпроекту отмечено, что выбранная схема антенных устройств хотя и выполняет возложенные зада- чи, но не является оптимальной по сле- дующим соображениям: 1. Применение четвертьволнового выступающего вибратора требует уси- ление конструкции в месте установки антенн и весьма тяжелой конструкции самой антенны; кроме того, выступаю- щая антенна может обгореть при входе в атмосферу; 2. Предлагаемая схема антенны КВ- диапазона может быть принята при ус- ловии применения теплостойкого вы- сококачественного диэлектрика со стабильными характеристиками во всем диапазоне эксплуатационных температур, давлений и т. д. Поскольку получить требуемую стабильность па- раметров диэлектрика затруднитель- но, то в схеме KB-антенны необходимо предусмотреть автоматическое согла- сующее устройство; 3. Для телеметрической станции РТС-9 также предлагались выступаю- щие антенны, устанавливаемые в верхних боковых частях фюзеляжа. Эти антенны обладают указанными в п. 1 недостатками и могут быть приме- нены при помещении их под защитные колпаки; 4. В качестве антенн для ответчи- ков внешнетраекторных изменений целесообразно использовать щелевые антенны в виде полых резонаторов, не выступающих за контуры самолета. В заключении рекомендуется осуще- ствить выбор мест размещения всех антенн с учетом требуемых поляриза- ционных характеристик и возможных угловых положений самолета, также обращается внимание на целесообраз- ность поиска возможности примене- ния выпускаемых и убираемых антенн дециметрового диапазона. Стыковка ЭПОСа с ракетой «Союз» (11А511) прорабатывалась совместно с ОКБ-1 МОМ (с 1966 г. - ЦКБЭМ МОМ) и его куйбышевским филиалом. Был произведен расчет динамики вывода самолета на орбиту и определена выво- димая масса (6800 кг) и возможная вы- сота орбиты (до 150 км). При этом для уменьшения возмущающих аэродина- мических моментов, действующих на ракету, ОС при выводе на орбиту дол- жен быть оснащен обтекателем, сбра- сываемым после отделения первой сту- пени ракеты. В этом случае требовались сущест- венные доработки по прочности и сис- теме управления ракетой из-за нали- чия большого «надкалиберного» голов- ного обтекателя. С высоты сегодняшне- го дня можно сказать, что для ракеты- носителя «Союз» это оказалось серьез- ной проблемой, которая была практи- чески решена только через 40 лет1. До- работке также подлежали стартовые и подъемные устройства с созданием на- земных контрольно-проверочных и обслуживающих орбитальный самолет устройств. Вот как об интеграции ЭПОСа и PH «Союз» вспоминает В. В. Студнев: «Мы с Г. П. Дементьевым (к этому времени Геннадий Петрович уже был замом Г. Е. Лозино-Лозинского) поеха- ли в куйбышевский Филиал № 3 ОКБ-1 к заму С. П. Королева Д. И. Козлову, ни- кого не предупредив, потому что с Ген- надием Петровичем у Козлова были дружеские отношения. У меня с собой была вся геометрия орбитального са- молета. Сразу после приезда мы рас- Ракетный старт орбитального самолета Фото из архива НПО «Молния» 1 Первый запуск PH «Союз-2- 1А» с «надкалиберным» головным обтекателем с наружным диаметром 4,11 м был осуществлен 20 октября 2006 г. Рисунок (реконструкция) А. Юргенсона 239
Космические крылья Рисунок В. Лукашевича на основе ЗО-моделирования, выполненного А. Заком, В. Некрасовым и В. Малюхом Общий вид трехступенчатой ракеты-носителя 11А511 “Союз” 3-я ступень с полезной нагрузкой; правый сегмент головного обтекателя для демонстрации взаимного расположения обтекателя и орбитального самолета условно не показан Конфигурация ракеты-носителя после отделения блоков первой ступени и сброса головного обтекателя; для наглядности верхняя обшивка орбитального самолета не показана, а консоли крыла условно выполнены полупрозрачными 3-я ступень с полезной нагрузкой (увеличено); для демонстрации крепления полезной нагрузки к последней ступени PH и внутренней компоновки орбитального самолета головной обтекатель условно выполнен прозрачным (показан контуром), а верхняя обшивка самолета не показана. 240
Экспериментальные самолеты-аналоги ▲ Орбитальный самолет в космосе Технографика А. Зака сказали Козлову, что хотим поставить наш орбитальный самолет на его раке- ту А511: - Реально это или нет? Козлов ни у кого не спрашивал, ни с кем не советовался, а пригласил своих специалистов и выделил нам комнату, в которой мы проработали два дня. Встала на ракету наша машина! Энер- гетики системы отталкивания голов- ной части хватало на отделение, штатный стекатель подходил, но об- текатель нужно было делать. Мы предложили традиционный обтека- тель из двух половинок, на разрывных болтах, как на обычных ракетах. Все нарисованные сов. секретные черте- жи я положил себе в карман, и Де- ментьев мне сказал: - Ты не сможешь позволить себе ни грамма, пока это в Москве лично Арте- му Ивановичу [Микояну] не отдашь! Позвонили Микояну из Самары, все ему доложили. Как мне впоследствии рассказал Геннадий Петрович, через несколько дней после нашего звонка А. И. Микоян встретился с С. П. Короле- вым и сказал ему: - Знаешь, Сергей Павлович, мы тут немного втихаря прорисовали свою новую нагрузку для вашей “семерки”. - Да я знаю, мне Козлов позвонил! Вот так выяснилось, что Королев не возражал против нашей работы, согла- шаясь работать вместе. Он сразу пред- ложил Микояну: - Артем Иванович, идея мне понят- на, и я не буду влезать в твою голов- ную часть. Давай подготовим прави- тельственное постановление на сис- тему - ты будешь головным по орби- тальному самолету, а я дам тебе носи- тель. Ты же будешь и головным по проекту в целом, так у нас принято в МОМе - кто делает головную часть, тот и головной, а я буду тебя выво- дить. На чем конкретно - не важно, давай нагрузки, ракету подберем. Ес- ли нужно - доработаем “семерку”. Вот так мы вышли на “семерку” и ста- ли все делать под нее. Но существовал сильный антагонизм между МОМом и МАПом, т. к. при создании МОМа лома- ли МАП. Завод имени Хруничева Петр Васильевич Дементьев построил как образцовый авиационный завод, но все это отошло в МОМ, и этот пример не единственный. Мы совместно работали, дело пош- ло, но затем Гречко стал министром обороны, затем Устинов, после смерти Королева [и отставки Мишина - В. Л.] на его место пришел Глушко, который был с Устиновым в близких отношени- ях - все они “Спирали” очень мешали. Величайший был антагонизм, вели- чайший, и пока все эти годы работали по “Спирали”, он не прекращался». Интересный момент: на рисунке в аванпроекте изображена двухступен- чатая модификация Р-7, которая мог- ла вывести на низкую околоземную орбиту максимальный груз всего в полторы тонны, т. е. заведомо меньше, чем весил любой из вариантов орби- тального самолета! И это не могло быть ошибкой художника: указанные размеры не оставляют никаких сомне- ний в том, что необходимая третья ступень отсутствует. Объяснений это- му факту может быть только два: либо это результат небрежности авторов аванпроекта, что маловероятно, либо остается совсем уж фантастическое предположение о первоначальном су- ществовании еще одного варианта ОС для выполнения суборбитальных ис- пытательных полетов, но к этой догад- ке мы еще вернемся... А трехступенчатый вариант PH «Со- юз» (11А511) с полезной нагрузкой в виде ОС «Спираль» под «надкалибер- ным» головным обтекателем, выпол- ненным по иллюстрациям аванпроек- та, приведен на предыдующей страни- це. Обращает на себя внимание выб- ранный способ спасения космонавта в случае аварии носителя на этапе выве- дения. Он отличается от принятой для космических кораблей «Союз» системы аварийного спасения (САС), которая срабатыванием размещенных на вер- шине головного обтекателя мощных твердотопливных ракетных двигате- лей отрывала и уводила в сторону от терпящей аварию ракеты СА вместе с бытовым отсеком. В первых полетах ЭПОС должен был проверить принципиальную осущест- вимость газодинамического маневра по изменению плоскости орбиты. Этот маневр должен был стать штатным эле- ментом программы полета боевых орби- тальных самолетов в ударном и разве- дывательном вариантах для обеспече- ния возможности повторного прохода над целью. Располагаемое количество топлива для выполнения маневра сос- тавляло 2000 кг из-за ограничения мас- сы самолета, выводимого на орбиту с по- мощью ракеты 11А511. Его хватало на поворот плоскости орбиты всего на 8°. Тем не менее успех этой операции на ЭПОСе давал бы уверенность в поворо- те плоскости орбиты на боевых ОС на большие (требуемые) углы. 241
Космические крылья Сейчас кажется странным, что проек- танты пытались, перефразируя извест- ную пушкинскую фразу, «практикой пове- рить законы небесной динамики». В об- щем-то, проверять особо нечего: если ЖРД включится в нужный момент и про- работает достаточное количество вре- мени, орбита изменится так, как надо. Впервые целенаправленное изменение плоскости орбиты было проведено еще в 1963 г. при запуске КА «Полет» - прототи- па истребителя спутников ИС конструк- ции ОКБ В.Н.Челомея. Но все же в первых испытательных полетах предполагалась отработка маневра, который впослед- ствии должен был стать штатным для каждого военного пуска «Спирали». Первый испытательный орбиталь- ный полет должен был выглядеть сле- дующим образом. После проверки бортовых систем ЭПОСа в Монтажно-испытательном корпусе на площадке №2 полигона НИИП-5 (Байконур) производится за- правка ЭПОСа высококипящими ком- понентами топлива, затем осущес- твляется стыковка с PH «Союз». Консо- ли крыла складываются в стартовое положение («шалашиком на спине»), и после накатки головного обтекателя ракета с аппаратом общей высотой около 45 м (из которых 10 м приходит- ся на находящиеся под обтекателем ЭПОС и силовую ферму крепления к PH) вывозится на старт, где проводятся заключительные операции (комплекс- ные проверки, заправка PH, посадка пилота-космонавта в аппарат, набор предстартовой готовности и т.д.), зна- комые нам по пускам «Союзов». Запуск происходит ранним утром (с 06:00 до 09:00 ДМВ1) в течение двух- трех часов стартового окна для обес- печения посадки на выбранные аэрод- ромы на территории СССР в светлое время суток. На активном участке по- лета ракеты на обтекатель воздейству- ет максимальный скоростной напор* 3600 кг/м1 2, а летчик-космонавт ис- пытывает максимальную перегрузку 4,4 единицы. Ракета выводит ЭПОС на низкую ра- бочую орбиту высотой 130 км, накло- нением 51° и периодом обращения око- ло полутора часов. Затем аппарат сбрасывает 200-килограмовую соеди- нительную ферму и начинает получа- совые проверки бортовых систем, во время которых наземный ЦУП анали- зирует поступающую с борта телемет- рическую информацию. После этого начинается подготовка маневра по повороту плоскости орби- ты: проверяются двигатели ориента- ции, ЭПОС стабилизируется для выда- чи импульса. В начале второго витка, в зоне слежения наземных командных пунктов, включается маршевый ЖРД, и через 7 минут, став легче почти на 2000 кг, аппарат выходит на новую ор- биту наклонением 58° 45'. На втором витке продолжаются ис- пытания бортовых систем, т. е. выпол- нение программы полета по «мирному освоению космоса», затем начинается подготовка к посадке. Консоли крыла занимают положение для входа в ат- мосферу (V=60°), и ЭПОС начинает строить ориентацию для выдачи тор- мозного импульса для схода с орбиты. У ЭПОСа есть важное отличие от других аппаратов, осуществляющих управляемый спуск с орбиты. В то вре- мя как остальные КА (включая корабли «Буран» и Space Shuttle) разворачива- ются задом наперед, чтобы их тормоз- ной импульс был направлен против вектора скорости, ЭПОС, по замыслу своих конструкторов, делает иначе. Он поворачивается носом вниз (и, соотве- тственно, двигателями вверх), чтобы его тормозной импульс был направлен по нормали в сторону Земли (т. е. пер- пендикулярно горизонту) и прижимал траекторию полета к плотным слоям атмосферы. Это становится возмож- ным из-за очень низкой высоты орби- ты (130 км), на которой ЭПОС и так ис- пытывает ощутимое воздействие раз- ряженной атмосферы. Поэтому задача его двигателей - не затормозить аппа- рат, а лишь слегка подтолкнуть его вниз, где он сам «зароется» в плотных слоях атмосферы. Такой способ схода с орбиты, по мне- нию разработчиков, не только снижал время спуска, но и увеличивал прогно- зируемую точность приземления при ручном управлении без использова- ния инерциальной системы и других 9 средств коррекции траектории . После построения нужной ориента- ции над Индийским океаном (пример- но в точке с координатами 20°ю.ш., 50° в. д., на расстоянии около 14 000 км до аэродрома посадки) включением аварийных ЖРД (с целью их проверки) выдается импульс для схода с орбиты. Затем пилот-космонавт сливает остат- ки топлива за борт и ориентирует ап- парат под требуемым углом атаки для входа в атмосферу со скоростью М=25. Гйперзвуковое маневрирование в атмосфере при используемом среднем балансировочном качестве 0,85 (при угле атаки 55°) может обеспечить зону посадок ±1100 км в любую сторону от плоскости орбиты за счет совершения бокового маневра и до 4000 км в плос- кости орбиты3. Прохождение участка максимальных тепловых потоков осу- ществляется с использованием изме- нения угла крена в пределах от -60° до +60°, что обеспечивает необходимую продольную и боковую дальность и вывод в заданный район посадки4. Маневрирование по крену существен- но упрощает схему управления и сни- жает до минимума затраты топлива на газодинамическое управление при спуске. Максимальные перегрузки, испыты- ваемые летчиком на участке спуска, не превышают -1,4 единицы по оси X (в направлении «грудь - спина») и +1,4 1 ДМВ - декретное московское время. 2 Весьма спорное утверждение конструкторов ЭПОСа, как, впрочем, и выбранный маневр для схода с орбиты. Все дело в том, что, согласно законам баллистики, для снижения орбиты таким образом хотя бы на 30 км (именно столько нужно для гарантированного захвата атмосферой) требуется гораздо больше топлива, чем для обычного торможения при традиционном сходе с орбиты. Более того, если тормозной импульс, направленный против вектора орбитальной скорости, тормозит аппарат перед входом в атмосферу, то «прижимающий» импульс в полном соответствии с законом сохранения энергии не только снизит траекторию (орбиту), но и значительно ускорит (!) аппарат, который ворвется в атмосферу на повышенной скорости. В то же время с точки зрения баллистики на точности приземления больше всего сказывается продолжительность атмосферного участка спуска в силу вероятностного характера параметров воздушной среды (высотного распределения температуры, плотности, направления ветров и т.д.). Поэтому чем меньшую долю своей скорости спускаемый аппарат гасит на участке аэродинамического торможения, тем точнее он приземлится. Грубо можно считать, что чем с меньшей скоростью аппарат входит в атмосферу и, соответственно, чем меньше он рассеивает в ней своей энергии, тем выше прогнозируемая точность приземления. С этой точки зрения обычный тормозной импульс против вектора орбитальной скорости предпочтительнее «прижимающего», выдаваемого по нормали к ней. Но однозначно утверждать, что проектанты ЭПОСа ошиблись в направлении импульса для схода с орбиты, нельзя. Углубленный анализ, проведенный по нашей просьбе баллистиками подмосковного ЦУПа, показывает, что «тормозящий» импульс для входа в атмосферу по более крутой траектории (через четверть витка) более предпочтителен для спускаемых аппаратов с малым аэродинамическим качеством. «Прижимающий» импульс, обеспечивающий более пологую траекторию (вход через полвитка), может оказаться в самом деле более рациональным для крылатого аппарата с высоким аэродинамическим качеством. Может, и здесь конструкторы «Спирали» значительно опередили свое время? 3 Максимальное аэродинамическое качество, которым обладает ЭПОС на гиперзвуке, равно К= 1,5 при скорости М=6. В последующих полетах конструкторы надеялись повысить среднее качество и приблизиться 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). 4 Траекторные расчеты по выведению и спуску ЭПОСа с орбиты еще на ранних этапах разработки «Спирали» выполнил уже известный нам В. А. Шумов, один из лучших расчетчиков ОКБ-155. Отвечая вместе с Я. И. Селецким за весовую сводку «Спирали», он также показал, что расчетной для анализа теплопрочности и определения толщины теплозащиты должна быть колеблющаяся, «пружинистая» [«Авиационно- 242
Экспериментальные самолеты-аналоги ▲ Спуск орбитального самолета в атмосфере на участке гиперзвукового планирования. Технографика В. Лукашевича на основе ЗЭ-модели А. Зака единицы по оси Y («голова - ноги»). Пос- ле снижения скорости до М= 10 проис- ходит программное раскладывание консолей до 45°. Следующая оконча- тельная раскладка консолей в макси- мальное положение (V=30°) происхо- дит на скорости М = 2,5. На расстоянии 60 км до аэродрома на скорости М = 0,35 запускается ТРД, развивающий тягу 1000 кгс, и с высо- ты 2000 м начинается участок предпо- садочного маневрирования на сниже- нии с вертикальной скоростью 18 м/сек по траектории с углом наклона 12°. Скорость ЭПОСа при этом составляет около 400 км/ч, а максимальная перег- рузка на вираже - пу= 1,5. С высоты 500 м производится заход на посадку. Выпуск шасси уменьшает аэродинамическое качество с 4,5 до 4, и при посадочной массе 4500 кг (с ос- татком топлива для ТРД; масса самоле- та без топлива - 4300 кг) ЭПОС выдер- живает посадочный угол 14°, касаясь посадочной полосы на скорости 225- 250 км/ч. Длина пробега еще раска- ленного аппарата по грунтовой полосе составляет 1000-1700 м. В конце полосы самолет уже ждут команда эвакуации летчика и - на почтительном расстоянии - встреча- ющие, да и самолет только что вер- нулся из плазменной печи, нужно дать ему время остыть... А может быть, посадочная команда, одетая в костюмы химической защиты, быстро разворачивает наземные средства ох- лаждения корпуса и вентиляции внутренних отсеков? В любом случае это заканчивается выходом устало улыбающегося летчика-космонавта1, поздравлениями и объятиями на N- ском аэродроме в западной части СССР... Этого не было... Но это могло быть! Такой полет мог реально состояться в начале 1970-х годов* 1 2... При составлении весовой сводки массы конструкции фюзеляжа, крыла и шасси орбитального самолета полу- чены из конструктивной проработки, а массы вертикального оперения и тттит- ков оценены ориентировочно. Ниже мы приводим ориентировочную весо- вую сводку, несколько отличающуюся от представленной в конструкторской документации: космические системы» под ред. Г. И. Лозино-Лозинского, стр. 319] траектория полета максимальной продольной дальности и продолжительности аэродинамического полета без крена. Он обосновал, что для снижения толщины (а следовательно, и массы) теплозащиты необходимо устранить колебания высоты полета путем крена у=60°, т.е. «распрямить» «пружинистость» траектории ее изгибом вбок, что обеспечит максимальную боковую дальность и значительно снизит продолжительность спуска. В случае отсутствия необходимости в боковой дальности (или если требуемая боковая дальность меньше максимально возможной) снижение веса теплозащиты достигается спуском по S-образной траектории (полет «змейкой»), т. е. переменой знака крена. Через много лет именно по S-образной траектории спускался «Буран», по такой же траектории тормозятся в атмосфере и американские шаттлы. 1 А ведь никто из отряда наших космонавтов так и не стал по настоящему летчиком-космонавтом, реализовав оба этих термина в одном полете. Немногочисленные счастливцы, слетавшие в космос на американском шаттле, были там только пассажирами... 2 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...» 243
Космические крылья Весовая сводка ЭПОСа в телеметрическом варианте и в варианте дневного фоторазведчика Стартовая масса 6800 кг Наименование Масса (кг) Состав систем и конструкций I. Пустой самолет 4190 1. Фюзеляж 1435 Фермы, теплозащитный экран с подвеской, верхние и боковые панели, люки, канал для ТРД, створки воздухозаборника, обтекатели и рельсы кабины, узлы для установки баков, контейнеров оборудования и т.д. 2. Конструкция кабины 290 Металлическая конструкция, внутренняя теплоизоляция, наружная сублимирую- щая (абляционная) теплозащита, стекла, амортизационная панель, сидение 3. Крыло 185 С балкой и противофлаттерным грузом элевонов 4. Вертикальное оперение 40 С противофлаттерным грузом руля направления 5. Аэродинамические щитки (верхние) 35 6. Шасси 158 Стойки, лыжи, амортизаторы-цилиндры замки убранного положения, щитки пе- редних ног 7. Силовая установка ЖРД 197 Двигатель основной с ТНА, пусковым газогенератором и блоком автоматики, двига- тели резервные, бак, топливная система, система вытеснения топлива, крепление 8. Система газодинамического управления и ориентации самолета 100 Блок двигателей грубой и точной ориентации, бак, топливная система, система вытеснения топлива, крепление 9. Система газодинамического управления и стабилизации кабины (аварийная система) 22 Двигатели ГДУ, бак с топливом, топливная система, система вытеснения топли- ва, крепление 10. Силовая установка ТРД 120 Двигатель, маслосистема, баки, топливная система, крепление 11. Система управления 85 Система ручного аэродинамического управления, управление поворотом плос- костей крыльев, управление двигателем ТРД, ручное управление двигателями ГДУ самолета и кабины 12. Пневмосистема 30 Управление выпуском шасси, створками воздухозаборника и аэродинамическими щитками (баллоны сжатого воздуха, цилиндры, арматура, трубопроводы, крепление) 13. Система жизнеобеспечения летчика 65 Кислородное оборудование и система терморегулирования кабины 14. Силовая установка системы спасения кабины 105 Тормозная двигательная установка, двигатель принудительного отброса, стре- ляющий механизм, лафет 15. Парашютная система кабины 63 Основной и стабилизирующий парашюты, створки с механизмом отстрела, сис- тема ввода парашютной системы 16. Система навигации, автоматического управления и посадки орбитального самолета 180 Блоки, межблочная кабельная сеть, крепление 17. Система ориентации и стабилизации отделяемой кабины 20 Блоки, межблочная кабельная сеть, крепление 18. Система радиооборудования 40 Радиосвязная аппаратура ДЦВ и КВ, радиоаппаратура связи и обнаружения ка- бины при аварийном приземлении (маяки) - блоки, проводка, крепление 19. Система индикации 60 Доска летчика и пульты с приборами, преобразующими устройствами, провод- кой и креплением; приемник типа ПВД-7 с механизмом выпуска и креплением. 20. Система электрооборудо- вания в самолете и кабине. 315 Блок аккумуляторов, аварийный аккумулятор в кабине, коммутационные коробки, коробки переключения, питания и защиты, кабельная сеть, разъемы, крепление 21. Система бортовой измерительной аппаратуры1 410 Система радиотелеметрии (РТС-9), аппаратура внешнетраекторных измерений, система командной радиолинии, система датчиковой аппаратуры и согласую- щих устройств, система бортовой регистрации на магнитных накопителях (бло- ки, источники энергии, датчики, кабельная сеть, крепление) 22. Система антенных устройств 31 Антенные устройства ДЦВ и КВ станции связи, аппаратуры привода и посадки «Ромб-50», радиовысотомера и бортовой измерительной аппаратуры (антенны, согласующие устройства, проводки, крепление) 23. Система терморегулирова- ния отсеков оборудования 130 Баки с водой, испарители, вентиляторы, трубопроводы, арматура, крепление 24. Теплозащита отсеков обору- дования и коммуникаций 74 Теплозащитные герметичные кожухи отсеков оборудования, защита трубопро- водов, кабельной сети II. Топливо 2500 А. Топливо ЖРД, в том числе: 2100 Компоненты: азотный тетраксид (АТ) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ); соотношение компонентов К=2,6±0,1 1. Топливо ддаи^аневра 1950 Маневр на Ai=7°45'2 2. Топливо для схода с орбиты 100 3. Гарантийные запасы топлива 50 Конструктивные и невырабатываемые остатки топлива в баках и трубопроводах, запас на допуск соотношения компонентов, выбросы при запусках Б. Топливо системы ГДУ и ориен- тации самолета, в том числе: 200 Компоненты: азотный тетраксид (АТ) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ) К=1,4+0,1 1. Активное топливо 170 Запас топлива определен из условия работы системы ГДУ до М =3,0 2. Топливо на пусковой газогенераторный наддув 13 3. Гарантийные запасы топлива 17 Конструктивные и невырабатываемые остатки топлива, запас на допуск соотно- шения компонент* -в, выбросы при запусках В. Топливо ТРД (посадка) 200 Керосин PT, Т-1 или Т-6 III. Летчик со снаряжением 110 1 Масса системы спецоборудования для фоторазведывательного варианта ОС (фотоаппарат дневной разведки с иллюминатором, герметичным контейнером, системой терморегулирования и креплением, а также оптический визир с иллюминатором, индикаторами, органами управления и креплением) не превышала массы системы бортовой измерительной аппаратуры. 2 Поданным чертежа 50-0000-200 «Общий вид самолета 50» указанного запаса топлива должно хватить на поворот плоскости орбиты на 10°. 244
Глава 12 БОЕВЫЕ ПИЛОТИРУЕМЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ САМОЛЕТЫ В отличие от аппарата ЭПОС, выво- димого на орбиту с помощью PH «Союз» и предназначенного для экспе- риментальной отработки конструктив- ных решений, заложенных в проект «Спираль», боевые варианты ОС долж- ны были запускаться штатным обра- зом - с помощью ракетного разгонного блока, стартующего «со спины» ГСР. После анализа всех возможных ва- риантов боевого ракетоплана разра- ботчики остановились на трех1: - разведчик для дневной фото- и постоянной всепогодной радиолокаци- онной разведки; - ударный самолет с ракетой «кос- мос - поверхность» для уничтожения авианосных соединений противника и малоподвижных площадных целей с помощью ядерной боевой части; - инспектор-перехватчик космичес- ких целей. В ходе проектных работ из всех пере- численных вариантов наибольшее вни- мание уделялось дневному фоторазвед- чику. Это было связано с первоочеред- ными потребностями военного заказ- чика системы с одной стороны и с боль- шей легкостью модификации детально проработанного ЭПОСа в фоторазвед- чик - с другой. Остальные варианты разрабатывались на основании техни- ческих требований Минобороны и тре- бовали доработки конструкторской до- кументации по мере уточнения мето- дов боевого применения и дальнейшего продвижения смежных работ по обору- дованию и бортовым системам. В результате проектирования было определено, что боевой ОС при одина- ковой с экспериментальным самолетом геометрии может иметь закабинный от- сек для размещения спецоборудования объемом 2 м3, что полностью удовлетво- ряет варианты разведчика и перехват- чика. В ударном варианте для размеще- ния ракеты «космос - поверхность» объ- ема отсека явно не хватало, и дополни- тельный объем 2 м3 решили получить за счет уменьшения запаса топлива. Потребная масса и объемы топлива для выполнения маневра по повороту плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты Компоненты топлива Окислитель четырехокись азота Фтор Фтор Кислород Фтор Горючее НДМГ Аммиак Амидол Водород Водород Формула топлива И2О2+НДМГ f2+nh3 F2+ (50% N2H2+ 50% BH3N2H4) о2+н2 F2+H2 Удельный импульс сек 325 407 423 455 475 Удельная плот- ность топлива кг/л 1,176 1,16 1,28 0,36 0,64 Угол поворота плоскости орбиты 17°+0,5° 5460/4,66 4020/3,46 3840/3,00 3500/9,70 3290/5,15 22°+0,5° 7820/6,65 5640/4,86 5360/4,19 4840/13,42 4550/7,12 Ударный самолет и радиолокацион- ный разведчик имели разворачивае- мые на орбите внешние антенны, кото- рые сбрасывались перед сходом с ор- биты. Отличительной чертой боевых вариантов являлась возможность вы- полнения маневра по изменению плос- кости орбиты для повторного прохода над одной и той же точкой земной по- верхности при выполнении боевого за- дания. Исследования показали, что макси- мальная необходимая величина угла поворота орбиты для двукратного про- хождения над целью равна 17°. Эта ве- личина и была принята за основу на начальном этапе работы над боевыми вариантами фоторазведчика, радиоло- кационного разведчика и космического перехватчика. Именно требуемая вели- чина угла поворота плоскости орбиты в конечном итоге сыграла решающую роль при выборе компонентов топлива боевых вариантов: разработчикам не- обходимо было вписаться в существую- щие массово-габаритные ограничения топливных отсеков и обеспечить требу- емую энергетику аппарата. Результаты комплексных исследова- ний, проведенных совместно ЦИАМ, ОКБ-165, ОКБ-161 2 Минавиапрома и ОКБ-456 Минобщемаша показали, что для решения задачи поворота плоскос- ти орбиты на требуемые углы (17° + 0,5° и 22° + 0,5°)3 с учетом всех ограничений 1 Основные вопросы целевого использования орбитальных самолетов на этапе предэскизного проектирования рассматривались в НИИ-2 Минавиапрома и ЦНИИ-30 ВВС. Результатом проведенных научно-исследовательских работ стал ряд технических отчетов, которыми руковод- ствовались проектировщики «Спирали»: - НИИ-2: «Исследование некоторых методов синхронизации при фотографировании наземной цели с орбитального самолета», «Исследо- вание вопросов организации газодинамического маневра орбитального самолета-разведчика для повторного прохождения над целью», «Предварительные исследования по ракете орбита - поверхность для орбитального самолета в ударном варианте», «Об использовании орби- тального самолета для перехвата и инспекции космических целей и связи с орбитальной станцией», «Предварительный анализ возможности боевого применения орбитального самолета в вариантах разведчика и носителя ракеты орбита - поверхность» и ряд других документов. - ЦНИИ-30: «Боевое применение орбитального самолета» и др. 2 В описываемый период времени ОКБ-16 возглавлял П. Ф. Зубец; ныне это ОАО «Казанское ОКБ «Союз»» 3 Поворот плоскости орбиты на 17° обеспечивал повторный выход только на одиночные цели, поэтому рассматривался военными как мини- мально необходимый. Для гарантированного выхода на обнаруженные на предыдущем витке рассредоточенные цели типа скопления войск был необходим поворот плоскости орбиты на 22°, поэтому конструкторы сразу работали на перспективу. «Довесок» к требуемому углу поворота в 0,5° соответствует количеству топлива, необходимого для выдачи тормозного импульса для схода с орбиты. На тормозной импульс для топливной пары фтор+амидол в весовую сводку орбитального самолета закладывался гарантийный ос- таток топлива (после орбитальных маневров) в 120 кг. 245
Космические крылья № Режим работы Время в минутах1 Начало режима Окончание режима 1 Подготовительные работы, предстартовый контроль Т-120мин. Т=0 2 Вывод на орбиту ракетой боком к Земле, двухсторонняя связь с Землей. Ориентация на орбите Т=0 Т+9мин. 3 Полет на режиме грубой стабилизации, двухсторонняя связь с Землей Т+9мин. Т+17мин. 4 Успокоение, коррекция аппаратуры Т+17мин. Т+18мин. 5 Поворот по тангажу на 90° Т+18мин. Т+20мин. 6 Полет с работающим ЖРД. Перевод на новую орбиту Т+20мин. Т+20 мин. 45 сек. 7 Полет на режиме грубой стабилизации Т+20 мин. 45 сек. Т+22 мин. 15 сек. 8 Полет с работающим ЖРД. Перевод на новую орбиту Т+22 мин. 15 сек. Т+23мин. 9 Полет на режиме грубой стабилизации Т+23мин. Т+24мин. 10 Полет с работающим ЖРД. Перевод на новую орбиту Т+24 мин. Т+24 мин. 45 сек. 11 Обратный поворот по тангажу на 90°; успокоение Т+24 мин. 45 сек Т+27мин. 12 Фотографирование Т+18мин. Т+20мин. Т+27мин. Т+29мин. 13 Полет на режиме грубой стабилизации Т+20мин. Т+79мин. Т+29мин. Т+44мин. 14 Успокоение, коррекция аппаратуры Т+79мин. Т+80мин. 15 Поворот по тангажу на 90° Т+80мин. Т+82мин. Т + 44мин. Т+46 мин. 15 сек. 16 Полет с работающим ЖРД. Перевод на новую орбиту Т+82мин. Т+85мин. Т+46 мин. 15 сек. Т+47мин. 17 Обратный поворот по тангажу на 90° Т+85мин. Т+87мин. Т+47мин. Т+49мин. 18 Полет на режиме грубой стабилизации, двухсторонняя связь с Землей Т+87мин. Т+105 мин. 30 сек. 19 Фотографирование Т+105 мин. 30 сек. Т+107 мин. 30 сек. 20 Полет на режиме грубой стабилизации Т+107 мин. 30 сек. Т+153 мин. Т+49мин. Т+65 мин. 30 сек. 21 Успокоение, коррекция аппаратуры Т+153мин. Т+154мин. Т+65 мин. 30 сек. Т+66 мин. 30 сек. 22 Поворот по крену на 90°. Подготовка к сходу с орбиты Т+154мин. Т+156мин. Т+66 мин. 30 сек. Т+68 мин. 30 сек. 23 Поворот по тангажу на 90°. Носом к Земле Т+156мин. Т+158мин. Т+68 мин. 30 сек. Т+70 мин. 30 сек. 24 Полет с работающим ЖРД (начало схода с орбиты) Т+158мин. Т+158 мин. 22 сек. Т+70 мин. 38 сек. Т+71 мин. 25 Обратный поворот по тангажу на ~ 135°. Ориентация на ~ 55° Т+158 мин. 22 сек. Т+161 мин. Т+71 мин. Т+73 мин. 30 сек. 26 Спуск с орбиты до плотных слоев атмосферы (с Н=150 км до Н=100 км) Т+161 мин. Т+164мин. Т+73 мин. 30 сек. Т+76 мин. 30 сек. 27 Спуск с орбиты в плотных слоях атмосферы (с Н = 100 км до Н=30 км) Т+164мин. Т+193мин. Т+76 мин. 30 сек. Т+105 мин. 30 сек. 28 Двухсторонняя связь с Землей. Спуск до Н = 10 км на ГДУ по радиосредствам ближней навигации Т+193 мин. Т+198 мин. 30 сек. Т+105 мин. ЗОсек. Т+111 мин. 29 Переход на аэродинамическое управление. Спуск до Н = 5 км по радиосредствам ближней навигации Т+198 мин. ЗОсек. Т+201 мин. Т+111 мин. Т+113 мин. 30 сек. 30 Включение и полет с ТРД. Выход по радиосредствам ближней навигации на ВПП аэродрома Т+201 мин. Т+206 мин. 30 сек. Т+113 мин. 30сек. Т+119мин. 31 Посадка и приземление Т+206 мин. 30 сек. Т+207 мин. Т+119мин. Т+119 мин. 30 сек. применимы только высокоэнергети- ческие виды топлива с жидким фтором в качестве окислителя или жидким во- дородом в качестве горючего. Это на- глядно видно, если продемонстриро- вать результаты исследований в виде таблицы (см. на предыдущей странице) с результатами, представленными в ви- де дробей, в числителе которых приве- дена требуемая масса топлива (в кг), а в знаменателе - необходимый для разме- щения этого топлива объем (в м3). Однако жидкий водород не подходил из-за своей малой плотности и, как следствие, больших потребных объе- мов. Поэтому для боевого маневренно- го самолета были приняты в качестве компонентов топлива оптимальные по удельной массе фтор и амидол с ого- воркой, что на первом этапе будут применены фтор и аммиак. Выбран- ные запасы топлива и определили суммарную массу боевого самолета в 8800 кг при трехвитковом орбиталь- ном полете и конечную массу в 4900 кг после маневра на орбите высотой 130 км. Агрессивность и токсичность фтора особых опасений и сомнений у разработчиков не вызывали, поэтому в заключении ЦИАМ высказывается такое мнение: «Выбранные ОКБ-155 для ускорителя и боевого орбитально- го самолета высокоэнергетические ракетные топлива F2 + H2, F2+NH3 и F2 + (50% N2H4+50% BH3N2H4) по энер- гетическим, теплофизическим и хи- мическим свойствам являются наибо- лее реальными (из числа известных перспективных жидких топлив) для применения на боевом воздушно-ор- битальном самолете в ближайшем де- сятилетии. В СССР (в ОКБ-456 МОМ и ГИПХ) и в США уже в течение ряда лет ведутся работы по созданию ЖРД, работаю- щих на высокоэнергетических топли- вах с использованием в качестве окис- лителя фтора. Технология производ- ства фтора, его хранения и транспор- тировки практически решены. По сос- тоянию опытных работ можно предпо- 1 В таблице показано два типовых профиля полета: синим цветом - полет с повторным фотографированием, зеленым - полет с вы- полнением противоракетного маневра. При расчете циклограммы использовались следу- ющие исходные данные: - дальность вывода орбитального самоле- та ракетой-носителем 1500 км; - параметры круговой орбиты: высота 150 км, орбитальная скорость 7818 м/с, пери- од обращения 87,5 минут; - угол схода с орбиты после выдачи тор- мозного импульса Г; - продольная дальность спуска с высоты 150 км до расчетной точки входа в атмосферу на высоте 100 км- 2860 км; - дальность спуска с высоты 100 км до района аэродрома 8900 км; - вес орбитального самолета при сходе с орбиты 4800 кг. Кроме того, при дальнейшем анализе ра- боты СНАУ проектанты рассматривали для участка орбитального полета «грубой стаби- лизации» два варианта - полет со стабилиза- цией и без нее. 246
247 Внутренняя компоновка боевого орбитального самолета «Спираль» в варианте дневного фоторазведчика (изделия «50») при виде с передней полусферы (орбитальная конфигурация). Обозначение агрегатов можно посмотреть на компоновочной схеме далее. Боевые пилотируемые орбитальные самолеты Технографика А. Зака
Космические крылья Технографика А. Зака Внутренняя компоновка боевого орбитального самолета «Спираль» в варианте дневного фоторазведчика (в посадочной конфигурации) при виде с задней полусферы. Обозначение агрегатов можно посмотреть на компоновочной схеме на следующей странице. лагать, что товарные поставки фтор- ных отечественных ЖРД смогут на- чаться (при наличии соответствующих постановлений) через 5-6 лет». Более того, в отдаленной перспекти- ве предлагалось использовать метал- лосо держащие жидкие (например, F2+Li+H2) и смешанные топлива (жид- кий окислитель и твердое горючее, О2+ВеН2+Н2) с энергетическими ха- рактеристиками (удельной тягой) до 500 сек1. Вот как об этом было сказано в аванпроекте: «ОКБ-16 МАП в настоящее время ра- ботает над возможностью создания ра- кетных двигателей для ВОС, базирую- щихся на использовании гибридных топлив с весовым импульсом около 500 сек, что при реализации будет даль- нейшим существенным улучшением ВОС. Однако возможные сроки созда- ния таких ускорителей пока не ясны». Маневр по изменению плоскости ор- биты на боевых вариантах осущес- твляется более мощным по сравнению с устанавливаемым на ЭПОС ЖРД с тягой в пустоте 5000 кгс, имеющим плавную регулировку тяги до 1500 кгс для обеспечения небольших точных коррекций орбиты и выдачи точного тормозного импульса. Из-за меньшего (по сравнению с другими вариантами) запаса топлива ударный самолет мог выполнить пово- рот орбиты только на 8°. Военный заказчик (в лице ЦНИИ-30), анализируя представленные в аванпро- екте варианты боевых орбитальных са- молетов и всего комплекса в целом, осо- бо отметил в заключении, что «...в про- екте оригинально решены трудные для такого КА вопросы теплозащиты и ра- ботоспособности теплонапряженной конструкции, вопросы управляемости и балансировки, вопросы размещения оборудования и спасения экипажа на различных этапах полета. В проекте по орбитальному самолету: - в своей основе удовлетворяются требования ВВС по составу оборудова- ния орбитального самолета в вариан- тах разведчика, ракетоносца и инспек- тора-перехватчика, по средствам спа- сения и безопасности полета; - удовлетворяются требования ВВС по высотам и продолжительности по- лета, по маневренным возможностям на возвращении и по посадке; - предусматриваются достаточно большие маневренные возможности самолета в варианте разведчика по обеспечению поворота плоскости ор- биты (на 17°), которые, однако, могут обеспечить повторный выход только на одиночные цели и не позволяют осу- ществлять в полной мере повторный выход на группу целей и, следователь- но, могут рассматриваться как мини- мально необходимые. В проекте по самолетной стартовой системе: - обеспечивается вывод на круго- вую орбиту с высотами 110-150 км ор- битального самолета весом до 10,3 т (без учета параллакса плоскости орби- ты выведения относительно точки старта - до 11т); - удовлетворяются требования ВВС по возможному параллаксу выведения (до 750-800 км). В целом в проекте предусматри- вается получение достаточно высо- ких летно-технических характери- стик воздушно-космического комп- лекса. Разработанный ОКБ-155 МАП аванпроект воздушно-космического комплекса в своей основе удовле- творяет требованиям ВВС к этому новому боевому космическому средству». Остановимся на вариантах боевых орбитальных самолетов подробнее. Дневной фоторазведчик предназ- начался для детальной оперативной разведки малогабаритных наземных и подвижных морских предварительно заданных целей. Качественное преиму- щество ОС как средства дальней раз- ведки и целеуказания морских объектов 1 Очень жаль, что люди, готовившие заключение, умолчали об особенностях применения высокотоксичных компонентов топлива на основе фтора и амидола и утилизации продуктов сгорания, которые не только токсичны, но и крайне агрессивны (при сгорании во фторе водорода или содержащих его веществ образуется плавиковая кислота - более сильная, чем смесь серной и соляной кислот, именуемая «царской водкой»). Возможно, это было сделано умышленно, чтобы «не дразнить гусей» (заказчика). Более подробно с современной точкой зрения на этот вопрос можно ознакомиться в главе «Нераскрученная «Спираль»». 248
Боевые пилотируемые орбитальные самолеты Рисунок А. Юргенсона заключалось в его способности произ- водительно действовать за пределами эффективности авиационных разведы- вательных комплексов, подвергаясь су- щественно меньшему воздействию со стороны противника. Космический фо- торазведчик выгодно отличается от обычных самолетов-разведчиков, име- ющих ограниченные радиусы действия и применяемых при наличии эффек- тивной вражеской системы ПВО. Способность орбитального фотораз- ведчика изменять маневром плоскость орбиты на 17° (для этого требовалось 3750 кг топлива) создает возможность двукратного прохождения над любой целью, расположенной севернее 10° ттти- роты в восточном полушарии и севернее 20° широты в западном полушарии, что повышает вероятность получения ин- формации о цели и ее достоверность. 249
Космические крылья Рисунок с сайта www.buran.ru ▲ Радиолокационный разведчик ведет наблюдения над Флоридой. Кадр из фильма «Воздушная Спираль», снятого передачей «Ударная сила» по заказу Первого канала телекомпании «Останкино». К концу 1965 г.1 было проработано два варианта типовой циклограммы полета фоторазведчика, рассчитан- ных на одно и двухвитковый полеты (см. таблицу на стр. 246). Основным преимуществом второго варианта бы- ло двукратное прохождение над выб- ранной целью, а одновитковая циклог- рамма должна была применяться в ус- ловиях активного противодействия со стороны противника. Ее отличитель- ной особенностью было выполнение ОС противоракетного маневра сразу после выхода на орбиту. Вы только вдумайтесь: в конце 1965 г. авиакон- структоры всерьез предполагали ма- невренный бой в космосе! Размещенная на борту фотоаппара- тура должна была обеспечить разре- шение1 2 на местности 1,2 м при съемке с орбиты высотой 130 ± 5 км. Логика работы фотоаппаратуры предполагалась следующая. Поиск цели и визуальное наблюдение за земной поверхностью ведутся летчи- ком через оптический визир, располо- женный в кабине, при этом кратность увеличения визира может плавно из- меняться от 3х до 50х. Визир оснащен управляемым отражающим зеркалом для отслеживания цели с дистанции до 300 км. Совмещение плоскости опти- ческой оси фотоаппарата и визира с целью летчик осуществляет вручную. Съемка производится автоматически при совпадении оси визира с целью. В процессе съемки аппаратура позволяет останавливать бег подстилающей зем- ной поверхности для получения четких снимков. Один снимок охватывает пло- щадь поверхности Земли 20x20 км. Дистанция фотографирования вдоль трассы - до 100 км. За один виток лет- чик должен успеть сфотографировать 3-4 цели. На борту имелся запас фотоп- ленки шириной 520 мм и длиной не ме- нее 100 м. Согласно аванпроекту, на первых самолетах в отсеках фотообору- дования вместо фотоаппаратуры долж- ны были располагаться термостатируе- мые контейнеры с телеметрическим оборудованием и контрольно-записы- вающей аппаратурой. Вариант фоторазведчика оснащает- ся станциями КВ- и УКВ-диапазонов для передачи информации на Землю. При необходимости повторного прохо- да над целью по команде летчика СНАУ обеспечивает автоматическое выполнение маневра. Уже на самых начальных стадиях проектирования разработчики прово- дили работу по дальнейшему соверше- нствованию целевых бортовых систем фоторазведчика: для повышения на- дежности разрабатывали дублирован- ную систему ручного маневрирования по директорным приборам, возмож- ность замены фотоаппарата детальной разведки на фотоаппарат обзорной разведки. В НИИ-131 и НИИ-17 созда- вали аппаратуру для системы обработ- ки и дешифровки пленки на борту с те- левизионной передачей на Землю наи- более важных участков съемки. Заказчик (в лице ЦНИИ-30 Минис- терства обороны) выдал положитель- ное заключение как на всю концепцию системы «Спираль» в целом, так и на способы применения разведыватель- ного ОС, делая особый упор на возмож- ности поворота плоскости орбиты и осуществлении эффективной двукрат- ной разведки наземных и морских це- лей за один полет, в чем виделось ос- новное преимущество по сравнению с обычными КА, не обладающими спо- собностью к маневрированию. В каче- стве немаловажного преимущества от- мечался и воздушный старт, позволяю- щий повысить гибкость и живучесть всего комплекса в целом за счет способ- ности осуществления автономного за- пуска орбитального самолета при лю- бом возможном азимуте выведения, ба- зировании комплекса на разнесенных грунтовых аэродромах, достаточно быстрой смены точки старта за счет возможности перелета разгонщика на другие аэродромы и запуска орбиталь- ного самолета за счет параллакса на такие орбиты, которые недоступны при стационарном ракетном старте из дан- ной точки. Также указывалось, что по- Численность потребного наряда МБР для обеспечения заданной вероятности поражения цели в зависимости от эффективности перехвата одиночной МБР Потребная вероятность выполнения задания 0,99 0,9 0,7 0,5 Вероятность перехвата одиночной МБР системой ПРО Потребный наряд МБР (шт.) 0,95 90 45 24 14 0,9 44 22 12 7 0,5 7 4 2 1 0,25 4 2 1 1 лет в течение 1-3 витков с возмож- ностью бокового маневра на возвраще- нии и точная посадка обеспечивает ор- битальному самолету оперативность применения и минимальные сроки дос- тавки документальной информации. Радиолокационный разведчик предполагался как дальнейшее разви- тие фоторазведчика. Модификацию облегчало соответствие массы и габа- ритов радиолокационного и фотообо- рудования. Отличительной чертой ра- диолокационного разведчика являлось наличие внешней разворачиваемой одноразовой антенны типа фазиро- ванная решетка размером 12x1,5 м. Предполагаемая разрешающая спо- собность при этом должна была быть в пределах 20-30 м, что достаточно при разведке авианосных морских соеди- нений и крупных наземных объектов, при ширине полосы обзора по назем- ным объектам - 25 км, при разведке над морем - до 200 км. До сих пор мы рассматривали прик- ладные, уже ставшие традиционными области использования околоземного космического пространства в военных целях. Но замыслы разработчиков ВОС «Спираль», а главное - наших во- енных простирались гораздо дальше, поэтому перейдем теперь к описанию вариантов боевого самолета, предназ- наченных для ведения активных действий в космосе и из космоса по надводным и наземным целям. В самом деле, обнаружение и сопро- вождение авианосных ударных групп противника в особый период ведется с целью их последующего уничтожения в случае начала боевых действий. Но если мы можем засечь их из космоса, вне зоны действия корабельной ПВО, то почему бы не попытаться их из кос- моса и уничтожить? Для этого - для поражения подвиж- ных морских целей - и предназначался ударный самолет с ядерной ракетой «космос - земля» на борту. Предполага- лось, что пуск ракеты будет произво- диться из-за горизонта при наличии целеуказания от другого орбитального самолета-разведчика или спутника. Уточненные координаты цели опреде- ляются локатором и средствами нави- 1 Документ «Циклограмма типовых полетов самолетов ‘50’ для расчета СНАУ» был утвержден заместителем генерального конструктора А. А. Чумаченко 20 декабря 1965 г. 2 По другим данным, расчетное разрешение на местности должно было быть 0,7 м при съемке с низкой орбиты (при контрасте не хуже 0,2 и диапазоне интегральных освещенностей на местности 20 000-80 000 люкс). 250
Боевые пилотируемые орбитальные самолеты Рисунок А. Юргенсона Ракета класса “космос-космос" разработки СКБ МОП гации орбитального самолета. Наведе- ние по радиоканалу на начальных участках полета ракеты позволяло про- водить коррекцию ее полета с повыше- нием точности наведения на цель. Ракета со стартовой массой 1700 кг при точности целеуказания ±90 км обеспечивала поражение морской це- ли (типа авианосец), движущейся со скоростью до 32 узлов, с вероятностью 0,9 (круговое вероятное отклонение* боеголовки - 250 м). Количество топлива для маневра на орбите у ударного самолета было мень- ше на величину массы ракеты с таким расчетом, чтобы суммарная стартовая масса оставалась в пределах 8800 кг. Такой ОС мог повернуть плоскость ор- биты на небольшой угол, что позволя- ло повторно пролететь над целью, на- ходящейся только в высоких широтах. Орбитальный самолет в ударном варианте сочетал в себе положитель- ные свойства глобальной (орбиталь- ной) ракеты и обычного самолета. Он, как обычный самолет, мог осущес- твлять прицельный пуск ракеты, обеспечивая тем самым возможность поражения подвижных (морских) объ- ектов, а также малоразмерных объек- тов с более высокой точностью по сравнению с глобальными и баллис- тическими ракетами. В то же время он, как и глобальная ракета, осущес- твлял полет на сравнительно малой высоте, с большей скоростью, чем скорость баллистической ракеты, и мог поражать цели с постоянной эф- фективностью при любой дальности и с любых возможных направлений. Но в связи с прекращением работ над «Спиралью» и переализованностыо варианта ударного самолета выполне- ние возлагавшихся на него задач было возложено на другие средства . Отметим, что разработчики «Спира- ли» предполагали, что в будущем, по мере дальнейшего совершенствования систем противоракетной обороны, роль ударного ОС при поражении мало- размерных маневрирующих и высоко- точных целей будет только возрастать. Они рассуждали следующим образом. Основным средством нанесения уда- ра по стратегическим объектам про- тивника являются межконтиненталь- ные баллистические ракеты (МБР), способные донести боевой заряд до лю- бой точки земной поверхности; масси- рованное применение каких-либо дру- гих средств для решения стратегичес- ких задач нецелесообразно. Как правило, гарантированное унич- тожение цели характеризуется опреде- ленной (заданной) вероятностью ее по- ражения ракетой, т. е. величиной ущер- ба. Но с развитием системы ПРО про- тивника будет увеличиваться эффек- тивность перехвата одиночной ракеты, поэтому для нанесения ущерба «не ни- же заданного» (для неизменности числа ракет, успешно преодолевших противо- ракетную оборону) будет расти общее Рисунок А. Юргенсона число запускаемых ракет, называемое военными потребным нарядом МБР. Результаты расчетов, характеризую- щие рост потребного наряда МБР при росте эффективности противоракет- ных систем, приведены в таблице. Очевидно, что применение баллис- тических ракет по одиночным мало- размерным подвижным и высокопроч- ным целям с ростом эффективности противоракетной обороны становится нецелесообразным. Наиболее результа- тивный способ снижения эффектив- ности объектовой ПРО противника - это уменьшение промежутка времени между моментом обнаружения подле- тающей боеголовки и поражением це- ли. Проще всего это сделать за счет применения орбитальных аппаратов, летящих на высотах 100-150 км: в этом случае противоракетным средствам мо- жет просто не хватить времени на пе- рехват атакующей боеголовки из-за ма- лой дальности обнаружения. В самом деле, максимальное возможное время слежения наземной радиолокационной станцией при движении цели на посто- янной высоте от линии горизонта до зе- нита не превышает 2,5-3 мин при высо- те полета цели 100-150 км, как и для обычных самолетов, летящих на высоте 40-50 м. Проведенные расчеты показа- 251
Космические крылья Весовая сводка самолета-перехватчика «50-22» Самолет с полной нагрузкой 8800 кг Активное топливо ЖРД для маневра на орбите 3750 кг Количество топлива ЖРД для торможения при сходе с орбиты 80 кг Гарантийный запас топлива ЖРД 120 кг Количество топлива ГДУ (с гарантийным запасом 30 кг) 200 кг Количество топлива ТРД 200 кг Самолет с летчиком без топлива 4450 кг Спецоборудование: - снаряды 150 кг - визир и визир-ориентатор 80 кг Резерв для спецоборудования 270 кг ли, что вероятность перехвата одиноч- ной баллистической ракеты реальной системой противоракетной обороны противника 1960-х годов, вооруженной ракетами Nike Zeus, составляет величи- ну в пределах от 0,5 до 0,87. В этих же условиях, вследствие уменьшения рас- полагаемого времени, вероятность пе- рехвата глобальной ракеты, имеющей такую же высоту полета, как и ОС, не превышает величину 0,05-0,3. Исполь- зуя данные таблицы, нетрудно увидеть, что для гарантированного уничтоже- ния цели (вероятность выполнения за- дания 0,9), защищенной ПРО на основе зенитных ракет Nike Zeus, необходимо около 12 МБР - или 4 глобальные раке- ты. Другими словами, при близкой сто- имости МБР и глобальной ракеты стои- мость уничтожения цели с помощью последней будет в три раза ниже! Но пилотируемый орбитальный са- молет, располагая, в отличие от гло- бальных ракет, бортовыми средствами информации о действиях противника, может выполнить противоперехват- ный маневр, выпустить ложные цели и включить активные радиолокационные помехи в оптимальные моменты време- ни. Указанная особенность орбитально- го самолета может привести к дальней- шему снижению эффективности проти- воракетной обороны противника даже по сравнению с перехватом глобальных ракет. Отсюда разработчики «Спирали» делали следующий вывод: ударный ОС может оказаться очень эффективным средством поражения целей на поверх- ности Земли. Более того, его эффектив- ность по сравнению с баллистическими ракетами будет возрастать по мере раз- вития системы ПРО. Последним проработанным вариан- том боевого орбитального самолета был перехватчик космических целей («50-22»). При разработке его боевых возможностей и тактики применения конструкторы исходили из того, что по статистике запусков орбиты основных космических целей лежат в диапазоне высот Н = 250-1000 км. В связи с этим предлагалось два варианта ОС: - инспектор-перехватчик с выходом на орбиту цели, сближением с ней на расстояние 3-5 км и уравниванием ско- рости между перехватчиком и целью. После этого летчик может провести инспекцию цели с помощью оптическо- го визира с 50-крагным увеличением (разрешением на цели 1,5-2,5 см) и с последующим фотографированием. Ес- ли пилот принимает решение уничто- жить цель, в его распоряжении имеется шесть самонаводящихся ракет разра- ботки СКБ МОП под руководством Б. И. Шавырина (впоследствии КБМ МОП под руководством С. П. Непобеди- мого) массой 25 кг каждая, обеспечива- ющих поражение целей на дальности до 30 км при относительных скоростях до 0,5 км/сек и промахе до 3-5 км, компен- сируемом системой наведения ракеты. Ракеты установлены в индивидуальных контейнерах в закабинном отсеке и ис- пользуют горячий старт, т. е. двигатели ракет запускаются на борту самолета, для чего предусмотрены специальные газоотводные каналы. Запаса топлива перехватчика хватает на перехват двух целей, расположенных на высотах до Рисунок А. Юргенсона 252
Боевые пилотируемые орбитальные самолеты Фото из архива НПО «Молния» Схема работы самолета - -перехватчика ▲ Вот так предполагалось уничтожать вражеские спутники 1000 км при углах некомпланарности орбит целей до 10°; - дальний перехватчик, оснащен- ный самонаводящимися ракетами СКБ МОП с оптическим координато- ром цели, обеспечивающими перехват космических целей на пересекающих- ся курсах при углах некомпланарности в диапазоне 0°...± 180° и при промахе перехватчика до 40 км, компенсируе- мом ракетой. Максимальная даль- ность пуска ракеты составляет 350 км. Масса ракеты с контейнером 170 кг. Поиск и обнаружение заранее задан- ной цели, а также наведение ракеты на цель производится летчиком вручную с помощью оптического визира. Запа- сы топлива у этого варианта перехват- чика также обеспечивают перехват двух целей в течение одного полета, находящихся на высотах до 1000 км. У обоих вариантов перехватчиков из-за наличия закабинного ракетного отсека несколько изменяется внешняя геометрия верхней части корпуса. Как видно из описания перехватчи- ка, в случае его реализации мы вполне были готовы к полномасштабным «звездным войнам». Картины гряду- щих маневренных орбитальных боев захватывали воображение военных. Представителям ВВС особенно нрави- лось, что«.. .орбитальный самолет в ва- рианте инспектора-перехватчика, об- ладая маневренными возможностями в космосе и на возвращении, а также точной посадкой, может обеспечить более регулярные и оперативные поле- ты для выполнения задач инспекций и перехвата, чем это может сделать ап- парат полубаллистического типа, а ис- пользование для его запуска самолет- ной стартовой системы дает ему воз- можность облегчить и ускорить эти операции, так как воздушный старт обеспечивает возможность запуска его 1- Переход но орбиту сблишенир с целью 2-Поиск цели с помощью вилира инспекции 3- Сопровождение цели с помощью во лира инспекции ц-Сопровомдение цепи с помощью вилира- орцентатора 5 - Переход на орбиту цели б - Сближение объекта с целью 7 - Проведение инспекции с помощью вилира инспекции j фотоаппарата. в - Поражение цепи с -Ьмощьо Сорт оружие в плоскость инспектируемой цели без расфазирования инспектора и цели«. В самом деле, анализ показывает су- щественные преимущества ОС-перех- ватчика с воздушным стартом перед аппаратом со стационарным ракетным стартом. Расчеты подтверждают, что при наличии двух стартовых аэродро- мов, разнесенных на 600-900 км по ши- роте, самолет-разгонщик с параллак- сом старта до 750 км может вывести ор- битальный самолет-инспектор в плос- кость орбиты цели, летящей на высоте Основные характеристики самолета-перехватчика «50-22» Высота инспекции: - двух целей, расположенных на орбитах с Ai = 10° — 1000 км Дальность начала поиска цели —100 км Дальность между самолетом и целью при проведении инспекции 3-5 км Разрешающая способность системы «глаз-визир» при инспекции (на дистанции D = 3-5 км) 1,5-2,5 см Размер распознаваемого предмета на цели (на дистанции 3-5 км) 6-10 см Угол поля зрения визира при проведении инспекции (увеличение 50х, диаметр объектива 125 мм) 3° Угол поля зрения визира при проведении поиска цели (увеличение 15,6х, диаметр объектива 125 мм) -10° Увеличение визира-ориентатора 8х Угол поля зрения визира-ориентатора 9° Диаметр входного зрачка визира-ориентатора 64 мм Фокусное расстояние фотоаппарата -1100 мм Угол поля зрения фотоаппарата 3° Относительное отверстие фотоаппарата 1:7 Разрешающая способность фотоаппарата 35линий/мм Размер распознаваемого фотоаппаратом предмета на цели (на дистанции 3-5 км) 17-28 см Размер кадра фотоаппарата 55x55 мм Точность системы ручного управления ориентацией самолета: - угловые координаты - угловая скорость 10'-15' 0,05-0,Г/с до 1000-1500 км таким образом, что время ожидания на орбите для инспек- тирования цели в дневных условиях и с минимальными энергетическими зат- ратами не превысит 5 часов. Энергетические затраты орбиталь- ного самолета, необходимые на сбли- жение с целью, выравнивание скорос- тей полета, возвращение и посадку, не превышают величины, эквивалентной 1,0-1,5 км/с характеристической ско- рости. В то же время при ракетном стар- те, когда точка старта по условиям паде- ния первых ступеней строго фиксирова- на и разрешенные азимуты запуска ог- раничены, время ожидания инспекто- ра-перехватчика на промежуточной ор- бите для обеспечения приемлемых усло- вий встречи с целью составляет в сред- нем 10 часов, а в отдельных случаях мо- жет достигать нескольких суток. Запас топлива на борту аппарата-инспектора вследствие возможной некомпланар- ности орбит должен соответствовать ха- рактеристической скорости не менее 2,0-2,5 км/с1 чтобы обеспечить одина- ковые с рассматриваемым воздушно- космическим комплексом условия инс- пекции и перехвата целей. Таким обра- зом, мобильный воздушный старт для космического инспектора является оп- ределяющим с точки зрения обеспече- ния оперативности перехвата. Так как самолет-перехватчик дол- жен был подходить к цели снизу (см. рисунок), то все средства контроля кос- мического пространства на орбиталь- ном самолете направлены в верхнюю 1 Это очень большой запас: например, его хватит для перевода перехватчика с опорной орбиты 130*130 км наклонением 51,6° на орбиту 1000*1000 км наклонением 65-70°. Таким запасом скорости обладал только командно-служебный модуль корабля Apollo, предназначенный для выхода на окололунную орбиту и возвращения астронавтов на Землю. 253
Космические крылья полусферу, которая охвачена практи- чески полностью - 360° в горизонталь- ной плоскости и 170° в вертикальной. Но потребности заказчика «Спирали» шли дальше: в документе, датирован- ном 15 июня 1966 г., ставилось требо- вание «проработать возможность реше- ния орбитальным самолетом в вариан- те инспектора-перехватчика задачи улавливания или частичного демонта- жа элементов космических объектов противника, а также проработать воз- можность использования с него меж- спутниковой станции для обеспечения операций инспекций и перехвата в ус- ловиях, когда существует искусствен- ный (выделено нами. - В. Л.) радиаци- онный пояс Земли». Другими словами, военные хотели бы иметь возможность не только инспектировать или уничто- жать вражеские спутники, но и факти- чески «брать их в плен», хотя бы час- тично! Для полноты картины будущих сражений в космосе нужно добавить, что искусственный радиационный по- яс Земли возникает только в результате космических ядерных взрывов. Перспективы боевых орбитальных самолетов «Спираль» Предположим, ЭПОС, а за ним и бо- евые орбитальные самолеты нача- ли летать. Как могла бы в дальнейшем сложиться их судьба, какие бы задачи они решали в будущем и какие свой- ства они бы приобрели впоследствии? Попытаемся ответить на эти вопросы, проанализировав заключения голов- ных институтов Минавиапрома (опи- сывающих технические возможности) и Министерства обороны (характеризу- ющих потребности заказчика). Мы не будем подробно останавли- ваться на всех деталях военного приме- нения «Спирали»: хотя нереализованно- му проекту уже больше 40 лет и СССР как единое государство давно в прош- лом, наш мир до сих пор неспокоен и раздираем межгосударственными про- тиворечиями, а мы ведь все-таки рас- сказываем о системе космического ору- жия, способной обеспечить безопас- ность страны. Впрочем, об отдельных технических аспектах мы расскажем, чтобы было понятнее, как мыслили ин- женеры и военные полвека назад, чтобы лучше понимать, в какое время мы жили и каким мог бы быть наш мир сегодня. Представим себе, что первые этапы разработки «Спирали» завершены. Итак, середина 1970-х годов. Стра- тегическая воздушно-космическая система «Спираль» поставлена на бое- вое дежурство в составе комплексов, располагающихся на четырех старто- во-посадочных базах и двух дополни- тельных аэродромах для посадки ОС. При выборе аэродромов базирования решающим фактором было их макси- мальное разнесение по долготе для уменьшения количества витков ожи- дания, посадка с которых на террито- рии СССР невозможна. Так как для снижения затрат при определении мест дислокации системы рассматри- вались возможности использования существующей инфраструктуры, то в качестве аэродромов базирования бы- ли выбраны базы дальней авиации с развертыванием необходимых средств заправки, пред- и послеполетного обс- луживания комплексов. Развернутые комплексы «Спирали» носят условные обозначения, соотве- тствующие их основным местам дис- локации. - комплекс «Крым» базируется в 30 км от Симферополя. Значительно позднее эта база ВВС будет выбрана в качестве западного запасного аэродрома для по- садки орбитального корабля «Буран» и станет известна как «объект ЗАС» (за- пасной аэродром - Симферополь); - «Волга» базируется рядом с г. Ахту- бинском Астраханской области. Там же, в 8-м Государственном научно-ис- пытательном институте ВВС имени В. П. Чкалова, производится подготов- ка экипажей для всех боевых комплек- сов с использованием «керосиновых» ГСР и высотных полетов самолетов- аналогов, сбрасываемых с самолета- носителя Ту-95КМ; - «Сибирь» базируется на базе стра- тегической авиации под Красноярском; - самый восточный комплекс - «Амур» - располагается на базе морс- кой авиации в центральной части При- морского края, восточнее районного центра Хороль (впоследствии - восточ- ный запасной аэродром для «Бурана»). В качестве запасных аэродромов для «Спирали» используется подмос- ковная база ВВС в Кубинке и аэродром дальней авиации в поселке Монгохто (в 80 км от г. Советская Гавань) на Дальнем Востоке страны. Все комплексы облетаны и встали на боевое дежурство, т. е. система осущест- вляет плановые (преимущественно раз- ведывательные) космические полеты с частотой 10-15 запусков в год. Минис- терство обороны ведет работу по увели- чению интенсивности полетов до про- ектных 30-40 в год, во время которых осуществляются инспекция и перехват спутников-мишеней. Проведены пер- вые испытательные запуски ударного ОС, в ходе которых ракета «космос - земля», снаряженная боеголовкой с обычной взрывчаткой, «успешно пора- зила» условную морскую цель в аквато- рии Охотского моря. В качестве цели был использован старый рыболовный траулер «Камчатский комсомолец» (или, к примеру, «Комсомолец Камчатки»). Результаты учебных пусков еще раз подтвердили, что «...воздушно-косми- ческий комплекс с ОС как принципи- ально новый вид вооружения имеет са- мостоятельные перспективные области боевого применения, значение которых возрастает с развитием системы ПРО противника». В дальнейших планах учений - отработка возможности при- цельного пуска ракеты «космос - Земля» в пределах радиолокационного контак- та орбитального самолета с целью. Проведена доработка навигацион- ной системы орбитального самолета: теперь ее можно использовать при старте с самолета-разгонщика, и рас- ширено участие летчика в ее работе. Система аварийного спасения также модифицирована: процесс спасения пилота теперь полностью автоматизи- рован, что увеличило надежность и по- высило выживаемость пилота при ве- дении боевых операций в космосе и при нештатных ситуациях. Бортовое оборудование разведыва- тельного варианта после доработок по- зволяет вести оперативную передачу разведывательной информации через широкополосную радиолинию непосре- дственно на наземные пункты приема (в пределах прямой видимости) или с использованием спутников-ретрансля- торов. На нескольких орбитальных са- молетах проходит испытания новая ра- диотелеметрическая аппаратура (для радиотелеметрических и внешнетраек- торных измерений в условиях плазмы), работающая в миллиметровом диапа- зоне радиоволн, и готовится установка на борт командной радиолинии (типа БКРЛ-БП) для получения команд, обес- печивающих автоматическую коррек- цию на первом полетном витке. Ведутся работы по дальнейшему со- вершенствованию ОС. В частности, от- рабатывается аппаратура для передачи части фотоснимка по телеканалу для скорейшей доставки особо важной раз- ведывательной информации; разраба- тывается всепогодный вариант орби- тального самолета-разведчика с борто- выми системами для тепловой разведки и обнаружения радиотехнических средств противника. Продолжаются ис- следования возможности увеличить угол поворота плоскости орбиты в кос- мосе для орбитального самолета-раз- ведчика не менее чем до 22° и для вари- анта инспектора-перехватчика до 15- 20° при высоте его орбиты до 1000 км. Проводятся исследования по совершен- ствованию теплозащиты для расшире- ния допустимого диапазона температур до максимального значения 1700°C в области теплозащитного экрана без снижения общего ресурса конструкции (количества циклов нагрева). Это позво- лит снизить балансировочный угол ата- ки на гиперзвуковом участке торможе- ния в атмосфере с 65-45° до 30° и соот- ветственно поднять значение гиперзву- 254
Боевые пилотируемые орбитальные самолеты ▲ ВОС «Спираль» - как это могло бы быть... Технографика В. Лукашевича на основе 30-моделей А. Зака и В. Некрасова кового аэродинамического качества со значений 0,8-0,9 до 1,5, что значитель- но расширит возможности маневриро- вания в атмосфере. В частности, в этом случае боковое отклонение должно уве- личиться до ± 1500-1800 км в сторону от трассы полета. Упомянем и еще об одной, ведущейся в условиях строжайшей секретности работе по повышению оперативности использования, гибкости применения и боевой живучести системы «Спи- раль». Речь идет о разработке мобиль- ного авиационного посадочного комп- лекса, представляющего собой тяже- лый (дозвуковой?) самолет-носитель, который должен встречать в воздухе на высоте нескольких километров возвращающийся из космоса ОС, сближаться с ним и после уравнивания взаимных скоростей принимать его на борт с последующей доставкой (на внешней подвеске) на ближайший аэ- родром. Такая схема посадки позволя- ет не только отказаться от использова- ния стационарных (и поэтому уязви- мых в боевых условиях) посадочных комплексов, но и с учетом межконти- нентальной дальности встречающего самолета-носителя, оборудованного к тому же системой дозаправки топли- вом в полете, обеспечить глобальное применения «Спирали» при возмож- ности спуска с орбиты практически с любого витка. Не забыт и ГСР: с целью улучшения эксплуатационных свойств продолжа- ются работы по замене старта с раз- гонной тележки на старт с помощью собственных шасси самолета. Развертывание военных комплексов и начало решения первоочередных оборонных задач позволило перейти к созданию гражданской версии орби- тального самолета - транспортного ва- рианта для снабжения орбитальных станций. Гражданское назначение то- же достаточно условно: советские ор- битальные станции, как правило, вы- полняли программы Министерства обороны, которое быстро оценило ор- битальные самолеты за их способность обеспечить «...регулярную, более быст- рую и более безопасную связь Земли с космическими станциями и базами, чем это могут сделать транспортные аппараты без точной посадки и с ракет- ным стартом». Гражданская версия также разраба- тывается в модификации корабля-спа- сателя экипажей терпящих бедствие пилотируемых космических кораблей. Воздушный старт обеспечивает общее время от момента старта до встречи с орбитальной базой на высоте 1000 км (при скорости сближения не более 250 м/с), не превышающее 12 часов. Для сравнения: ракетный старт косми- ческого транспорта в аналогичных ус- ловиях может потребовать ожидания в течение нескольких суток1. Похоже на фантастику? Нет, именно таким виделся своим создателям и за- казчикам воздушно-орбитальный са- молет «Спираль»... Сложно сказать, как реально сложи- лась бы судьба проекта в случае его полномасштабного финансирования, но достоверно одно: ОС (второго этапа, запускаемый с помощью PH «Союз») действительно мог быть создан и при- нят на вооружение, хотя и не в сроки, указанные в аванпроекте. В этом у спе- циалистов нет никаких сомнений. 1 Справедливости ради следует указать, что основное преимущество воздушного старта - возможность сфазировать азимут пуска и орбиту цели - явно реализовать с помощью ГСР невозможно: он на это не рассчитан. Выяснить, рассматривали ли разработчики подобную возмож- ность, не удалось: по проекту, параллакс самолета до точки запуска заявлен всего в 750 км. В варианте разведчика или ракетоносца для ГСР приведена дальность 12 000 км при М=5, но эти данные получены для случая замены орбитального самолета с ракетным ускорителем на до- полнительный водородный топливный бак. 255
256
Технографика В. Лукашевича на основе 30-моделей А. Зака и В. Некрасова Космические крылья
Глава 13 СОЗДАНИЕ ЭПОСа После утверждения летом 1966 г. аванпроект «Спирали» во второй половине года был представлен на рас- смотрение в военно-промышленную комиссию (ВПК) при Совете Минист- ров СССР, которую возглавлял Леонид Васильевич Смирнов. ВПК признала, что аванпроект по глубине своей про- работки соответствует уровню техни- ческого проекта. В результате рассмот- рения проекта было принято решение о продолжении работ по «Спирали» с переходом в стадию рабочего проекти- рования, но... после передачи проекта в 1967 г. в Министерство общего маши- ностроения! Таким образом, авиационный по своим корням (по заказчику), по своей идеологии проект волевым указанием ЦК КПСС забирался из Минавиапрома и передавался для реализации чуждым по духу ракетчикам... Именно это ре- шение «сверху» предопределило всю дальнейшую судьбу «Спирали»... Вот как это комментирует В. В. Студнев: «Каждая фирма имеет свои “золотые годы”, наиболее работоспособный и продуктивный период в своей истории. К этому моменту в ней вырастает и складывается такой коллектив, что ему все нипочем, все по плечу, он все может, легко решая вопросы любой сложности. Именно такие наборы людей, пришед- шие к Микояну до 1965 года, подросли, набрались опыта и стали асами. Они делали любой самолет, и очень быстро, и на хорошей производственной базе получались прекрасные машины. И то же самое было у Сергея Павловича Ко- ролева. В то время это были две фирмы, которые совместно могли “сгрызть” кого и что угодно, реализовать проект любой сложности. Поэтому мы, подумав, ре- шили делать “Спираль” вместе. Но нас разъединяли официальные барьеры. Из ЦК нам было прямо сказано: - Высота до 20 км - это воздушное пространство, это ваше, свыше - это уже космос. И поэтому вы (Минавиап- ром) выше двадцати километров не лезьте. Рекорды - пожалуйста, летайте, но не более! ЦАГИ пыталось возражать: - Ну как же, мы занимаемся аэроди- намикой, динамикой полета, и высоты выше 20 км - это самое интересное, са- мое неизученное пространство, имен- но это место будущей войны, очень выгодный с военной точки зрения ди- апазон, как же можно туда не пускать авиацию?! Ведь это означает - не пус- кать никого!» Указание ЦК было выполнено, и в начале 1967 г. вся документация по «Спирали» была передана в МОМ, в ад- рес министра Сергея Александровича Афанасьева. В то время МОМу, разди- раемому внутренними противоречия- ми между генеральными конструкто- рами, было совершенно не до «Спира- ли»: СССР явно проигрывал «лунную гонку», безуспешно пытаясь опередить американцев хотя бы в пилотируемом облете Луны. Ситуация усугублялась смертью С. П. Королева в январе 1966 г. и трагической гибелью Владимира Ко- марова при возвращении из космоса спускаемого аппарата корабля «Союз-1» 24 апреля 1967 г. Расследование при- чин катастрофы и последовавшие до- работки корабля «Союз» вызвали полу- торагодовой перерыв в советских пи- лотируемых космических полетах. В МОМе микояновский проект сна- чала находился у В. Н. Челомея, кото- рому он был нужен как дополнитель- ное обоснование своей ракеты-носите- ля УР-500 в качестве более простой и дешевой альтернативы «королевской» Н -1, и особенно ее более легкой моди- фикации Н-11. Однако и в перегружен- ном своими проблемами МОМе «Спи- раль» стала своеобразным «яблоком раздора». Вновь предоставим слово В. В. Студневу: «В МОМе между конструкторами бы- ли очень непростые отношения. Вот у нас ведь как было? Едет наш министр, Петр Васильевич Дементьев, в Архан- гельское, и по дороге заезжает к П. О. Сухому: - Павел Осипович, ты знаешь, что там Микоян изобрел? Отличную ма- шину, более скоростную (перечис- ляет характеристики), чем у тебя! Ты меня не выдавай, но тебе есть чем ответить? На обратном пути заезжает к Микояну: - Заезжал к Сухому, смотрел его последние предложения. Ты, Артем Иванович, сдаешь позиции... Нужно поднапрячься! А у ракетчиков все было гораздо жестче. В итоге наш проект перекоче- вал от Челомея в ЦКБЭМ, к Мишину». Но в этот период ЦКБЭМ в условиях жесточайших сроков, усугубленных недофинансированием, занималось подготовкой к первому пуску Н-1, и по- следствиями гибели В. М. Комарова - в такой ситуации чужеродная авиаци- онная «Спираль» была обречена... А что же Микоян? Артем Иванович прекрасно пони- мал, что передача проекта в МОМ рав- носильна его похоронам. Поэтому он, формально выполнив указание ЦК и передав документацию по «Спирали» в МОМ, продолжил работы у себя. Но те- перь эти работы продолжались не только исключительно внутри Мина- виапрома, но и фактически на неле- гальном положении, вопреки решению ВПК. Отныне у «Спирали» было все не- обходимое для разработки (свой заказ- чик - ВВС, средства, людские и произ- водственные ресурсы), но только на внутриминистерском уровне. Зная, что на данном этапе придется довольство- ваться только этим, Артем Иванович понимал, что этого хватит для разра- ботки, постройки и атмосферных ис- пытаний экспериментальных образ- цов орбитального самолета. Руковод- ствуясь принципом «дорогу осилит идущий», ОКБ А. И. Микояна продол- жило работу над «Спиралью». К этому времени на «Зените»1 сложи- лась основная группа специалистов, руководящая работами по проекту. Ее возглавлял Гйеб Евгеньевич Лозино- Лозинский, его заместителем был Ген- надий Петрович Дементьев, куриро- вавший отдел проектов, формирова- ние облика и разработку основных тео- ретических вопросов, а третьим чле- ном «штаба проекта» был ведущий ин- женер Владислав Васильевич Студнев. Спустя некоторое время к ним подклю- чился заместитель главного конструк- тора Петр Абрамович Шустер, кото- рый «подтянул» в проект Леонида Ми- хайловича Щеголева, Бориса Введенс- кого и Клавдию Семенову, выполняв- шую роль канцелярии. 1 «Зенит» - сленговое название ОКБ-155 А. И. Микояна среди авиационных специалистов, происходящее от телетайпного позывного ОКБ. 257
Космические крылья Но работать приходилось в сложных условиях - ОКБ было сильно загружено работами по своему традиционному, истребительному направлению. Вот как об этом вспоминает В. В. Студнев: «Отдав документацию в МОМ, мы продолжили работы у себя. Нас стали заваливать заказами, которые отвле- кали от “Спирали”. Темпы и объемы работы КБ были очень большими - каждые полтора года мы поднимали в воздух новую машину. От листа бумаги до опытного изделия тогда в самом де- ле проходило полтора, максимум два года. Сегодня в это трудно поверить, но это факт! Очень быстро работали, я сам тому свидетель. Но нам стало труд- но совмещать это со “Спиралью”». Кроме того, полулегально проводи- мые работы, вызывающие серьезное отвлечение сил ОКБ от основной те- матики, было сложно скрыть, и на А. И. Микояна стало оказываться серь- езное давление. Причем это противо- действие «Спирали» происходило со всех сторон, включая руководство Ми- навиапрома. Становилось понятно, что для продолжения работ тему «Спи- раль» нужно прятать еще глубже и, са- мое главное, подальше от Москвы. Для этого как нельзя лучше подходил город Дубна, и тому было несколько причин. К этому времени в г. Дубне распола- гался филиал ОКБ-155 (ОКБ-155-1, дру- гое обозначение ОКБ-2-155), который был создан на базе завода № 1 приказом Министра авиационной промышлен- ности № 1010 от 12 октября 1951 г. для работ по теме «Б» - создание крылатых ракет. Организационное подчинение филиала ОКБ Микояна объяснялось первой задачей новому коллективу, прописанной в министерском приказе: «...возложить на него работы по обеспе- чению серийного производства, по до- водкам и испытаниям, а также дальней- шей модификации беспилотного само- лета КС», который, по сути, был беспи- лотным аналогом истребителя МиГ-15 разработки ОКБ-155. Филиал подчинялся заместителю Микояна Александру Яковлевичу Берез- няку - талантливому конструктору, зна- комому нам по участию в создании ра- кетного истребителя БИ-1. С этим фили- алом в основном работал сподвижник А. И. Микояна - М.И. 1уревич. В числе разработок филиала были дальнейшие модификации КС для вооружения бом- бардировщиков Ту-4К и Ту-16КС, а так- же их морские варианты КСС и КС-7 морского и берегового базирования. Первой полностью самостоятельной ра- ботой ОКБ-155-1 стала ракета П-15 для вооружения катеров проекта 183Э - именно этой ракетой 21 октября 1967 г. в ходе арабо-израильского конфликта был потоплен израильский эсминец «Эйлат», что явилось первым случаем боевого применения самонаводящихся крылатых ракет с жидкостно-реактив- ным двигателем. К середине 1960-х го- дов коллективом филиала ОКБ-155-1 было создано несколько типов дозвуко- вых и сверхзвуковых крылатых ракет классов «воздух - поверхность» и «поверх- ность - корабль» для бомбардировщи- ков различных типов (Ту-16К, 1у-22К, Ту-22М, Су-17М, Су-17М2, Су-24,1у-95К) и кораблей военно-морского флота. По свидетельствам современников, в фи- лиале был «сильный, думающий кон- структорский состав». Помимо КБ, в Дубне размещалась мощная производ- ственная база - Дубненский машиност- роительный завод (ДМ3). Несмотря на то, что ДМ3 являлся самостоятельным предприятием, он размещался вместе с филиалом ОКБ-155-1 на одной терри- тории, «за одним забором». К 1966 г. тематика филиала стала настолько независимой от ОКБ-155 и обширной, что было принято решение о преобразовании филиала ОКБ-155-1 в самостоятельную организацию - ма- шиностроительное конструкторское бюро «Радуга»1 во главе с Александром Березняком. Тем самым ОКБ Микояна лишилось своего филиала в Дубне. Но такая ситуация продолжалась очень недолго - А. И. Микоян своим приказом от 25 апреля 1967 г. специально для ра- бочего проектирования ЭПОСа («для проведения проектно-конструкторс- ких и производственных работ») орга- низовал в Дубне свой новый филиал, который возглавил заместитель глав- ного конструктора ОКБ-155 Петр Аб- рамович Шустер (к этому времени ty- ревич уже ушел на пенсию). Это был очень хитрый ход А. И. Ми- кояна - всем заинтересованным лицам было хорошо известно, что у ОКБ-155 долгое время был филиал в Дубне, и этот филиал в 1966 г. вышел из подчи- нения Микояна. Поэтому «передача всех работ по “Спирали” в филиал в Дубне» для непосвященных в детали выглядела как прекращение этих ра- бот в ОКБ Микояна. Основной задачей организации нового филиала «под ви- дом старого» являлось выведения Ми- кояна из-под удара критики за «чрез- мерное увлечение космосом в ущерб авиации». Расчет оказался верным - на первых порах накал обвинений в адрес А. И. Микояна удалось сбить. Но попытка «спрятать» проект была не единственной причиной передачи работ в Дубну. А. И. Микоян рассчиты- вал на дальнейшее развитие работ и понимал, что в будущем «Спирали» обязательно понадобиться своя мощ- ная производственно-испытательная база, включая аэродром для базирова- ния ГСР, что нельзя было реализовать в Москве. Вот как об этом вспоминает Леонид Богдан: «Отправить проект в Дубну - это оз- начало не просто спрятать “Спираль”, это была целая стратегия! Я сам видел документы с грифом “сс”, согласно ко- торым рядом с дамбой, разграничива- ющей так называемую Северную кана- ву и Московское море, на границе Мос- ковской и Калининской областей, предполагалось строительство испы- тательной базы и аэродрома для отра- ботки и последующего базирования ГСР. Местоположение конструкторско- производственной и испытательной базы “Спирали” выбиралось с учетом близости Московского моря и системы каналов, которые позволяли осущес- твлять речную транспортировку круп- ногабаритных изделий в пределах всей европейской части СССР. После организации “нового” филиала эти планы стали претворяться в жизнь - на месте будущего аэродрома, не заходя на территорию Калининской области, рядом с нашими кооперативными сада- ми “Репка”, под будущее строительство вырубили весь лес. На этом все и закон- чилось, и после вырубки леса через не- которое время начался самозахват дач- никами освободившейся территории - образовавшиеся сады получили неофи- циальное имя “Морковка”». Таким образом, передача всех работ во вновь организованный филиал в Дубне должна была «убить двух зай- цев»: скрыть работу на стадии рабоче- го проектирования и создать основы (в первую очередь производственно- испытательную инфраструктуру) для полномасштабной реализации проек- та в дальнейшем. Сразу после организации филиала роли в руководстве проекта немного из- менились - главным конструктором по прежнему оставался Г. Е. Лозино-Лози- нский, но все оперативное руководство выполнял его первый заместитель П. А. Шустер, который по совместитель- ству был директором филиала в Дубне. Вторым замом главного конструктора остался Г. П. Дементьев, отвечавший за общие вопросы, далее по иерархии сле- довали: ведущий инженер по испыта- ниям В. В. Студнев, отвечавший также за весь наземный комплекс (включая большую кооперацию), и инженеры Л.М. Щеголев и Б. Г. Введенский. Эта группа, за исключением Шустера, пере- ехавшего в Дубну, осталась заниматься «Спиралью» в головном ОКБ-155. Начальником КБ филиала был наз- начен Юрий Дмитриевич Блохин, став- ший впоследствии заместителем глав- ного конструктора НПО «Молния», а его заместителем по производству - Дмит- рий Алексеевич Решетников, впослед- ствии директор опытного завода НПО «Молния». Все организационные вопро- сы пришлось решать Г. П. Дементьеву (впоследствии - заместитель главного конструктора, еще позже - главный конструктор, заместитель генерально- го директора НПО «Молния»). Основной костяк конструкторов «но- вого» филиала был набран на добро- вольной основе из сотрудников «отко- ловшегося» Березняка, и каждый из них был распределен по основным на- правлениям головного ОКБ-155: Ныне - федеральное государственное унитарное предприятие ОАО «МКБ “Радуга” имени А.Я.Березняка». 258
Создание ЭПОСа - силовая установка (ТРД и ЖРД) - Виктор Иванович Саенко; - электрооборудование - Радик Мир- саянович Галямов; - СНАУ - Всеволод Федорович Кара- сев; - СБИ (система бортовых измере- ний) - Евгений Николаевич Бруква; - радиосистемы - Валерий Степано- вич Каляшин; - приборы кабины - Эдуард Ивано- вич Корокин; - компоновка - Леонид Митрофано- вич Богдан; - наземка - Герман Алексеевич Реп- ников; - фюзеляж (каркас) - Дмитрий Федо- рович Демин; - технолог - Павел Иосифович Кара- чун; - заместитель начальника произ- водства - Александр Павлович Терю- шин. Именно на плечи этих специалистов легла основная тяжесть выпуска всего объема рабочей документации по экс- периментальным образцам орбиталь- ного самолета. На этой основе удалось быстро соз- дать структуру мини-КБ, упрощенно повторявшую структуру головного ОКБ. В филиале в числе других была со- здана бригада аэродинамики и дина- мики, которую возглавил молодой тог- да выпускник Московского авиацион- ного института (МАИ) Вячеслав Петро- вич Найденов, а его заместителем стал Владимир Александрович Труфакин. И хотя основные аэродинамические исследования по «Спирали» выполня- лись в головном ОКБ-155 под руковод- ством начальника бригады аэродина- мики и динамики полета1 Е. А. Самсо- нова (впоследствии - начальник отде- ления, заместитель главного конструк- тора НПО «Молния») и с участием В. А. Ашнивца, «динамический» отдел в Дубне взял на себя все работы по дина- мике полета, системе управления (ра- боты велись в Московском институте электромеханики и автоматики под ру- ководством О. Н. Некрасова, впослед- ствии - заместителя генерального кон- структора НПО «Молния, и К.Т. Цату- ряна) и стендовому моделированию. С созданием нового филиала в 1967 г. в ОКБ Микояна начался этап рабочего проектирования с согласованием и сос- тавлением необходимых планов-графи- ков по агрегатам и комплектующим, по- лучаемым от смежников. Тем самым создавалась необходимая кооперация предприятий по проекту. Внутри ОКБ рабочее проектирование агрегатов кар- каса началось с самого сложного по теп- ловым нагрузкам элемента планера - теплозащитного экрана, который и был спроектирован к концу года. По воспо- минаниям В.В. Студнева, «...мы вкалы- вали, как негры! Затыкали за пояс кого угодно! Мы обеспечивали всю коопера- цию, которой занимался Г. П. Дементьев. Ему это было легче не только как сыну министра авиационной промышлен- ности, но и потому, что он был очень грамотный человек, кандидат техничес- ких наук. Начали работать с ЦАГИ, с ЛИИ. Работали, как говорится, “по друж- бе”, т. к. правительственного постановле- ния так и не было. Но вместо этого было постановление по НИРу, и это позволяло нам использовать и списывать опреде- ленные средства. В этом нам помогало Фото из архива НПО «Молния» ▲ Петр Абрамович Шустер ▲ Дмитрий Алексеевич Решетников министерство. Филиал работал изумительно, и мы из Москвы ему почти не помогали» Общее идеологичес- кое руководство со сто- роны головного ОКБ- 155, однако, осталось. В качестве примера та- кого взаимодействия приведем воспомина- ния Л. М. Богдана: «Когда стали делать схему электрооборудо- вания, перед началь- ником бригады элект- рооборудования Ради- ▲ Олег Николаевич Некрасов ком Галямовым встала серьезная зада- ча, которую он не смог решить «с ходу». По опыту работы у Березняка он был ракетчик, и ему пришлось поехать в Москву, советоваться с головным КБ. Ему там все быстро объяснили, но он, что-то не уловив, решил схитрить: - Все, что вы сейчас сказали, ясно, но напишите мне техническое зада- ние, я иначе не могу! Ему ответили: - Хорошо, приезжайте через неделю. Через неделю он возвращается из Москвы, и мы его спрашиваем: - Ну что, привез ТЗ? А он отвечает: - Они сказали - ТЗ долго писать, нам проще рабочую схему сделать! Как выяснилось, москвичи нарисо- вали схему и отдали ее Галямову со сло- вами: - Если умный - поймешь! И он потом неделю сопел и пыхтел над этой схемой, разбирался в ней, по- ка не сказал: -Вот теперь я все понял... Теперь мне все понятно - следующую машину я сделаю уже сам!» Во второй половине 1967 г., когда определился конструктивный облик всех основных элементов эксперимен- тального пилотируемого орбитального самолета (ЭПОСа), начались работы по подготовке производства. В качест- ве производственной базы выбрали Дубненский машиностроительный за- вод, носивший в то время безликое ▲ Геннадий Петрович Дементьев ▲ Юрий Дмитриевич Блохин обозначение «почтовый ящик Р-6498». Его директором в описываемый период времени был Юрий Иванович Шукст. С самого начала 1967 г. было опреде- лено, что для создания ЭПОСа необхо- дима опережающая постройка пяти экспериментально-технологических изделий (№№001-005) для различных видов наземных испытаний и трех лет- ных машин - самолетов-аналогов для атмосферных испытаний. Как вспоми- нал много позднее Юрий Полушкин, молодым сотрудником участвовавший в первых работах по «Спирали», «идея проекта была понятна, и она была по- нятна всем. Было ясно, что это «техни- чески рентабельный вопрос». Главное - это было поднять в воздух нашу птич- ку, наш «лапоть», показать, что она способна летать, несмотря на такой эк- зотический вид». Экспериментальная серия включала в себя следующие изделия: - № 001 для прочностных (статичес- ких) испытаний; 1 В состав бригады, кроме начальника Е. А. Самсонова, входили специалисты А. Я. Ашнивец, В. К. Иванов, 3. С. Пятахина, В. И. Пятахин, А. В. Гринина, Б. М. Титов, А. А. Белосвет, Е. М. Жуков и др. 259
Космические крылья - №002 - носовая часть фюзеляжа для отработки средств спасения и жиз- необеспечения летчика; - №003 - фюзеляж для отработки силовых установок (сначала ТРД, а за- тем и ЖРД); - №004 - комплект агрегатов для испытаний системы управления; - №005 - «россыпь» отдельных агре- гатов (тепловой экран, консоли крыла и оперение) для тепловых испытаний планера. В ходе летных испытаний предпола- галась натурная отработка аэродина- мики, газодинамического управления, бортовых систем, исследование харак- теристик устойчивости и управляе- мости на разных этапах полета (вклю- чая полеты на больших высотах на сверхзвуковых и гиперзвуковых ско- ростях), оценка тепловых режимов и испытаний теплозащиты из высокоп- рочных жаростойких материалов, а также отработка привода и посадки орбитального самолета. Для этого пре- дусматривалось изготовление трех аналогов ОС, запускаемых в воздухе с самолета-носителя Ту-95: - дозвуковой самолет-аналог «101»1 (после постройки получил обозначение «105.11»); - сверхзвуковое изделие «102» (обоз- начение после постройки «105.12»); - гиперзвуковой аналог «103» (обоз- начение в аванпроекте «50-11», после постройки - «105.13»). Работы сразу были развернуты ши- роким фронтом как по самолетам-ана- логам, так и по самому ЭПОСу. Т1 ноября 1967 г. А. И. Микоян утвер- дил «График выпуска аналогов изде- лия 50», из которого следует, что к кон- цу 1967 г. ОКБ полностью завершило этап рабочего проектирования, выпус- тив всю необходимую техническую до- кументацию на все изделия экспери- ментальной партии. Более того, на Фото из архива В. Лукашевича ▲ Серийный экземпляр ракеты КС-10 ▼ Ракета КС-10 под фюзеляжем самолета-носителя Ту-16К-10 Дубненском заводе уже со второй поло- вины 1967 г. параллельно с выпуском конструкторской документации в ОКБ велось проектирование и изготовление производственной оснастки для основ- ных агрегатов и систем самолетов: эк- рана, кабины, силовой фермы, консо- лей крыла, оперения, шасси и пневмо- системы, системы управления, сило- вой установки (ТРД), системы спасения и жизнеобеспечения и различного обо- рудования. Подготовка производства должна была полностью закончиться в июне 1968 г., однако изготовление уз- лов (в частности, экрана) первой лет- ной машины должно было начаться уже в сентябре (!) 1967 г. Согласно пер- воначальным планам, окончательная стыковка и сборка «изделия 101» долж- на была состояться в октябре 1968 г., на следующие два месяца был запла- нирован монтаж всех систем, и затем после трехмесячной отработки первый летный экземпляр самолета-аналога ЭПОСа в апреле 1969 г. должен был быть отправлен на летные испытания. Но перед этим для обеспечения первых вылетов дозвукового аналога уже долж- ны были начаться испытания на изде- лиях экспериментальной серии: - начало отработки системы управ- ления на изделии «004» - с октября 1968 г.; - развертывание работ с изделием «002» - январь 1969 г.; - готовность изделия «001» к проч- ностным испытаниям - март 1969 г. Дальнейшие плановые сроки готов- ности изделий были следующими: вто- рой (сверхзвуковой) самолет-аналог «102» должен был быть готов к концу ноября 1969 г., но уже с июня того же года было запланировано опережаю- щее начало отработки ЖРД на изделии «003» и начало тепловых испытаний на изделии «005» с апреля 1969 г. для го- товности к первым полетам гиперзву- кового аналога «103» в марте 1970 г. И еще один интересный момент: гра- фик работ от 27 ноября 1967 г. предус- матривал до начала летных испытаний дозвукового аналога «101» испытать в полете беспилотную летающую лабо- раторию, созданную путем доработки серийного экземпляра сверхзвуковой противокорабельной крылатой ракеты К-ЮС1 2, разработанной также в ОКБ- 155 Артема Микояна. Как и серийный прототип, летаю- щая лаборатория должна была запус- каться с самолета-носителя Ту-16К-10 на высоте около 5000 м и скорости 700 км/ч, и на участке самостоятель- ного сверхзвукового полета (со ско- ростью около 2000 км/ч) протяжен- ностью 250-300 км планировалось провести цикл натурных аэродинами- ческих исследований. График от 27 ноября 1967 г. наглядно свидетельствовал о переносе основно- го объема работ по «Спирали» в Дубне- нский филиал ОКБ-155. За главного конструктора темы, Г. Е. Лозино-Лози- нского, график согласовал 14 ноября директор филиала П.А. Шустер. На этом же графике, направляя его 9 де- кабря 1967 г. после утверждения Мико- яном директору Дубненского завода Ю. И. Шуксту, Г. Е. Лозино-Лозинский ограничил общую трудоемкость работ по проекту 300 тысячами человеко-ча- сов и обязал его представить развер- нутый план-график на следующий, 1968 год. Такой детальный «График подготовки и изготовления самолетов- аналогов изделия «105» в 1968 г.» был согласован и утвержден уже на следую- щей неделе, 15 декабря 1967 г. - прав- да, в объеме 358 тысяч человеко-часов на 1968 год. В графике подробнейшим образом расписывались все этапы и сроки изготовления и сборки самоле- тов экспериментальной серии и пер- вых летных машин. Важно отметить, что в процессе под- готовки производства закладывалась технология постройки именно ЭПОСа и будущих орбитальных самолетов, и сборка изделий экспериментальной серии и самолетов-аналогов рассмат- ривалась как первый, промежуточный этап. Например, в графике от 15 декаб- ря 1967 г. предусматривалось изготов- ление оснастки для сборки обтекателя крыла как для штатного механизма по- ворота подвижных консолей. 26 декабря 1967 г. был утвержден план-график работ по теме «Спираль», в котором основное внимание уделялось работам со смежниками по проектиро- ванию, испытаниям и поставке готовых комплектов системы газодинамическо- го управления - самой важной и самой сложной системы, которую микоянов- цы не брались спроектировать, изгото- вить и испытать своими силами. Поэто- му она и была на особом контроле. В соответствии с этим графиком (см. рисунок), на проектирование отводи- лось всего полгода, и затем в период с середины 1968 г. по конец 1969 г. было необходимо изготовить 80 комплектов топливных баков, из которых на основе двух первых поставок планировалось уже в третьем квартале 1968 г. собрать первые 2 макетных комплекта ГДУ. Из следующих партий нужно было изгото- вить 7 комплектов ГДУ для различных видов испытаний, включая огневые. Первый серийный комплект ГДУ ОКБ Микояна должно было получить уже через 10 (!) месяцев, в последнем квар- 1 Иногда в документах использовались обозначения самолетов-аналогов через дефис. Например, изделие «101» указывалось под № 1-01, что расшифровывалось как «01-е изделие 1-й серии». 2 С ракетой К-10С связан важный этап становления ядерной мощи нашей морской авиации. 22 августа 1962 г. в ходе учений «Шквал» экипаж командира одного из полков Северного флота В. Крупякова произвел пуск ракеты К-ЮС с ядерной боевой частью по цели (барже с уголковыми отражателями) в районе Новой Земли. В предшествующие дни его неоднократно откладывали - мешал лед, сметавший мишенную обстановку. После взлета выполнение задания оказалось под угрозой: придавленный тяжестью огромной ответственности, штурман-оператор В. Данилин только со второй попытки правильно выполнил все операции предстартовой подготовки. Этот взрыв мощностью 6 кт был единственным надводным ядерным испытанием на Новой Земле в 1962 г. 260
Создание ЭПОСа Документ из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> xTxiTxil vi IviiViiHx" X XI XII IV v VI VII Vlil IX X X! XII fi/Я В-2616 n/я Р-6498 крыло П/Я р-6498 Экран Кабина ИСПОЛНИ- ТЕЛЬ 1970г IV v И 1969Г VII VIII' IX 1967г____ yin их] x jxi хн :: г т 'ZT I rTHFi Я |1С2 101 — Л1 Силовой установки Смет СПАС И ЖИЗНЕОБЕСПЕЧ Оборудования Стыковка и сборка 'rU—.—юз ioH~ О-7933 ИСПЫТАНИИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ГЕПЛОСЫХ ИСПЫТАНИЙ Монтаж систем РОтработка изделия и отправка НА ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ изготовление приспособле- | w } НИЙ И ОБОРУДОВАНИЯ ДЛЯ * g * ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ РАБОТ 5 изготовление наземкогЬ ж 17 ° = < ОБОРУДОВАНИЯ и ЗИП - 2 i = Доработка изд ГтКы?оЙм B-2SIE g К-ЮС ПОД ЛЕТАЮ-I л/ • ЩУЮ ЛАБОРАТОРИИ Н^зтеем-н % р-6498 мае работ Н А ИМ ЕНОВАНИЕ СИСТЕМ И АГРЕГАТОВ -Экран___ КАБИНА___________" ФЕРМА______________ КРЫЛО 1 OQiPJи НЕ ШАССИ и ПНЕВМОСИСТЕмХ УПРАВЛЕНИЕ______________ Силовая установка ______ СИСТ. СПАС. И ЖИЗНЕ0БЕСПЕЧ. Оборудование Экран кабина ФЕРМА ОПЕРЕИН^ ШАССИ И ПНЕВМОСИСТЕМА У П Р ЫВ ЛЕ Н_иТ _ £ 1 'Силовая установка______ С и СТ. СПАС. И ЖИЗНЕОБЕСПЕЧ. ОБОРУДО В А Н1ЙЕ ' кры л о Оперение Уэ1Ы и встали Оля монтажа Шасси и пневмосистемы. Управление Руководитель пи. длричгия % P-S* /ШукСг Ю И / . " 1967г I |1й. » Паш 2 —1005 I? ДТДОЕ и-ДЕНЛЕ --- И)’ - 2е - - - ЮГ 3й—— 0-31 ИЗ л ДЛЯ ---002 - ИЗД ДЛЯ ИСПЫТАНИИ ХИДСТ1 ДОЗ - ИЗД ДЛЯ ОТРАБОТКИ >РД 004 -ИЗД ДЛЯ 005 - ИЗД для 0051 Руководитель предприятия % В-2616 | ’. , . • /Слободской б.н / „ 1967г СТЛТ ИСПЫТАНИЙ ИСПЫТАНИИ СРЕДСТВ СПАСЕНИЯ И ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ Гл. Конструктор предприятия % В-2616 /Лозинский ГЕ/ ."fe 1967г. 261
Космические крылья тале года, а всего до конца 1968 г. пла- нировалось изготовить 5 штатных комплектов ГДУ, которыми планирова- лось оснастить изделия «101» (предпо- ложительно), «102», «103», «003» и «004». В 1969 г. планировалось развернуть работы над системой ГДУ эксперимен- тального самолета, а с 1970 г. - отделя- емой кабины (спасательной капсулы). В случае соблюдения сроков в конце 1971 г. планировалось завершить ра- боты по ГДУ ЭПОСа. Тем временем программа «Спираль» становилась общеотраслевой: Мин- авиапром в лице 1-го Главного управ- ления утвердил представленные пла- ны-графики на 1968 год с выделением необходимого финансирования. Одна- ко никакой заслуги министерства в этом не было: это произошло только благодаря влиянию и личному «весу» Артема Микояна. К сожалению, тема «Спираль» с мо- мента своего возникновения всегда име- ла больше противников, чем сторонни- ков: интересы слишком многих она за- трагивала, смело вторгаясь на чужую территорию. Как ни парадоксально, не принадлежал к числу сторонников «Спирали» и министр авиационной про- мышленности Петр Васильевич Де- ментьев. Все дело в том, что он вообще не благоволил «к космосу», точнее, был очень сильно на него обижен. Чтобы понять причины такой пози- ции министра, необходимо вернуться на 5-10 лет назад от описываемых собы- тий. Мы помним, что в 1946 г. авиапром открестился от баллистических ракет, сосредоточившись на перспективах ре- активной авиации. Когда Дементьев в 1953 г. занял пост министра авиации, ему ничего не оставалось, как принять сложившийся статус-кво. Вот как оха- рактеризовал личность П. В. Дементье- ва летчик-испытатель, шеф-пилот ОКБ Микояна, Валерий Меницкий: «Среди министров Петр Васильевич был тяжеловес мощнейший, патриарх. Его называли «Петр Великий». У него была феноменальная память, он на этом и вышел, когда у него был первый разговор со Сталиным. Тогда минист- ром был Алексей Иванович Шахурин, а Дементьев - его первым замом. Сталин был просто покорен тем, как он назы- вал цифры по каждому заводу - что, че- го, где и как происходит, и Дмитрий Федорович Устинов это приметил и по- том его продвинул». Но ракетчики постепенно набирали силу, и, что было самое неприятное для авиаторов, - ракетчикам потребо- вались производственные мощности. К этому моменту в стране существова- ли очень большие производственные мощности, использовавшиеся для соз- дания артиллерийских орудий, тан- ков, боеприпасов и кораблей. Все эти заводы попадали под послевоенное сокращение и конверсию и могли быть использованы для организации новых производств. Но ракетчики позарились именно на авиазаводы. Их выбор объяс- нялся двумя причинами. Во-первых, производство самолетов было достаточ- но близко к производству первых ракет, причем технологический уровень в ави- астроении (включая кадровый состав) и культура производства были очень вы- сокими. Во-вторых, перепрофилиро- вать действующий авиационный завод на сборку ракет было гораздо проще и дешевле, чем организовывать новое производство фактически на пустом месте на бывшем артиллерийском, тан- ковом или судостроительном заводе. Поэтому производство первых ракет стали разворачивать именно на авиа- ционных заводах, постепенно забирая их мощности. Так в послевоенные годы наметилось разногласие между ракет- чиками и авиационной промышлен- ностью, которое затем стало перерас- тать в скрытый конфликт. Постепенно ракеты становились все сложнее, возникала ракетная коопера- ция, в которую рекрутировались уже не только авиационные заводы и исследо- вательские институты, но и организа- Ярким примером «ползучей ракетной ан- нексии» может служить судьба Куйбышевс- кого авиазавода, получившего в конце 1950-х указание развернуть серийное про- изводство первой в мире МБР Р-7 С. П. Ко- ролёва. Но морской авиации остро требова- лись первые реактивные бомбардировщики Ту-16, модифицированные в носители пер- вых советских сверхзвуковых противокора- бельных крылатых ракет К-10. Исходя из этого, 6 июня 1958 г. авиационное командо- вание и руководство промышленности в ли- це главкома ВВС К. А. Вершинина, замести- телей председателя Совета Министров СССР Д. Ф. Устинова и В. М. Рябикова, пред- седателя ГКАТ П.В.Дементьева обратилось к ЦК КПСС с предложением отсрочить сня- тие авиационной тематики с Куйбышевско- го авиазавода и установить для него зада- ние выпустить 173 экземпляра Ту-16 до 1960 г. С учетом задержки начала серийного производства Р-7 из-за ее затянувшихся испытаний это предложение поддержали, но намеченный темп выпуска ракетоносцев обеспечить не удалось. После 1960 г. ОКБ-1 Королёва все-таки вытеснило туполевскую фирму с Куйбышевского завода № 1, а про- изводство сокращенной до 150 машин се- рии Ту-16К-10 пришлось перенести на за- вод №22 в Казани. Первым стало знаменитое «разгромное» выступление Никиты Хрущева на сессии Верховно- го Совета СССР осенью 1960 г. о нецелесообразности развития авиации, по итогам которого 30 октября 1960 г. вышло постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР. Оно прекращало все работы по новым перспективным самолетам. В ОКБ Лавочкина был закрыт Ла-250 («Ана- конда»), в ОКБ Сухого - Т-37, у Микояна - Е-150, у Мясищева - М-50, М-52 и М-56. Это же пос- тановление запрещало все новые разработки в авиации (за исключением пассажирской, фрон- товой, истребительной и вертолетной авиации), более того - авиапром лишился двух сильных конструкторских бюро (ОКБ Лавочкина было перепрофилировано на ракетную тематику, а ОКБ Мясищева влилось в ракетное ОКБ Челомея). Все оставшиеся авиационные ОКБ получили за- дания по ракетной тематике. Что же касается авиации, то им было разрешено заниматься только модифицированием существующих самолетов. Вот как о выборе ракет в качестве основного средства доставки ядерного оружия на американский континент высказался Олег Бакланов, впоследствии ставший секретарем ЦК КПСС по оборонным вопросам: «...ЦК держал этот вопрос в руках, и была сделана ставка все-таки на ракетную технику, потому что как бы ни высоко и быстро летал самолет и как бы ни хорошо он был вооружен, полет [с летчиком в боевых условиях] туда и обратно был весьма проблематичен. А ракета - устойчивое оружие, здесь главное - достичь точности и иметь подходящий заряд. И тогда - запустил, и есть гарантия, что противник будет повержен». Прав О.Д. Бакланов: уже с конца 1950-х стало ясно, что любой самолет, летящий в пре- делах атмосферы со скоростью не более М = 5, может быть гарантированно уничтожен су- ществующими видами оружия. Сами американцы, например, прямо называли свой В-52 «самолетом в одну сторону». ции из смежных отраслей промышлен- ности. В итоге к середине 1960-х годов сложилась ситуация, когда часть авиа- ционных заводов, все еще оставаясь в составе Минавиапрома, выпускала уже ракетно-космическую продукцию. Та- кая ситуация устраивала Минавиап- ром, распределявший все ресурсы от- расли, но совершенно не устраивала ракетчиков, окрепших и набравших политический вес после первых триум- фальных побед в космосе. 2 марта 1965 г. правительственным постановлением было организовано новое, ракетное Министерство общего машиностроения (МОМ), которому отошли все авиационные заводы, так или иначе связанные с выпуском ра- кетной продукции. Для Министерства авиационной промышленности это был второй крупный удар, сократив- ший его финансовые ресурсы и мате- риально-производственную базу. Вот как об этом вспоминал Олег Дмитриевич Бакланов, бывший ми- нистр общего машиностроения, секре- тарь ЦК КПСС по оборонным вопросам: «...Когда мы увидели, чего достигли немцы в ракетостроении, мы бросили туда все свои силы, быстро создали королёвскую «семерку», которая уже могла достигать Соединенных Шта- тов. Это была колоссальная победа. А ракетчики, будучи сопряжены с авиа- цией, с ней же и конкурировали. Тем более что для производства ракетных комплексов по своему уровню, по сво- ему потенциалу больше всего подхо- дили именно авиационные заводы. Поэтому именно на их базе было соз- дано Министерство общего машино- строения. Когда Сталин ставил вопрос: “Кто возьмется за ракеты?”, - то самолетчи- У ки сначала поразмышляли, а потом от- 262
Создание ЭПОСа казались из опасения потерять достиг- нутый уровень самолетостроения. Они не взялись за эту работу. Взялся за эту работу Дмитрий Федорович Устинов, он тогда был в ранге министра и зани- мался боеприпасами. Он вырвал это направление вместе с заводами». Так была упущена возможность соз- дать единую авиакосмическую отрасль в нашей стране, так окончательно ад- министративно размежевались отече- ственные авиация и космонавтика. Их дороги в будущем сойдутся только один раз, на время создания многора- зовой космической системы «Энергия- Буран» (1976-1992 гг.), но организация межведомственной кооперации и уп- равление при этом станут сложнейшей самостоятельной задачей. Попутно заметим, что в США еди- ный аэрокосмический комплекс суще- ствует с самого начала практической космонавтики, благодаря чему при об- щей координации работ и централизо- ванном распределении ресурсов суще- ствует постоянный обмен идеями, тех- нологиями и достижениями. В немало- важной степени этому способствует тот факт, что в США нет разделения подрядчиков на космических и авиа- ционных - как правило, одни и те же организации работают в обоих нап- равлениях. Это приводит к постоянно- му генерированию новых проектов на стыке самых передовых технологий авиации и космонавтики, к взаимному обогащению этих направлений. Мы же с начала 1960-х годов пошли по друго- му пути. Административное обособле- ние неизбежно привело сначала к про- изводственному, а затем и к технологи- ческому изолированию двух отраслей. Более того, эта закрытость стала соз- нательно насаждаться, т. к. два минис- терства (МОМ и МАП) с самого начала стали соперничать друг с другом. ▲ Петр Васильевич Дементьев И, пожалуй, именно с тех времен возник самый глубокий и непреодоли- мый, самый разруши- тельный по своим дол- госрочным последствиям водораздел между инже- нерной элитой двух ве- домств. Он проходил в умах, в самой методоло- гии мышления специа- листов двух конкурирую- щих министерств. Отны- не категории «свой» и «чужой», «ракетчик» и «са- молетчик» стали неотъ- емлемой частью интеллектуально-кас- тового сознания проектантов МОМа и МАПа, что и сегодня серьезно затруд- няет появление и очень тормозит реа- лизацию всех проектов, находящихся на стыке авиации и космонавтики (ги- перзвуковые ЛА, воздушно-космичес- кие самолеты и авиационно-космичес- кие системы с воздушным стартом). Как правило, такие проекты становят- ся заложниками внутриведомствен- ных интересов и результатов подковер- ных схваток враждующих групп лоб- бистов, отстаивающих эти интересы, и вязнут в многочисленных бюрократи- ческих препонах. Вместо преодоления наметившегося технологического от- ставания от США мы выбрали путь его консервации... В такой ситуации глава Минавиапро- ма Петр Дементьев, которому не хвати- ло политического веса отстоять свои за- воды от передачи их в новое министер- ство, занял жесткую позицию: «Я готов заниматься космосом только в случае возвращения мне всех отнятых авиаза- водов!» Соответственно, начало полно- масштабных работ по «Спирали» Де- ментьев тоже увязывал с возвратом за- водов, обосновывая это условие нехват- кой оставшихся производ- ственных мощностей. Итак, работы по «Спира- ли» набирали обороты, но фактически тема «Спи- раль» держалась только на личном авторитете Артема Микояна1 (и это притом, что в заместителях у него работал сын министра, Геннадий Дементьев). Сроки постройки само- летов-аналогов ЭПОСа и изделий эксперименталь- ной серии начали сдви- гаться «вправо»... Летом 1968 г. был подготовлен скорректиро- ванный «План-график изготовления, отработки систем и поставки на лет- ные испытания аналогов орбитально- го самолета». 2 июля 1968 г. он был ут- вержден А. И. Микояном и через два дня подписан начальником Первого главного управления МАП А. Давыдо- вым. Новый план-график свидетель- ствовал, что до конца 1968 г. должна была быть полностью готова вся тех- ническая документация на все детали и узлы трех комплектов самолетов- аналогов («101», «102» и «103»), на их поагрегатную сборку, последующую стыковку и окончательную сборку. Согласно этому плану-графику, сроки готовности и поставки самолетов-ана- логов на летные испытания сдвину- лись более чем на год: «101» должен был быть готов к июлю 1970 г., «102» - к концу 1970 г., а гиперзвуковой «103» - к июлю 1971 г. Готовность к летным испытаниям из- делия «101» планировалось обеспечить: - статическими испытаниями (и от- работкой сброса люка) на изделии №001 с марта по май 1970 г.; - отработкой высотного запуска двигателя РД36-35 на летающей лабо- 1 Вот отрывок из книги Валерия Меницкого «Моя небесная жизнь. Воспоминания летчика-испытателя» (М.: Олма-Пресс, 1999, 752 стр): «По тем временам в эту полусумасшедшую идею многие не верили. Да и космические «монстры», только что получившие заветную для себя автономию, не особенно лояльно относились к этой программе. Даже с учетом очень сильных позиций Микояна в правительстве она шла медленно. А при Брежневе старые микояновские связи работали уже хуже. Жаль. Ведь в перспективе это была мощная и едва ли не революционная программа - и с точки зрения реализации красивой идеи, и с точки зрения консолидации отечественной промышленности, и с точки зрения разработок и развития новейших технологий». Документ из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» 263
Космические крылья ратории на Тбилисском полигоне в первой половине 1969 г.; - отработкой системы управления на полноразмерном стенде с использо- ванием изделия №004 в течение янва- ря-апреля 1969 г.; - отработкой антенн в течение I квартала 1969 г. Форма аппарата ОС (а следователь- но, и самолетов-аналогов) была на- столько необычна, что, несмотря на многочисленные аэродинамические испытания масштабных моделей, са- молет «101» перед первым полетом в течение трех с половиной месяцев (с 15 февраля по 31 мая 1970 г.) предпо- лагалось продувать в аэродинамичес- кой трубе Т-101 ЦАГИ. В конечном ито- ге эти работы были выполнены, но поз- же намеченных сроков. Подготовка к полетам сверхзвуково- го аналога «102» помимо работ непос- редственно с летным изделием должна была включать в себя испытательные работы во второй половине 1970 г. сра- зу на трех изделиях эксперименталь- ной серии: - отработку ЖРД и системы газоди- намического управления на изделии №003; - теплопрочностные испытания аг- регатов планера изделия №005 в ЦАГИ; - полный цикл отработки системы жизнеобеспечения (со сбросом крышки люка) на изделии №002 при высоких температурах на экспериментальных базах ЦАГИ и ЛИИ имени М. М. Громова. Одновременно с развертыванием работ началась подготовка правитель- ственного постановления по «Спира- ли». Его выход сделал бы программу не просто межотраслевой, а общегосудар- ственной, узаконив складывающуюся кооперацию и включив тему в пятилет- ние планы. Готовившееся постановле- ние также должно было четко опреде- лить заказчика и обозначить сроки ввода системы в эксплуатацию, те. да- ту принятия ее на вооружение. Проект правительственного поста- новления о создании «Спирали» успел Нужно отметить, что всего на аванпроект ВОС «Спираль» институтами МАП и МО было сделано 7 заключений (а именно от ЦАГИ, ВИАМ, ЦНИИ-30, ЛИИ, ЦИАМ, НИИ-2 и НИАТ), и все они были положительными, доказывая техническую осуществимость проекта и его необходимость для обороноспособности страны. Вот выдержки из некоторых заключений по аванпроекту: - ЦАГИ: «...Указанное направление развития летательных аппаратов, по мнению ЦАГИ, является перспективным, а реализация проекта в предлагаемые сроки явится необходимым первым этапом в освоении управляемых полетов на гиперзвуковых скоростях в атмосфере и использовании их для военных и мирных целей. Основные параметры орбитального самолета по маневру на орбите, при полете на гиперзвуковых скоростях, а также на режимах посадки, реальны и могут быть обеспечены при помощи предлагаемого комплекса управления, состоящего из бортовых и наземных систем. Выбранная аэродинамическая компоновка аппарата и управляемый полет при гиперзвуковых скоростях на предложенных углах атаки позволяют обеспечить указанные уровни температур на поверхности ОС. При эскизном проектировании ЭПОСа также должен быть уточнен целый ряд параметров. В частности, более подробного анализа требует выбор органов управления и параметров ТРД для осуществления самолетной посадки с учетом возможности снижения требований к системе управления входом ОС в атмосферу и повышения надежности всей системы и ряд других важных вопросов, для решения которых необходимо существенным образом увеличить модельные исследования в установках ЦАГИ. Можно считать, что объем материалов по расчетным условиям прочности орбитального самолета для аванпроекта является достаточным. В дальнейшем следует обратить внимание на проведение специальных исследований по определению нагружения в аварийных ситуациях». И далее: «Предлагаемая конструкция пилотируемого орбитального самолета представляется целесообразной. Остается пока окончательно не решенным сложный вопрос о температурных напряжениях в носовой части корпуса, где температура достигает максимальной величины. Однако нет серьезных оснований считать, что конструкция этой части не может быть выполнена. Следует отметить, что при дальнейшей разработке комплекса «Спираль» потребуется целый ряд теоретических и экспериментальных исследований по определению аэродинамических и динамических нагрузок, реверса, флаттера, дивергенции, а также и других исследований по прочности, в том числе по конструктивной проработке опытных отсеков самолета-разгонщика» -, - ЦНИИ-30: «...По своим возможностям, свойствам и особенностям воздушно- космический комплекс орбитального самолета является необходимым боевым комплексом для решения важнейших стратегических задач по срочной детальной разведке, по поражению подвижных и малоразмерных объектов, по осуществлению инспекции и перехвата космических объектов, особенно замаскированных ложными целями. Создание такого воздушно-космического комплекса при современном уровне развития науки и техники возможно и реально. Необходимо всемерно ускорить проведение опытно- конструкторских работ по созданию воздушно-космического комплекса, включающего гиперзвуковой самолет-разгонщик и орбитальный самолет с ракетным ускорителем, как боевого комплекса стратегического назначения. План-график работ по созданию воздушно-космического комплекса, предусматривающий комплексное проведение работ по экспериментальному и боевым вариантам орбитального самолета и гиперзвуковому самолету-разгон щи ку является целесообразным и технически обоснованным». собрать согласующие подписи всех за- интересованных главнокомандующих видами вооруженных сил и министров четырех оборонных министерств, но министр обороны СССР А.А. Гречко, бегло ознакомившись с материалами проекта, наложил свою резолюцию: ▲ Кадры кинохроники ЦАГИ: аэродинамические исследования спектров обтекания дозвукового аналога (изделия «101», получившего впоследствии обозначение «105.11») в трубе Т-101. Исследования (продувки) проводились при скорости воздушного потока 45 м/сек (соответствующее число Рейнольдса* Re«23*106) для диапазонов углов атаки -4°...+24° и углов скольжения -16°...+16°; при этом углы атаки отсчитывались от централь- ной части нижней поверхности корпуса, а углы скольжения - от оси симметрии самолета. «Микоян должен строить самолеты и не заниматься фантазиями!» Учиты- вая, что маршал был еще и членом По- литбюро ЦК КПСС, его позиция сыгра- ла ключевую роль, серьезно замедлив темпы реализации проекта «Спираль». Его поддержал и Дмитрий Федорович Устинов, бывший в ту пору секретарем ЦК КПСС, ку- рировавшим оборонную промышленность. Отсутствие правитель- ственного постановления привело к тому, что эта те- ма так и осталась внутри- отраслевой инициативой. Поэтому все работы по «Спирали» проводились по решениям Министерства авиационной промышлен- ности и финансировались только за счет «внутрен- них резервов» по статьям поисковых работ. Отсут- ствие подписи Гречко на проекте постановления оз- начало, что юридически от «Спирали» отказался ее единственный потенци- альный заказчик, и она 264

Создание ЭПОСа
Космические крылья ▲ Рэм Васильевич Студнев так и осталась всего лишь «самодеятель- ностью» Минавиапро- ма. Именно это, в ко- нечном счете, и пред- определило печальную судьбу уникального проекта. Но кроме отрица- тельной позиции воен- ных в лице министра обороны и нежелания заниматься космичес- кой тематикой со сто- роны министра авиа- ционной промышлен- ности оставались еще и открытые враги «Спи- рали» в лице прямых конкурентов - ракетчиков, консолиди- рованных в Министерство общего ма- шиностроения. Уж они-то точно не со- бирались ни с кем делить «свой» кос- мос... Причем если М. К. Янгель и В. Н. Челомей, работавшие на военный космос, при своей неприязни к «Спира- ли» все-таки занимали более-менее конструктивную позицию, то Сергей Королёв, занимавшийся преимущест- венно пилотируемыми программами, с самого начала был ярым противником проекта ОКБ Микояна. По словам оче- видцев, при упоминании «Спирали» он не стеснялся в выражениях, выражаясь «по-русски» прямолинейно. Вот как об этом рассказывает Валерий Меницкий: «Герман Степанович Титов приводил мне слова Королёва: “У меня людей на уже заложенные корабли не хватает, мне это чужое абсолютно не нужно! У меня 20 ‘Союзов’ заложено, куда же я их буду девать? Без вас проблем полно, а тут эта ваша ‘Спираль’ - вообще как дамоклов меч над головой!”1 Сергей Павлович Королёв встретил программу без особого энтузиазма: он видел в ней угрозу своим разработкам. Полное доминирование в ракетно-кос- мической отрасли королёвских прог- рамм с приходом “Спирали” могло быть скорректировано, в том числе и с точ- ки зрения перераспределения сил, средств и внимания руководителей го- сударства. Уже сама возможность та- кого поворота событий вызвала сопро- тивление многих конструкторов, в том числе и Королёва». В такой ситуации удивительна не постепенная ликвидация работ по «Спирали», а то, сколь многое все-таки удалось сделать. 24 декабря 1969 г. был утвержден новый «План-график изготовления первого аналога и изде- лий нулевой серии объекта “50”». Этот график наглядно свидетельствует о снижении темпов и объема програм- мы «Спираль». Во-первых, срок готов- ности изделия «101» отодвинулся на конец 1970 г. Затем на изделии «101» в тече- ние января 1971г. пла- нировалось провести виброиспытания, а в период февраля-апре- ля - продувки в аэро- динамической трубе Т- 101 ЦАГИ. После этого май и июнь 1971 г. от- водились на восста- новление самолета, и только потом он мог быть передан на лет- ные испытания. Во-вторых, стати- ческие испытания из- делия №001 отодвину- лись на первый квар- тал 1971 г., готовность изделия №005 сместилась на начало августа 1970 г., экспериментальные работы с издели- ем №002 могли начаться с января 1971 г., а изделия №003 - только во втором полугодии 1971 г. В-третьих, экспериментальное изде- лие для испытания системы управле- ния (№004) вообще исчезло из планов работ - по крайней мере, на обозримый для план-графика период, до конца 1971 г. И в-четвертых, очевидно, что до на- чала 1970 г. никаких работ по произ- водству последующих самолетов-ана- логов («102» и «103») не проводилось, т. к. планом-графиком предписыва- лось Первому главному управлению МАП представить на утверждение план-график изготовления сверхзву- кового и гиперзвукового аналогов к 1 февраля 1970 г. Этот график был представлен, и в нем появилась одна особенность, объясняющая исчезновение из всех планов изделия №004. Оно стало не- нужным, т. к. согласно новым планам отработку новой системы управления было решено проводить не на отдель- ном экспериментальном изделии №004, а в процессе отработки сверх- звукового самолета-аналога 105.12. Новый план создания и отработки са- молетов-аналогов в хронологической последовательности выглядел так: 105.11 («101»), 105.12 («102»), 105.13 («103»), и затем летающая лаборато- рия 105.12Д, представлявшая собой доработанную машину 105.12. Идея совмещения испытаний на изделии 105.12 заключалась в следу- ющем. Первоначально на всех изде- лиях устанавливалась система управ- ления, укомплектованная из уже су- ществовавших серийных комплекту- ющих, заимствованных с других са- молетов - для первых этапов испыта- ний самолетов-аналогов этого было достаточно. За это время должна быть разработана новая СНАУ орби- тального самолета, которая и должна быть установлена на имевшееся мес- то на аналог 105.12 после выполне- ния им первого этапа сверхзвуковых испытаний. Одновременное наличие на самолете двух систем управления (проверенной в полетах старой и в ка- честве дополнительной - испытывае- мой новой) должно было повысить бе- зопасность летных испытаний новой СНАУ и ускорить ее отработку. Но в работах над «Спиралью» был еще один важнейший аспект, не види- мый в производственно-технологичес- ких графиках работ, - научно-исследо- вательский. Новая форма орбитально- го самолета, выполненного по схеме «несущий корпус» с поворотными кон- солями крыла, и выбранные режимы спуска в атмосфере (гиперзвуковое и сверхзвуковое планирование) требова- ли большого объема теоретических и экспериментальных работ с обязатель- ной проверкой полученных результа- тов в натурных условиях. Эти работы были возложены на Центральный аэро- гидродинамический институт имени Н. Е. Жуковского. Еще в июне 1966 г. ЦАГИ в своем заключении поддержал программу на- учно-исследовательских и опытно- конструкторских работ (НИОКР) в рамках проекта «Спираль». В. М. Мяси- щев, бывший в то время директором ЦАГИ, увидел в программе широкие перспективы расширения ведущихся в институте исследований по аэроди- намике гиперзвуковых скоростей и ак- тивно включился в работу. Со време- нем к работам, ведущимся ЦАГИ, подключился и ЛИИ. В частности, в ЦАГИ был проведен серьезный комплекс исследований по аэродинамике (под руководством К. К. Костюка) и тепловым режимам (Г. И. Майкапар). Особенно следует от- метить вклад Р. В. Студнева, выпол- нившего большой объем работ по ди- намике полета, исследованию методов управления траекториями входа в ат- мосферу с использованием информа- ции о перегрузках, действующих на ле- тательный аппарат, системе управле- ния и пилотажному стенду МК-10. Большой объем испытаний, начиная с лабораторных исследований, проду- вок моделей (масштабных аналогов) ЭПОСа и изделия «105.11» в аэродина- мических трубах ЦАГИ и кончая их стендовыми отработками примени- тельно к разным режимам и этапам по- лета, позволил с высокой степенью достоверности определить аэродина- мические характеристики планера ОС. Они же, в свою очередь, стали исход- ными данными для разработчиков различных систем ЭПОСа. 1 Эта фраза вызывает некоторые сомнения. Аванпроект по «Спирали» был подписан 29 июня 1966 г., а Сергей Павлович Королёв умер 14 ян- варя 1966 г. Могли состояться такой разговор Королёва с Титовым до этого? Трудно сказать. Однако, поскольку цитата растиражирована, реп- лика, видимо, имела место быть, но относилась к каким-то другим вещам. Опять же - работы по «Спирали» велись как минимум за год до под- писания аванпроекта, и в самом проекте уже есть вариант вывода на «семерке» - мимо Королёва это никак бы не прошло. Возможно, Коро- лёв «чужим микояновцам» говорил одно, а «своему Титову» - то, что думал. 266
Создание ЭПОСа Серийное производство К началу 1969 г. полный комплект ра- бочей документации по дозвуково- му аналогу орбитального самолета «101» был разработан коллективом Дубненс- кого филиала при участии головного ОКБ А. И. Микояна и в 1970 г. передан на Дубненский машиностроительный завод. Запуск конструкторской доку- ментации в производство осуществля- ли специалисты Ю.Д. Блохин, Д. А. Ре- шетников, А. П. Терюшин, В. И. Саенко и другие руководители конструкторских направлений. В свою очередь, на Дуб- ненском машиностроительном заводе для оперативного решения конструктор- ско-технологических вопросов по изде- лию «101» была сформирована компле- ксная бригада, в состав которой вошли А. Пушкин, А. Шувиков, Н. Кошкин, Ю. Исаков, В. Скрылев, П. Зайцев и А. Беляков. В процессе производства самолеты- аналоги получили новые заводские обозначения, которые в конечном итоге вытеснили первоначальные, указанные в планах-графиках ОКБ. Так, дозвуко- вой аналог «101» на заводе стал обозна- чаться «105.11», сверхзвуковой «102» - «105.12» и, соответственно, гиперзвуко- вой «103» - «105.13». Так как построен- ные экземпляры в дальнейшем «жили» по заводской документации, их прежние обозначения впоследствии нигде не упо- минались. Так же поступим и мы. Но это еще не все. По мере развития программы, примерно в начале 1970-х годов, дозвуковой самолет-аналог «105.11» стал также называться ЭПОС, т. е. он получил дополнительное обозна- чение, которое в проектных документах ОКБ Микояна было присвоено изделию «50», те. экспериментальному пилоти- руемому орбитальному самолету, запус- каемому в космос с помощью ракеты- носителя. Другими словами, когда про- ект «Спираль» стал вырождаться в прог- рамму постройки и испытаний дозвуко- вого самолета-аналога, именно послед- ний и «перетянул» на себя название на- иболее проработанного орбитального варианта. Мы тоже с этого момента под ЭПОСом будем подразумевать только изделие «105.11» - экспериментальный дозвуковой самолет аналог (первона- чальный шифр -«101»). Итак, началась постройка опытных образцов, и казалось, программа, на- конец, пошла! Необходимо отметить, что, с точки зрения производства, «105.11» был для своего времени совер- шенно передовым изделием. При изго- товлении практически каждого агрега- та планера пришлось осваивать новые технологии и приемы обработки ста- лей и титановых сплавов. Компоновка летного экземпляра «105.11» соответствовала выбранной схеме ОС: это был одноместный лета- тельный аппарат по схеме «несущий корпус»1. Поэтому, осваивая производ- ство самолетов-аналогов, технологи тем самым готовились к постройке и штатных образов ОС. Технологически ЭПОС состоял из следующих сбороч- ных агрегатов: - головной части фюзеляжа (ГЧФ) с цельносварной кабиной летчика; - стержневой фермы - основной сило- вой части планера; - теплозащитного экрана - съемного агрегата, предохраняющего конструк- цию от теплового воздействия при спуске в атмосфере и одновременно яв- ляющегося основной несущей поверх- ностью самолета; - панелей фюзеляжа, создающих фор- му и аэродинамические обводы изделия; - четырехстоечного лыжного шасси; - крыла с элевонами; - киля с рулем нап- равления; - щитков и нижних интерцепторов - балан- сировочных органов управления; - турбореактивного двигателя 36-35К. ЭПОС предназначал- ся для дозвуковых поле- тов и не должен был под- вергаться интенсивно- му нагреву. Поэтому при почти полном внешнем конструктивном сход- стве с орбитальным са- молетом1 2 при его изго- товлении обошлись без «экзотики»: все исполь- зованные материалы были хорошо осво- ены авиационной промышленностью. Конструкция изготавливалась из сталей (ВНС-2, ВНС-4, ВЛ-1, ЗОХГСНА, ЭИ 643, ЗОХГСА, 12Х18Н9Т, 12Х18Н10Т, ЭИ6543), титановых (ОТ4, ОТ4-1, ВТ5, ВТ6С) и алюминиевых (АМГ6, АМГЗ, АМГ2, Д16, Д19) сплавов, см. таблицу. Всего на постройку«105.11» потребо- валось (фактическая трудоемкость) ▲ Виктор Иванович Саенко 260 тысяч человеко-часов. Трудоемкос- ти изготовления некоторых агрегатов и наиболее ответственных сборочных операций приведены в таблице справа. В производстве ЭПОСа основные трудности были связаны с изготовлени- ем фермы планера - главным силовым элементом. Ферма состояла из несколь- ких десятков узлов, к каждому из кото- рых подходило от 4 до 7 стержней. По документации КБ эти сложнейшие узлы предусматривалось изготавливать из новой стали ВКЛ-3 литьем в кокиль. Од- нако заводскими специалистами ука- занная технология оценивалась как эко- номический и временной просчет про- ектантов, и было предложено выпол- нять узлы по варианту механосбороч- ной конструкции. Разработчики согла- сились на «дубненский» вариант только после долгих споров с участием сотруд- ников ВИЛМ и НИАТ - авторов методи- ки изготовления сложных узлов перво- начальным способом - литьем в кокиль. Определенную сложность в изготов- лении фермы составляли также требо- вания технической документации по обеспечению минимальной угловой и линейной деформации при сварке свя- зей фермы с узлами. Для выполнения этого требования при- шлось изготовить спе- циальное приспособле- ние для сборки, сварки и контроля простран- ственных узлов фер- мы4. Конструктивно ферма, помимо узлов, состоит из встроенного центрального топлив- ного бака и сварных поперечных рам, вы- полняющих роль шпан- гоутов. Все ее элемен- ты, включая простран- ственные стержни, ко- торые делали из труб, и рамы, свариваемые из профилей, изготав- ливались из стали ВНС-2. Топливный бак из стали ВЛ-1 собирался в отдель- ном стапеле, а для сварки каждой ра- мы было изготовлено специальное сбо- рочное приспособление, обеспечиваю- щее допускаемые поводки при сварке до 2 мм с последующей разделкой всех стыковых отверстий. Например, рама № 5А массой 46,2 кг представляла собой цельносварную 1 Так называли его сами разработчики. Строго говоря, поскольку несущей была только центральная часть (фюзеляж) и аппарат имел вполне функционально развитое крыло, а не выродившийся рудимент, правильнее называть его ЛА-бесхвостка с интегральной компоновкой и пово- ротными консолями крыла. 2 За исключением теплозащитного экрана, который, в отличие от штатного «чешуйчатого» на изделии «50», на «105.11» был выполнен цельносварным, подробнее об этом см. далее. 3 Другое обозначение - 15Х18Н12С4ТЮ. 4 Большой вклад в освоение аналога орбитального самолета на этапе подготовки производства внесли А. Пушкин, А. Артеменко, М. Слепнев, Н. Кошкин, Ю. Исаков, В. Скрылев и другие; на этапе производства - П. Суворин, Е. Синицын, Г. Гарсов (по другим источникам - Г. Гэреев), В. Поляков, А. Высокое, А. Беляков, И.Дендеберя, Г. Хрустова и др. 267
Космические крылья Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> Конструктивно-технологическое членение планера дозвукового самолета-аналога «105.11»: 1 - носовая часть фюзеляжа; 2 - левая передняя стойка шасси; 3 - правая передняя стойка шасси; 4 - щитки шасси; 5 - хвостовая часть фюзеляжа; 6 - правая консоль крыла; 7 - левая консоль крыла; 8 - обтекатели консолей крыла; 9 - киль с рулем направления; 10 - задняя правая стойка шасси; 11 - задняя левая стойка шасси; 12 - теплозащитный экран; 13 - раскосы стыка головной и хвостовой частей фюзеляжа. конструкцию, состоящую из труб, профилей и гофриро- ванных стенок из сталей ВНС-2 и ВНС-4, и имела верхний разборный пояс, обеспечивавший установку топливного бака ЖРД внут- ри фюзеляжа. На этой раме, как и на всех других, распо- лагались узлы стыковки с нижним теплозащитным эк- раном, и, кроме этого, она имела такелажные точки для перемещения фюзеляжа после сборки. На всех рамах точность установки узлов стыковки с экраном была не хуже ±1 мм в поперечном на- правлении (по оси Z) и ±2 мм в двух других направлениях (по осям Хи Y). Для обеспечения точности при сборке была внедрена установка для автоматичес- кой сварки стыков труб не- посредственно на ферме в любом пространственном положении стыка. Кроме того, для общей сборки с при- менением ручной аргонно-дуговой сварки элементов фермы был изготов- лен оригинальный стапель (по типу стапеля для самолета МиГ-25), имев- ший возможность поворачиваться на 360° вокруг продольной оси. Именно в нем агрегаты (узлы и поперечные ра- ГЧФ (с кабиной летчика) Сталь ВНС-2, ВНС-4 Титановые сплавы ОТ4, ОТ4-1 Алюминиевые сплавы Д19, Д16, АМГ-6 Прочие материалы Рама №2 ВНС-2, ВНС-4 Теплозащитный экран ВНС-2, ВНС-4, СН-3 Ферма ВНС-2 Вольфрам ВЛ-1 Рама №5а ВНС-2, ВНС-4 Крыло ВНС-2, ВНС-4 ОТ4, ОТ4-1 Д19 Вольфрам ВЛ-1 Панели крыла ВНС-2 Киль с PH ОТ4, ОТ4-1, ВТ-5 Кварцевая ткань ТС-8/3-250 Панели киля ОТ4, ОТ4-1 Верхний щиток ВНС-2 Д19, АК4-1 Нижний интерцептор ОТ4, ОТ4-1, ВТ-5 Шасси ЗОХГСНА, ЗОХГСА ВТ-14, ВТ-5 АЛ-19 Агрегаты топливо-азотной системы ТРД 12Х18Н9Т ЭИ654 ОТ4 АК-4, АМГ-2 Неметаллы Фт-4, НО-68-1, ИРП-1078А мы), сваренные до этого порознь, ста- новились единой силовой фермой. Пе- ред сваркой фермы рамы фиксирова- лись по узлам стыковки и по рубильни- кам1 стапеля. Затем в стапеле устанав- ливались предварительно сваренные отдельные узлы фермы (при этом для обеспечения точности расположения стержней в конструкции до ±15 угло- вых минут все их посадочные места предварительно обрабатывались на расточных станках), топливный бак- отсек, и все агрегаты сваривались в единое целое. Для уменьшения возни- кающих при сварке из-за теплового расширения металла поводок выби- рался оптимальный порядок сварки стержней и профилей. 1 Съемный узел стапеля, своей внутренней формой задающий требуемые обводы собираемого агрегата. 268
Создание ЭПОСа В итоге суммарные утяжки при свар- ке фермы составили не более 2 мм. Каждый сварной шов (а всего их на ферме было 322), включая кольцевые, проходил тщательный контроль с по- мощью переносного рентгеновского аппарата. В результате благодаря при- нятым технологическим решениям удалось достичь исключительной точ- ности сборки и требуемых легкости и прочности фермы: при длине 4950 мм, ширине 3940 мм и высоте 1685 мм ферма изделия «105.11» имела массу всего 686 кг. Вторым объемным агрегатом фюзе- ляжа являлась его носовая (головная) часть с цельносварной кабиной летчи- ка, собиравшаяся из поперечных рам- шпангоутов, изготавливаемых в от- дельных стапелях для обеспечения тре- буемых внешних аэродинамических обводов. Обычная авиационная кон- Агрегат, операция Трудоемкость, человеко-часы Рама №5а 4680 Рама №2а 5790 Головная часть фюзеляжа 12 580 Ферма 28450 Теплозащитный экран 17800 панель крыла 1930 Крыло в целом 8700 элевон 2100 панель киля 830 киль в целом 2400 руль направления 770 верхний щиток 1520 нижний интерцептор 2160 Общая сборка фюзеляжа 75030 Монтажные работы 18 890 летчика, но и основной силовой рамой, через которую головная часть фюзеля- жа (ГЧФ) крепилась с силовой фермой. При ширине 2750 мм, высоте 1700 мм, толщине 380 мм и массе 94,1 кг рама №2 представляла собой цельносвар- ную конструкцию, выполненную в виде гермостенки из стальных (ВНС-4) гоф- рированных (после штамповки) панелей с подкреплением стальными (ВНС-2) трубами и профилями. На раме №2 ус- тановлены узлы стыковки с фермой, теплозащитным экраном, шасси, крес- лом летчика, а также транспортиро- вочные и такелажные точки самолета. Сборка (и сварка) кабины летчика и головной части в целом осуществлялась так же, как и силовой фермы, - в специ- альном поворотном (вращающемся) стапеле. Технологическая последова- тельность сборки ГЧФ была следующей. Сначала проводился монтаж всех фик- ▲ Узел фермы в универсальном сборочном приспособлении ▲ Узел фермы в универсальном сборочном (вид сбоку) приспособлении (вид сверху) ▲ Сборка центрального топливного бака в стапеле. Вид сбоку (направление полета слева направо) струкция кабины изделия «105.11» яв- лялась, пожалуй, самым серьезным отступлением от спасаемой кабины- капсулы ОС. Сзади кабина заканчива- лась сварной рамой №2, являвшейся не только герметичной стенкой кабины сирующих узлов стапеля по специально- му эталону, затем в стапель закладыва- лась сначала рама №2, потом стальные панели головной части, собранные в от- дельных сборочных приспособлениях. После фиксации агрегатов проводилась сварка, при этом контроль внешнего контура осуществлялся по эквидистант- ным рубильникам стапеля, т. е. повторя- ющим (а лучше сказать - задающим) своей внутренней поверхностью внеш- ние аэродинамические обводы ГЧФ. Когда головная часть была готова, стапель приводился в исходное верти- кальное положение, и ГЧФ вынима- лась вниз, опускаясь на специальную транспортировочную тележку. Собранная головная часть представ- ляла собой цельносварную герметич- ную конструкцию из отдельных пане- лей. Фактически ГЧФ была гермокаби- ной, поэтому она имела передний и бо- ковые иллюминаторы, съемный люк- лаз летчика в верхней части и съемные 269
Космические крылья Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» ▲ Рама №4В (вид по полету) ▲ Рама №5А (вид против полета) крышки люков приборных отсеков, в которых размещались блоки невысот- ного оборудования. Для уменьшения массы конструкции все люки выполня- лись из титана. При длине 3200 мм, высоте 1750 мм, ширине 2750 мм и герметичном объеме кабины 4,9 м3 ГЧФ имела массу 361,7 кг. В ее кон- струкции использовались стальные (крупногабаритные штампованные панели из ВНС-2, ВНС-4), титановые (лючки из ОТ4, ОТ4-1) и алюминиевые (Д19, Д16, АМГ-6) сплавы. Снизу фюзеляж закрывался имита- тором теплозащитного экрана, являв- шимся основной несущей поверх- ностью самолета. При внешнем аэро- динамическом сходстве с теплозащит- ным экраном ОС, имитатор выполнял- ся в виде цельносварного (использова- лась аргонно-дуговая, точечная и руч- ная электросварка) крупногабаритного агрегата из хорошо свариваемых ста- лей ВНС-2, ВНС-4 и СН-3 с силовым на- бором из гнутых профилей. Конструк- тивно он состоял из двух частей. Одна часть закрывала снизу силовую ферму, другая - головную часть фюзеляжа. Эк- ран устанавливался при общей сборке фюзеляжа, при этом подвеска экрана к фюзеляжу соответствовала штатной для ОС: она выполнялась с использова- нием 108 шарнирных тяг1, призван- ных обеспечивать снижение темпера- турных напряжений при спуске в ат- мосфере после космического полета. Весь экран (обе части) изготавлива- лись на Долгопрудненском заводе и в сборе при длине 8000 мм и ширине 4000 мм имел массу 385,7 кг. Параллельно со сборкой фюзеляжа в других приспособлениях (стапелях) осуществлялось изготовление таких агрегатов конструкции изделия, как киль, крылья, воздухозаборник и орга- ны аэродинамического управления. Крыло является несущей поверх- ностью самолета и оснащено элевона- ми - органами аэродинамического уп- равления по тангажу (синхронное отк- лонение элевонов) и крену (разнонап- равленное отклонение элевонов). Каж- дая консоль крыла кессонной конструк- ции состояла из носка, центральной части (кессона, образованного перед- ним и задним лонжеронами-стенками и двумя панелями - верхней и нижней) и цилиндрического обтекателя (в кор- не), закрывающего узел поворота (рас- кладки) консоли. К задней стенке, на всем протяжении размаха, крепился элевон, технологически расчлененный на две секции - корневую и концевую. ▲ Поворотный стапель сборки фермы ▼ Силовая ферма изделия «105.11» после сборки в стапеле Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> Носок крыла и элевоны сваривались из титановых сплавов ОТ4 и ОТ4-1. Для устранения деформаций после сварки применялась терморихтовка. При изготовлении кессона использова- лись стальные панели с двойной об- шивкой из ВНС-2. При сборке крыла использовался односторонний крепеж - заклепки и гайкопистоны* 2. При длине 3600 мм, высоте 2300 мм и ширине 300 мм каждая консоль в сборе имела 132,9 кг. 7 Интересно, но в статье В. Казьмина «Тихая трагедия ЭПОСа» (журнал «Крылья Родины», №11 и №12, 1990; № 1, 1991) утверждается, что на изделии «105.11» теплозащитный экран крепился не на 108 шарнирах, а на 110 свободно ориентирующихся тендерах. 2 В гайкопистоне отверстие после клепки заглушается винтом для повышения сопротивления срезу и предохранения от попадания влаги. 270
Создание ЭПОСа ▲ Рама № 2 головной части фюзеляжа изделия «105.11» ▼ Рама № 2 в стапеле сборки ГЧФ ▲ Стапель сборки головной части фюзеляжа изделия «105.11» ▼ Головная часть фюзеляжа в стапеле в процессе сборки Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ* ▲ Собранная ГЧФ самолета «105.11» Крыло ЭПОСа выполнялось подвижным, но в отличии от крыла орбитального самолета консоли могли зани- мать только любое из двух крайних положений: разло- женное (угол установки V при этом становился отрица- тельным и составлял -5°, т. е. 95° от вертикали) и сложен- ное (V = 60°). Смена угла установки консолей осуществля- лась электрическим приводом с червячным механизмом. Для информирования летчика о текущем положении Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> консолей крыла в кабине на приборной панели был размещен соответствующий индикатор. Панели крыла как основные силовые конструкционные уз- лы кессона представляли собой многодетальную сварную конструкцию, изготавливаемую из двух обшивок, выполнен- ных из стали ВНС-2. Наружная (внешняя) обшивка имела переменную по размаху толщину (0,4-0,8 мм) и собиралась из различных панелей с ис- пользованием автоматической дуговой сварки. Внутренняя об- шивка изготавливалась гофрированной в процессе штамповки стального (ВНС-2) листа переменной толщины (0,3-0,4 мм). Между собой обшивки сваривались точечной сваркой в процес- се сборки в специальном приспособлении. При длине 3400 мм и ширине 1000 мм каждая панель имела массу 17,3 кг. Аналогичную конструкцию имел и кессонный киль - ос- новная аэродинамическая поверхность, обеспечивающая путевую устойчивость и оснащенная органом управления по курсу (аэродинамическим рулем направления). Конструк- тивно киль расчленялся на центральную часть (кессон), съемный носок и съемную радиопрозрачную законцовку. Киль и крыло были аналогичны по технологии сборки кессо- ▲ Теплозащитный экран самолета «105.11» в сборе в транспортном контейнере 271
Космические крылья ▲ Зона стыка экрана и боковых панелей носовой части фюзеляжа самолета «105.11» (вид снаружи на левый борт, направление полета на обоих снимках справа налево). Отчетливо видно, что, несмотря на цельносварную конструкцию экрана, переходная зона с радиусным закруглением конструктивно соответствует штатной и состоит из гнутых сегментов- «чешуек», расположенных внахлест, фотографии сделаны автором в Центральном музее ВВС в Монино летом 2008 г. ▼ Носовая часть теплозащитного экрана самолета «105.11» на: он тоже собирался из сварных двухслойных панелей, которые, одна- ко, в отличие от стальных панелей крыла, изготавливались из титана, и при длине 2150 мм и ширине 1450 мм каждая панель имела массу 12,1 кг. Наружная обшивка панели киля из- готавливалась методом автоматичес- кой дуговой сварки из титановых (ОТ4) листов четырех типоразмеров по тол- щине: 1,5, 1,2, 1,0 и 0,8 мм. Внутрен- няя обшивка, после штамповки стано- вившаяся гофрированной при сохра- нении необходимой двойной кривиз- ны, выполнялась из титанового листа ОТ4-1 толщиной 1,5 мм. Сборка пане- ли киля выполнялась аналогично кры- лу: она сваривалась точечной сваркой из подготовленных обшивок в специ- альном приспособлении. Для устранения деформаций после сварки на узлах киля применялась тер- морихтовка. Изготовление киля закан- чивалось установкой радиопрозрач- ной законцовки сложной формы со встроенной антенной и навеской руля направления. Законцовка изготавли- валась из кварцевой ткани (марки ТС-8/3-250) с термофиксацией связу- ющей пропитки, а конструкция руля Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото В. Лукашевича направления в целом повторяла кес- сонную конструкцию киля - он тоже сваривался точечной сваркой из двой- ных титановых панелей. После сборки киль при высоте 3200 мм и длине хор- ды в 1850 мм имел массу 84,5 кг. После раздельного изготовления все агрегаты и сборочные единицы посту- пили в стапель общей сборки планера, где последовательно были произведе- ны следующие операции: - произведена стыковка фермы с ГЧФ и шасси по узлам на раме №2; - установлен теплозащитный эк- ран; стыковка ГЧФ с экраном осущес- твлена по узлам на рамах № 1, 2 и пе- редней стенке; - установлены панели фюзеляжа, вы- полненные из алюминиевого сплава Д-19; - к фюзеляжу пристыкованы консо- ли крыла (с установленными элевона- ми) и киля (с рулем направления); - произведен монтаж подвижной створки воздухозаборника и навеска щитков и интерцепторов. При сборке фюзеляж фиксировался в стапели по опорным площадкам и точкам установки на рамах №2, 3, 5 и обрезу фюзеляжа. Контроль точности установки агрегатов производился по нивелиру, теодолиту и с помощью уни- версальных измерительных средств. В процессе сборки постоянно контроли- ▼ Крыло (левая консоль) без элевонов ▼ Крыло (левая консоль) с обтекателем и элевонами 272
Создание ЭПОСа Фото Н. Чеканова Фото В. Лукашевича Фото В. Лукашевича Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> ▲ Верхняя панель крыла ▼ Корневой узел поворота левой консоли (направление полета справа налево). Фотографии сделаны автором в Центральном музее ВВС в Монино летом 2008 г. ▲ Зона сопряжения передней части обтекателя левой поворотной консоли и теплозащитного экрана. Левое фото выполнено в плоскости хорд консоли, правое - снизу. Фотографии сделаны автором в Центральном музее ВВС в Монино летом 2008 г. ровался внешний контур фюзеляжа - для этого предназначались эквидиста- нтные заданным теоретическим аэро- динамическим обводам рубильники стапеля и специально изготовленные шаблоны. При сборке наиболее ответ- ственных агрегатов (стыковка фюзеля- жа с крылом, килем и шасси) произво- дилась совместная механическая раз- делка всех стыковочных узлов. После сборки планер ЭПОСа имел массу 3796 кг. Д ля того чтобы планер стал самолетом, на него необходимо было установить все системы и оборудование. Планер разме- щался на технологической тележке 105РЗ-5, где и происходила окончатель- ная сборка и контроль всех систем. На этом этапе на самолет устанавливали: - бортовое электрооборудование; - двигатель 36-35К с агрегатами топливно-азотной системы; - топливную систему; - систему управления двигательной установкой и аэродинамическими по- верхностями; - тормозную и пневматическую сис- темы; - кислородное оборудование; - шасси; - теплоизоляцию; - аэронавигационное оборудование; - систему кондиционирования; - средства спасения летчика (ката- пультное кресло). Доступ во внутренние объемы само- лета для монтажа агрегатов и оборудо- вания существенно облегчался сняти- ем верхних панелей фюзеляжа и нали- чием многочисленных люков в ГЧФ. В процессе установки все основные бор- товые системы контролировались на функционирование с помощью специ- альных пультов: - электропитания (ПЭП 105.11); - шасси (ПШ 105.11); - контроля электрооборудования (ПКЭ-105); - проверки контроля кабины на гер- S метичность (105.Р5-39); - проверки телеметрических датчи- g ков (ППТД). е Заключительной операцией при про- изводстве ЭПОСа стали испытания сис- тем самолета на технологическом стен- де А1-ТШ. Это было уже не производ- ственное, а основное эксплуатационное приспособление наземного комплекса, предназначенное для работы с самоле- том на технической позиции на всех этапах летных испытаний. Технологи- ческий стенд был создан на ГСЗ «Гори- зонт» (2-й главк Минавиапрома) под ру- ководством главного конструктора Ва- лерия Васильевича Ильичева. Ведущим инженером по теме «Спираль» в ГСЗ «Горизонт» был Иосиф Григорьевич Хей- фиц, который в дальнейшем участвовал во всех испытаниях ЭПОСа. Стенд обес- печивал выполнение основного комп- ▼ Индикатор положения консолей крыла, выпуска шасси и нижних интерцепторов ▼ Привод руля направления у основания киля (вид на правый борт, направление полета слева направо). Фото В. Лукашевича 273
Космические крылья лекса работ по подготовке к летным ис- пытаниям, включая осмотр и контроль всех бортовых систем и заправку топли- вом с последующей наземной гонкой двигателя. Стенд был многофункцио- нальным: на нем производилась транс- портировка ЭПОСа (в составе автопоез- да) в полевых условиях, и с него осущес- твлялась подвеска под самолет-носи- тель. Для этого стенд был оборудован колесным шасси (с тормозной систе- мой) и системой световой сигнализации и мог закрываться сверху (вместе с ЭПОСом) тентом от непогоды. Габариты стенда (без ЭПОСа, но с тентом) - длина 13,4 м, ширина 5 и и высота 3,2 м. После испытаний и доводок борто- вых систем ЭПОС был полностью готов к испытаниям. Но его еще предстояло доставить на аэродром. Для его транс- портировки на дальние расстояния предназначалась специальная техно- логическая рама А1-ТШ-15000, кото- рая устанавливалась на автомобиль- ный трейлер 4МЗАП5523. Перед транс- портировкой от самолета отстыковыва- лись консоли крыла, киль и шасси, все коммуникации закрывались технологи- ческими заглушками, а остекление ка- бины защищалось от возможных пов- реждений съемными наружными пане- лями. Затем фюзеляж автокраном уста- навливался в технологическую раму и фиксировался в ней по узлам на раме № 3 и обрезу (заднему торцу) фюзеляжа. Перевозка осуществлялась по автодоро- гам в зачехленном состоянии со ско- ростью не более 40 км/ч. Отстыкован- ные агрегаты перевозились отдельно. После прибытия автопоезда в пункт назначения самолет вновь устанавли- вался на технологический стенд для повторной стыковки со съемными аг- регатами и зачетных испытаний. Технология сборки изделий экспери- ментальной серии в основном повторя- ла производственные процессы сборки ЭПОСа в тех особенностях, которые бы- ли значимы для проведения определен- ных видов испытаний. Например, изде- лие №001 для статических испытаний ▲ Киль после сборки ▼ Панель киля ► Киль в монтажном приспособлении имело планер, полностью идентичный планеру самолета-аналога. Изделие №002 для отработки средств спасения и жизнеобеспечения было укомплекто- вано штатной кабиной пилота со всеми системами (см. рис.) - и так далее по всем изделиям экспериментальной серии. За период с 1970 по 1971 г. Дубнен- ский машиностроительный завод ус- пел изготовить: - комплект составных частей пла- нера изделия №005 (головная часть фюзеляжа, консоль крыла с элевона- ми, киль с рулем направления, створка воздухозаборника, балансировочные щитки) для специальных (в том числе тепловых) испытаний; - планер экспериментального ана- лога (изделия №001) и провести его статические испытания в цехе № 16; - головную часть фюзеляжа изде- лия №002; - почти был закончен летный экзем- пляр дозвукового самолета-аналога «105.11»; - была осуществлена подготовка производства для постройки сверхзву- кового аналога«105.12». Экспериментальное изделие для от- работки двигательной установки № 003 было решено не изготавливать, а пер- вый этап испытаний (отработку ТРД) провести на испытательном стенде Ц22 в Тураево (МКБ «Союз», ОКБ-4-ЗОО) прямо на дозвуковом самолете-аналоге «105.11». ЖРД для второго этапа испы- таний силовой установки в пределах Минавиапрома пока не было (в конце 1960-х еще только велись переговоры о возможности его создания с авиацион- ным ОКБ-276 Н. Д. Кузнецова), поэтому в постройке изделия №003 необходи- мости не было. Изделие №004, как мы помним, исчезло из производственных планов еще раньше. Наметившемуся прогрессу в реали- зации программы «Спираль» был нане- сен непоправимый удар: 9 декабря 1970 г. умер А. И. Микоян, поддержи- вавший проект своим авторитетом. Звезда «Спирали» стала закатываться. На место генерального конструктора ОКБ Микояна в 1971г. пришел Ростис- лав Аполлосович Беляков, «человек как конструктор капитальный и серьез- ный, но не любящий разбрасываться» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> ▲ Цельносварной верхний щиток ЭПОСа. Конструкция состоит из обшивки, подкрепленной гнутыми профилями (нервюрами и стрингерами). При соединении обшивки с профилями применялась точечная электросварка и односторонняя клепка. Использованные материалы - Д19, ВНС-2 (узел навески) и АК4-1 (узел управления). Габариты 670x350, вес 12,25 кг. ▲ Нижний интерцептор - цельносварная пространственная конструкция сложной формы, состоящая из обшивок, профилей, диафрагм и стенок из ОТ4 и ОТ4-1. При соединении деталей использовалась как точечная электросварка, так и клепка. Подвеска интерцептора осуществляется на двух сварных коробчатых кронштейнах из ВТ5. Габариты 1330x300x150, вес 6 кг. 274
Создание ЭПОСа (слова шеф-пилота ОКБ Микояна Ва- лерия Меницкого) и не обладавший в то время достаточным авторитетом и необходимой агрессивностью для дальнейшего продвижения работ по «Спирали». В. В. Меницкий вспоминал: «Фактически не повезло “Спирали” еще и в том, что Беляков только всту- пил в должность и у него еще не было опыта лоббирования интересов КБ в министерстве, а самое главное - не бы- ло авторитета, хотя он сразу себя пока- зал как очень мудрый и сильный гене- ральный конструктор. Я считаю, что он вообще был самый сильный и мощный конструктор. Но в то время ему, конеч- но, не хватало авторитета для пробития, для продавливания этой темы... Тем бо- лее что тогда МиГ-23, попавший под пе- реплет различных концепций, тяжело шел, и Беляков как-то побоялся масшта- бов освоения. Вот так и получилось, что когда Артем Иванович Микоян умер, эта тема осталась в стороне от основного процесса и немножко зашла в тупик...» Речь идет о трудностях, с которыми конструкторы столкнулись на МиГ-23 - истребителе с крылом изменяемой гео- метрии, на котором из-за пониженной жесткости поворотных консолей стали серьезно проявляться проблемы, выз- ванные повышенной дивергенцией крыла. Решение этого вопроса потре- бовало напряженной работы всего КБ в течение нескольких лет. В итоге, учитывая позицию Минавиа- прома, программа «Спираль» фактичес- ки остановилась. Об этом красноречиво свидетельствует тот факт, что в 1971 г. Г. Е. Лозино-Лозинскому поручают дру- гую работу - сверхзвуковой перехват- чик Е-155МП («изделие 83»), ставший впоследствии известным как МиГ-311. В том же году он назначается его глав- ным конструктором. «Спираль» для не- го стала «факультативом»... И все-таки, несмотря на длительный период простоя, программа «Спираль» не умерла: судьба дала ЭПОСу еще один шанс подняться в небо. Как тут не вспомнить пресловутую роль личности в истории - программу спас молодой тре- тий заместитель министра А В. Минаев, руководивший работами по созданию опытной авиационной техники. Алексей Витальевич пришел на долж- ность замминистра в ноябре 1970 г. с должности главного конструктора ОКБ Микояна1 2, и поэтому, будучи выходцем из микояновской фирмы, он сумел сде- ▲ Самолет-аналог «105-11» в стапеле общей сборки планера ▼ Окончательная сборка ЭПОСа Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» лать невозможное - убедить Петра Де- ментьева, министра авиационной про- мышленности и противника космичес- кой тематики, возобновить работы по «Спирали». Безусловно, Алексей Мина- ев был очень умный и талантливый че- ловек, яркий представитель советской командно-административной системы и патриот своей фирмы. За пять лет работы на посту замминистра МАП он вытянул на своих плечах три большие темы, не имевшие прецедентов в на- шей авиации. Первой темой был сверхзвуковой раз- ведчик-бомбардировщик МиГ-25РБ, способный нести ядерное оружие, вто- рой - разработка советского высоко- точного оружия (работы были выпол- нены за восемь (!) месяцев 1973 года, и о них мы расскажем чуть позже). Нако- нец, третьей темой стала реанимиро- ванная «Спираль». Переубедить Дементьева было неве- роятно трудно, но Минаев имел очень напористый характер - и одновременно проявил себя как гибкий политик. Зная причины «антикосмической» позиции министра и его слабые места, он все-та- ки смог подобрать к нему ключик, най- ти нужные аргументы в пользу продол- жения работ, выбрать подходящий мо- мент и убедить в этом Дементьева. 1 МиГ-31 предназначен для использования в системе ПВО страны, способен выполнять длительное патрулирование и вести борьбу со всеми классами воздушных целей (в том числе малоразмерными крылатыми ракетами, вертолетами и высотными скоростными самолетами) в любое время суток, в сложных погодных условиях, при интенсивном ведении радиоэлектронной борьбы. К началу 1992 г. на вооружении войск ПВО стран СНГ находилось более 200 истребителей-перехватчиков МиГ-31 (еще 24 самолета поставлены Китаю). МиГ-31 является первым в мире серийным истребителем с фазированной антенной решеткой (ФАР импульсно-доплеровской РЛС СБИ-16 «Заслон») большой мощности. Группа из четырех взаимодействующих перехватчиков МиГ-31 способна полностью контролировать воздушное пространство протяженностью по фронту в 800-900 км. На базе одной из модификаций - МиГ-31Д на рубеже 1990-х годов была создана противоспутниковая система, дальнейшим развитием которой стал проект авиационно-ракетного комплекса МиГ-31И «Ишим», но об этом см. далее. 2 В должность главного конструктора ОКБ Микояна А. В. Минаев вступил в октябре 1970 г. и пробыл им всего месяц. До этого с апреля 1966 г. он был заместителем главного конструктора и занимался теоретическими исследованиями, моделированием и летными испытаниями, в результате которых были внедрены радикальные усовершенствования систем управления на сверхзвуковых истребителях Ми Г-19 (установлены загрузочный механизм и автомат изменения передаточных чисел АРУ-2), МиГ-21 (установлен усовершенствованный автомат АРУ-3 и автопилот), МиГ-23, МиГ-25 и МиГ-27 (на этих самолетах были установлены системы автоматического управления). Усовершенство- вания систем управления самолетами в значительной степени повысили их боевую эффективность и безопасность полетов на всех режимах. 275
Космические крылья Слово Валерию Меницкому: «Минаев был эпохальный человек, яр- чайшая личность. Дементьев имел чис- то ведомственный интерес, он хотел вернуть космические предприятия «в лоно церкви», подчинить себе всё, т. е. он не собирался конкурировать с космо- навтикой, он просто хотел забрать ее се- бе вместе с космическим бюджетом. Он прекрасно понимал, какие это огромные деньги1. И стоял на своем твердо, на упо- ре: “Пока не вернете мне заводы, космо- сом заниматься не буду!” В свое время не нашлось человека, который смог бы ему подсказать правильный выбор, нужную политику в этом направлении, пока не появился Минаев. Он сказал Дементье- ву: “Петр Васильевич, все можно прео- долеть. Но вернуть заводы можно только под космическую тему. Нам нужно сна- чала показать результаты, а потом вер- нем всё. Поэтому нужно взять свои сред- ства из бюджета Минавиапрома и сде- лать тему, которая прогремит на весь мир. Пусть это будет авиационная про- тивоспутниковая система, т. е. такая те- ма, которая продемонстрирует наши лидирующие позиции, вновь сместив акценты от ракет к авиации. В этой теме ключевыми должны быть именно наши авиационные технологии, но тема обя- зательно должна быть межотраслевой, что неизбежно приведет к необходимос- ти консолидации технологий и отраслей под нашим знаменем. Кроме того, эта тема станет настоящим шоком для аме- риканцев (т.к. их отставание в проти- воспутниковых системах оценивалось в 8-10 лет) и будет иметь мощный между- народный резонанс, который и заставит наш пенсионный совет [Политбюро ЦК КПСС. - В.Л.] понять и принять нужное нам положение вещей. Эту тему можно поднять не за такие уж большие деньги, покажем результат, а потом мы сможем использовать ее в правительстве как ры- чаг, и все будет наше”. Это была правильная постановка, и Дементьев с ним согласился: “Хорошо, давай, рули!” Еще одним толчком для дремавших политиков стало начало разработки аме- риканцами программы “Шаттл”. Бреж- нев на Политбюро однажды спросил: - А у нас это есть? Ему доложили: - Да, Леонид Ильич. У Дементьева вроде бы что-то делалось. После этого внимание к “Спирали” вернулось2». ▲ Алексей Васильевич Минаев ▲ ЭПОС на технологическом стенде А1-ТШ ▼ Погрузка фюзеляжа изделия «105.11» на трейлер 1 На уточняющий вопрос автора В. Меницкий ответил: «Это был огромнейший бюджет, потому что уже стал смещаться акцент с авиации на космос. Вообще-то с космическим бюджетом мало кто был знаком, но когда я впоследствии первый раз посмотрел и увидел только отдельные составляющие этого бюджета, то мне стало понятно, какие это были бешеные деньги. С такими расходами мы действительно могли скоро без штанов остаться. И при этом еще ряд программ фактически дублировались, причем не на начальном этапе для здоровой конкуренции проектов, а при полномасштабной реализации уже принятых программ. Это существенно увеличивало бюджет. А про размер бюджета я даже главкому сказал: “...Ну, Петр Степанович, если бы нам дали хотя бы одну десятую такого бюджета, мы бы такое сделали...”» 2 Это слова В. Меницкого. Справедливости ради отметим, что шаттлом американцы стали заниматься позже, активно - фактически - с 1974 г. 276
Создание ЭПОСа Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> ▲ Изделие №002 в сборочном цехе Дубненского машиностроительного завода С этого момента Дементьев, поверив своему третьему заму, перестал быть противником «Спирали», а Минаев стал ее главной движущей силой. Но пони- мать эти события нужно гораздо шире: фактически в руководстве Минавиапро- ма была принята стратегическая линия на поглощение Минобщемаша под фла- гом разработки боевых авиационно-кос- мических систем. Конечно, кусок пиро- га, который Дементьев хотел откусить, оказался явно не по зубам, но в 1972 г. было принято решение, по которому МАП самостоятельно продолжал работы по ЭПОСу. По замыслу руководства Мин- авиапрома, в будущем это должно было привести к слиянию двух министерств в единый авиакосмический комплекс. Минаев, будучи очень инициатив- ным («моторным», как о нем отзывается Меницкий) человеком, сразу принялся за дело. Но внешние противники «Спи- рали» не исчезли, и ему пришлось прео- долевать постоянное сопротивление. Будучи реалистом, Минаев понимал, что будет очень сложно договориться с ЦКБЭМ (которое в то время возглавлял преемник Королёва Василий Мишин) о предоставлении ракеты-носителя «Со- юз» для ОС. Поэтому Алексей Василье- вич рассчитывал для первых пусков использовать ракету-носитель УР-500К «Протон» Владимира Челомея, который выражал по отношению к «Спирали» го- раздо меньшую неприязнь1. В Дубне было возобновлено произво- дство изделий экспериментальной се- рии и дозвукового самолета-аналога, но более медленными темпами. Из пла- нов исчезли запуски прототипов орби- тального самолета на PH «Союз», т.к. теперь программа базировалась толь- ко на возможностях Минавиапрома. В то же время было принято решение о постройке сверхзвукового (изделие «102», по заводской документации - «105.12») и гиперзвукового (изделие «103», или «105.13») самолетов-анало- гов. Для этого конструкторская доку- ментация на сверхзвуковой аналог ор- битального самолета «105.12», которую в 1974 г. разработал коллектив Дубне- нского филиала ОКБ Микояна, в конце 1975 г. была передана для запуска в производство, но уже не на Дубнен- ский, а на более мощный Тушинский машиностроительный завод. Основной причиной такого реше- ния, о чем мы позже подробнее расска- жем, было обеспечение загрузки ТМЗ в паузе перед началом подготовки произ- водства орбитальных кораблей 11Ф35, более известных под именем «Буран». Почти половину свого рабочего вре- мени А. В. Минаев проводил на летно- испытательных полигонах, в том числе и на полигоне ГНИКИ ВВС во Влади- мировке (рядом с г. Ахтубинск), где ави- ационная техника испытывалась в на- турных условиях, максимально приб- лиженных к реальным боевым. Там же, естественно, находились и летчики- испытатели ОКБ Микояна. Как впосле- дствии вспоминал Валерий Меницкий, он и Авиард Фастовец предполагали, что в случае реализации программы «Спираль» поднимать ЭПОС в первых полетах будет шеф-пилот микояновс- кой фирмы Алексей Федотов, но впос- ледствии, в процессе реализации про- Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> граммы испытательных полетов, воз- можно, доведется полетать и им. Вале- рий Меницкий вспоминает: «Мы как-то сидели с Аликом (Фастов- ца все завали Алик) на наших общих по- сиделках, и Минаев говорит Федотову: - Сбудется мечта: ты, Саша, будешь первым летчиком, который облетит по чкаловской задумке вокруг земного шара! Тот ответил: - Да, наверное, мне придется летать! И все время его от этой мысли, так сказать, кураж брал». Однако с прекращением программы после смерти Артема Микояна летчики были заняты в других темах. В част- ности, Валерий Меницкий был назна- чен ведущим летчиком по испытаниям высокоточного авиационного воору- жения. Это позволило ему близко сой- тись с курировавшим эту тему Минае- вым, благодаря чему у Меницкого оста- лись подробные воспоминания о при- чинах возобновления работ по «Спира- ли». Предоставим ему слово: «Сначала расскажу, как я впервые узнал о «Спирали». После того, как я пришел в 1969 г. на фирму Микояна, моим хорошим другом стал Миша Ко- маров, ученик Александра Федотова. Он меня как новичка очень тепло встре- тил, можно сказать, одеялом прикрыл. У нас оказалось очень много общего (мы даже болели за одну и ту же футбольную команду), и мы быстро сошлись. Он стал моим очень хорошим другом. Миша Комаров был очень приятный человек, но особенно его выделяла уди- вительная скромность. Он и Алик Фас- товец были вообще два самых скромных ▲ Вид сверху на изделие № 002 ▲ Вид по полету на внутренний интерьер кабины изделия №002 1 До включения в 1965 г. в состав Минобщемаша ОКБ-52 В.Челомея, начиная с 26 августа 1955 г, входило в структуру Государственного комитета по авиационной технике (ГКАТ), т.е. имело авиационные корни и продолжало оставаться для Минавиапрома «своим». 277
Космические крылья Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> ▲ Вид из кабины изделия №002 на правый борт ▲ Вид из кабины изделия №002 на левый борт Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> у нас летчика-испытателя. Уже тогда Мишу Комарова все считали будущим преемником Федотова на посту шеф-пи- лота, и это несмотря на то что Алек- сандр Васильевич был еще “в самом со- ку”, ему тогда еще и сорока лет не было1. Помню, в первый раз, когда я при- шел к нему домой сразу после начала работы в ОКБ, по телевизору как раз шел футбол. Посидели, и Миша очень много рассказал мне про работы, веду- щиеся в КБ. Тогда я и услышал впер- вые про тему “Спираль”. Услышал и аж глаза широко раскрыл, настолько мне стало интересно! Думаю, у кого бы еще что-нибудь про это узнать? А Миша стал сам понемногу, постепенно рас- сказывать, рассказывать... Спустя некоторое время у меня сос- тоялся полуторачасовой задушевный разговор “про жизнь” с начальником, Александром Федотовым. В конце он сказал мне: “Пойдем в одно место”, - и отвел в один из комплексов ЛИИ, мимо которого я много раз ходил, но не знал, чем там занимаются. Встретил нас руководитель бригады аэродинамики, Женя Самсонов, кото- рый был, как я узнал впоследствии, за- креплен за “Спиралью”. Между Федото- вым и Самсоновым завязался разговор, я стою невдалеке и слышу, как они все повторяют: бор, бор, бор... Думаю: какой бор? Мы и так в сосновом бору находим- ся, ведь там, в Жуковском, одни сосны... Подхожу ближе, прислушиваюсь и слы- шу что-то про траекторию снижения. Спрашиваю у Александра Васильевича: - О чем речь-то? Он отвечает: - О “Спирали”. Я виду не показываю, что мне Кома- ров уже про это говорил и спрашиваю: - А что это такое? Федотов и говорит: - Со спутников сбрасывают специ- альный макет, и он идет по определен- ной траектории2. Сейчас как раз гото- вят второй запуск. В данный момент анализируют ошибки, выявленные в первом запуске, отрабатывают КЗА (контрольно-записывающую аппарату- ру), ну и самое главное - просчитывают нужные траектории будущего полета. 1 2 ▲ Вид против полета на внутренний интерьер кабины изделия №002 Мы вышли, и Александр Васильевич продолжал рассказывать мне о “Спи- рали” (когда дело касалось этой техни- ки, он мог говорить очень много). В конце 1972 г. Алексей Васильевич Минаев мне как-то говорит: - Аты знаешь, какое я решение при- нимаю? - Какое? - спросил я. - Снова будем заниматься “Спи- ралью”, - ответил он и заулыбался, - я ее возвращаю. - Как же вам это удалось?! - Все, договорились с Петром Василье- вичем, идем дальше. Получилось, что я узнал о возобнов- лении “Спирали” почти раньше всех. Нужно сказать, что я как-то постепен- но сошелся с Алексеем Васильевичем. Когда он бывал на полигоне, ему нужно было место для проведения различных совещаний, и он часто использовал поме- щение, которое было пристроено к на- шей летной комнате. Минаев к тому вре- мени уже был замминистра, у него в под- чинении были заводы, КБ, институты, а я тогда еще мальчишкой был, но уже на штопор летал (тогда в ЛИИ на штопор только 2-3 корифея летали). Хотя и рабо- тал уже по нескольким темам, но в основ- ном я был зеленый юнец... Минаеву при- ходилось тянуть очень многое, работа была нервной, и ему часто хотелось с кем-нибудь поговорить. Ему нужен был напарник и доверенный человек, как доктор Ватсон Шерлоку Холмсу. Но с кем он мог быть откровенным? А я ни на что не претендую, я его не подсиживаю. Вот он и делился со мной всеми проблемами, изливал душу. Поговорит со мной и опре- делится с решением или додумает какую- нибудь новую концепцию. И не потому, что это я его надоумил, а просто ему было удобно мыслить вслух, отрабатывать на мне формулировки, советоваться же с кем-нибудь ему не хотелось. К тому же на полигоне круг людей был ограниченным. Часто позвонит мне вечером: “Давай, заходи ко мне”. Мы так с ним и вечерин- ки всякие устраивали... Он же там неде- лями, месяцами жил. .. .Потом [в Москве] было много разных совещаний, и вот как-то после одного из них Александр Васильевич Федотов го- ворит нам с Аликом [Фастовцом]: - Так, ребята, готовимся к новому рубежу. Я говорю: - А что такое? - Снова дают “добро” теме “Спираль”. Мы с Аликом, естественно, делаем вид, что ничего не знаем, т. к. все время были во Владимировке и об этом реше- нии знать не могли. А потом Алик уехал, я остался один, и Алексей Васильевич регулярно приходил ко мне отдохнуть. К нему всегда шли люди со всеми свои- ми проблемами : и с детскими садика- ми, и с жильем, и с остальным, - вот он у меня и скрывался, отдыхал, ну и вы- говаривался заодно, выплескивал свои эмоции и очень много рассказывал. А я, естественно, жадно интересовался “Спиралью”. Он сначала отнекивался: - Что тебе эта тема все покоя не дает? Я говорю: - Ну, просто интересно! И вот тогда он рассказал, как он смог договориться с министром. И при этом добавил, что, конечно, сопротивление ракетно-космических структур было очень мощным». 1 К сожалению, профессия летчика-испытателя очень опасна - Михаил Комаров погиб во время испытательного полета... 2 Судя по всему, разговор касался полетов первых «БОРов», значит, его можно примерно датировать концом 1969-го - началом 1970 г. 278
Глава 14 ГАГАРИНСКИЙ «БУРАН-68»1 Перед продолжением рассказа о «Спирали» мы, руководствуясь хронологической последовательностью событий, должны рассказать о еще од- ном интересном проекте многоразово- го космического корабля, использовав- шем аналогичное конструктивное ре- шение складывания консолей крыла на участке спуска в атмосфере. Речь идет о комплексном дипломном проек- те 1968 года, выполненном «курсан- тским» конструкторским бюро космо- навтов первого отряда в Военно-воз- душной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского при не- формальном лидерстве Ю. А. Гагарина. Принято считать, что тема проекта была выбрана под влиянием генерала Николая Каманина, куратора первых космонавтов, помощника Главкома ВВС по космосу (1966-1971) и сторонника авиационно-космических систем. Од- нако еще в 1966 г. в Центре подготовки космонавтов была сформирована груп- па для тренировок к космическому полету на ЭПОСе, которую возглавил Герман Титов, знакомый со «Спиралью» по своей «основной работе» в ЦПК и обу- чавшийся вместе с другими космонав- тами первого отряда в Академии Жу- ковского. Необходимо добавить, что и в самой академии существовали прора- ботки проекта многоразового высоко- маневренного крылатого космического корабля (называвшегося КЛА - косми- ческий летательный аппарат), выпол- ненные за несколько лет до начала обу- чения в ней космонавтов. С рассказа об этом исходном проекте мы и начнем. Первые успешные полеты в космос стимулировали научную инициативу сотрудников академии в космическом направлении. Основываясь на своем авиационном профиле, основное вни- мание при этом они уделяли вопросам маневрирования в атмосфере на участке снижения и выполнения тра- диционной посадки на аэродромную ВПП. Специалистам Академии было ясно, что маневрирование космичес- кого аппарата выгоднее осуществлять с помощью аэродинамических сил, а не двигательной установки. Выигрыш был тем больше, чем выше было аэро- динамическое качество аппарата. А это означало, что маневрирующий в атмос- фере аппарат должен был быть крыла- тым. Но крылья, создающие подъемную силу, трудно защитить от теплового воздействия на больших (гиперзвуко- вых) скоростях полета. Выход был най- ден в интересном техническом реше- нии, основанном на использовании ре- ▲ Модель космиче- ского летательного аппарата на «горячем» участке полета со сложенными решет- чатыми крыльями ▲ Модель космического летательного аппарата на этапе аэродинамического маневрирования. Заметим, что на представленной модели носовые Архивы ВВИАим. проф. Н.Е. Жуковского решетчатые крылья выпускаются против потока, что очень сложно выполнить «под воздействием аэродинамических сил». шетчатых крыльев - это была собст- венная приоритетная разработка Ака- демии Жуковского, выполненная твор- ческим коллективом под руководством В. П. Фролова (выполнявшего функции главного технолога) и А. И. Тюленева (главный прочнист). Основное преиму- щество решетчатых крыльев, впослед- ствии нашедших широкое применение в ракетостроении1 2 и в управляемых авиационных ракетах, заключалось в их компактности3. Раскрывающееся в полете после про- хождения участка максимального теп- лового воздействия на аппарат крыло обеспечивало КЛА широкие возмож- ности по маневрированию в атмосфере с выполнением самолетной посадки на заданный аэродром базирования. 1 При работе над разделом использовались материалы книги С. М. Белоцерковского «Первопроходцы Вселенной: Земля-Космос-Земля». 2 Решетчатые стабилизаторы (а в ряде случаев - и аэродинамические рули) нашли применение на твердотопливных баллистических ракетах: - РТ-1 (8К95) и PT-2 (8К98), а также в проекте жидкостной глобальной ракеты ГР-1, созданных в ОКБ-1 под руководством С. П. Королёва; - РТ-15 (8К96) разработки ЦКБ-7 (под руководством П.А. Тюрина, ныне КБ «Арсенал»), г. Ленинград, и PT-25 (8К97) главного конструктора М. Е. Цирульникова в КБ Машиностроения (НПО «Искра»), г. Пермь; - в семействе ракет средней и межконтинентальной дальности, разработанных в НИИ-1 Министерства оборонной промышленности (ныне Московский институт теплотехники - МИТ) под руководством А. Д. Надирадзе: мобильный ракетный комплекс «Темп-2С» с МБР 15Ж42; мобиль- ный ракетный комплекс средней дальности «Пионер» с ракетой 15Ж45, комплекс «Пионер-УТТХ» с ракетой 15Ж53; комплекс «Пионер-3»; комп- лекс «Тополь» с ракетой РТ-2ПМ (PC- 12М) и их модификаций. В космонавтике решетчатые крылья нашли применение на первой ступени «лунной» ракеты-носителя Н-1 и для стабилизации головных частей при срабатывании системы аварийного спасения на пилотируемых вариантах PH «Союз» и «Протон». 3 Кроме того, к достоинствам можно отнести стабильность аэродинамических характеристик в широком диапазоне чисел Маха, малую массу, небольшие шарнирные моменты (при использовании решеток в качестве рулевых поверхностей) и возможность работы в расширенном диапазоне углов атаки. 279
Космические крылья Архивы ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского Эскиз модели космического летательного аппарата «Юрий Гагарин» («ЮГ»), выполненный Гагариным в 1966 г. Для осуществления этой идеи в Академии имени Н. Е. Жуковского в 1962-1963 гг. образовалась группа уче- ных-энтузиастов, в которую вошли Н.Н. Моисеев, В. А. Матвеев и «коман- да» С. М. Белоцерковского с кафедры аэродинамики. Эти исследования бы- ли поддержаны руководителем ЦАГИ В. М. Мясищевым, начальником Вы- числительного центра АН СССР А. А. До- родницыным и начальником ВВИА В. И. Волковым. После проработок облика был выб- ран самый простой (одноместный) ва- риант КЛА, а детальный анализ компо- новки показал, что космонавта придет- ся размещать в кормовой части КЛА. Предполагалось, что наиболее «горя- чие» этапы полета (вывод на орбиту, начальный маневр на первом, самом теплонапряженном участке при входе в атмосферу) аппарат будет осущес- твлять со сложенными решетчатыми (сотовыми) крыльями, при этом его аэ- родинамическое качество будет неве- лико (К=0,25). В этой конфигурации аппарат представлял собой тело вра- щения и напоминал маневрирующую боеголовку межконтинентальной бал- листической ракеты, стабилизируе- мую в полете хвостовой юбкой-стаби- лизатором. Тем не менее, при малом уг- ле входа расчетная регулируемая даль- ность полета (вдоль трассы спуска) должна была составить 800-950 км. Окончательное наведение на место посадки, а также необходимое манев- рирование должны были осуществ- ляться с открытыми решетчатыми крыльями. Перед этим планировалось сбросить носовой обтекатель и тормоз- ной зонт. Затем происходило открытие основных решетчатых крыльев с по- мощью телескопических подъемников и носовых - автоматически, под воз- действием аэродинамических сил. Тем самым аппарат из тела вращения трансформировался в самолет с ре- шетчатыми крыльями и стабилизато- рами, расположенными по схеме «ут- ка». Раскрытие решеток и маневриро- вание было предусмотрено на высотах полета 45-25 километров при скорости М = 5-10, при этом максимальное зна- чение гиперзвукового аэродинамичес- кого качества достигало 2,0-2,5, что обеспечивало возможность бокового маневра до 800-900 километров. Было разработано два варианта по- садки. Первый, самолетный, предус- матривал сброс нижних решеток при достижении дозвуковых скоростей. Второй, более простой вариант при- земления основывался на использова- нии парашютной системы. В этом случае перед посадкой решетчатые крылья отклонялись назад, до угла 50° с продольной осью аппарата. При этом коэффициент их сопротивления увеличивался до 0,4, обеспечивая торможение до скорости 80 м/сек, и на высоте 1,5-2 км открывался пара- шют, обеспечивая скорость приземле- ния 7-8 м/сек. Результаты проработок по теме, по- лучившей неофициальное обозначе- ние «Решетка-62», были обобщены в двух коллективных отчетах - в 1962 и 280
Гагаринский «Буран-68» в 1963 г. - и разосланы во все заинтере- сованные организации, в том числе в ОКБ-1 С. П. Королёва. Таким образом, к моменту начала обучения космонавтов в ВВИА имени Н. Е. Жуковского уже сложился коллек- тив преподавателей, имевших опыт на- учно-исследовательских работ в облас- ти формирования облика многоразо- вых крылатых космических кораблей. Космонавты первого отряда посту- пили на учебу в Академию имени Н. Е. Жуковского 1 сентября 1961 г. Интересующимся подробностями обу- чения космонавтов в «Жуковке» (и в особенности подробностями обучения Юрия Гагарина) можно рекомендовать упомянутую книгу С. М. Белоцерковс- кого «Первопроходцы Вселенной: Зем- ля-Космос-Земля», мы же расскажем только о заключительном этапе обуче- ния космонавтов и об их дипломных работах. Темы дипломов стали определяться в середине 1965 года, после назначе- ния С.М. Белоцерковского заместите- лем начальника академии по учебной и научной работе. Дипломная работа космонавтов была задумана как комп- лексная, посвященная новой и акту- альной тогда проблеме создания мно- горазовых крылатых космических ко- раблей. Каждый из космонавтов полу- чал свой самостоятельный раздел, ко- торый тщательно увязывался со все- ми остальными таким образом, что в совокупности все работы можно было рассматривать как техническое пред- ложение или предэскизный проект нового корабля. В процессе детального обсуждения тематики и структуры комплексной дипломной работы само собой получи- лось так, что особое место занял Юрий Гагарин - космонавт № 1. Это было ес- тественно, учитывая его лидерство в немногочисленном отряде космонав- тов. В частности, именно Гагарин распределил дипломников по руково- дителям, собственноручно подготовив свои предложения. По предложению П. Р. Поповича Ю.А.Гагарин совместно с С.М.Бело- церковским на встрече с С. П. Королё- вым в том же 1965 г. получил от него «добро» на выбранное содержание комплексной дипломной работы. Ос- новной вопрос, обсуждавшийся с Ко- ролёвым, касался облика КЛА. Коллек- тив кафедры аэродинамики ВВИА, имевший серьезный задел по своим ре- шетчатым крыльям, склонялся имен- но к этому варианту, однако эта работа в то время была новаторской и не име- ла аналогов: все проработки в области многоразовых космических кораблей, в том числе и американский проект Dyna-Soar, основывались на обычной самолетной схеме с традиционным крылом. После обмена мнениями и не- которых раздумий Сергей Павлович рекомендовал заняться обычной само- летной компоновкой: «Вариант с решетчатыми крыльями у вас проработан довольно основатель- но, и вам, конечно, проще заняться им с космонавтами. Но нам весьма важно рассмотреть со всех сторон и объек- тивно оценить классическую самолет- ную схему. Игнорировать этот путь не- допустимо»1. Несколько слов о личном впечатлении В.П. Лукашевича об указанной книге. Будучи в целом интересной и познавательной, она имеет, на наш взгляд, один серьезный недостаток, вытекающий из ее достоинств. При чтении у С.М. Белоцерковского возвышенно-восторженных оценок Юрия Гагарина, складывается впечатление об исключительном, прозорливом, божественно-идеализированном, каком-то «рафинадном», оторванном от жизни образе Юрия Алексеевича. Защищая образ и память первого космонавта от нападок, восторженное отношение Белоцерковского рисует нам некоего богочеловека. Даже не смотря на вступительные слова: «Не хочу делать из Гагарина икону или некую схему идеального человека» - тем не менее, сделал... На самом деле все совсем не так. Величие Гагарина не в его «божественной» недосягаемости, а в том, что он, будучи именно обычным человеком, совершил свой исторический подвиг. И после этого, став Великим и войдя в Историю, он сумел остаться простым человеком, со всеми свойственными ему чертами и слабостями. Именно поэтому он остался близким людям, понятным каждому из нас. Пришла пора сказать недосказанное, пропущенное между строк. С. М. Белоцерковский пишет, что «учеба летчикам-космонавтам давалась в академии нелегко. Нужно было и тренироваться, и летать, а скидки на это у нас не делалось». Серьезную озабоченность успеваемостью космонавтов в первый год отметил в своих дневниках и Н. П. Каманин. На самом деле ситуация была куда более опасной - космонавты просто получали «неуд» по всем основным предметам. Получил много двоек и Гагарин. Главной причиной этому было то, что первые несколько лет в инженерных вузах, как правило, объективно самые тяжелые, т.к. студенты (а инженерных академиях - слушатели) изучают сложные начальные и общеинженерные дисциплины (высшую математику, физику, сопротивление материалов, детали машин, теорию машин и механизмов и т.д.). А космонавты имели невысокий уровень подготовки по этим предметам, так как стали летчиками после ФЗО, средней школы (максимум - техникума), да еще и с большим перерывом в обучении. Во-вторых, по воспоминаниям преподавателей академии, космонавты, чего греха таить, поступая в ВВИА, надеялись на серьезные поблажки «первым покорителям космоса». Шутка ли, ставить двойки Героям Советского Союза! И они были очень удивлены, увидев, что никаких послаблений к ним не будет, что требования ко всем слушателям академии неизменны. Ситуация стала настолько серьезной, что Ю. А. Гагарин обратился к Главкому ВВС маршалу К. А. Вершинину с просьбой перевести космонавтов из Военно-воздушной инженерной академии в командную Военно-воздушную академию в Монино. Маршал выслушал Гагарина и ответил: «В ближайшее время у меня не будет флотилий космических кораблей, которыми вы смогли бы командовать, поэтому учитесь там!» И пришлось космонавтам браться за ум. И нужно отдать им должное: они смогли это сделать! Все последующие отличные оценки в академии, начиная со второго года обучения, у космонавтов твердые и заслуженные. Правда, с учетом загрузки космонавтов в ЦП К для них был составлен особый очно-заочный график обучения - два дня в неделю в «Жуковке», два дня - в Звездном городке, в ЦПК, с выездом преподавателей академии. Еще один штрих к портрету Ю. А. Гагарина, рассказанный автору (В. Л.) весной 2007 г. одним из преподавателей кафедры аэродинамики ВВИА, ныне полковником: «Весной 1968 г. у нас постоянно вечерами, засиживаясь допоздна в своем кабинете, стал работать Юрий Гагарин. Мы были молодыми адъюнктами, и нам очень хотелось поближе познакомиться с Юрием Алексеевичем. И вот как-то раз, часов в девять вечера, набравшись смелости, мы позвонили Гзгарину: - Юрий Алексеевич, это говорят адъюнкты кафедры аэродинамики. Мы хотим пригласить вас к нам на чашечку чая. Посидим, вы расскажете нам о космическом полете! Гагарин переспросил: - На чашечку чая? - Конечно, только на чай. Ненадолго. Пожалуйста... - Хорошо, зайду. Через некоторое время Гагарин заходит к нам, оглядывается, а у нас на столе вареная картошечка, лучок, почищенная селедочка, огурчики и... вскипевший чайник! Юрий Алексеевич лукаво улыбнулся и говорит: -Ас селедкой чай не пьют! - Так что, может быть, сбегать? - Конечно!» Этот вечер с Юрием Гагариным молодые адъюнкты запомнили на всю жизнь. Нужно уметь быть Великим, оставаясь таким земным... 1 Далее С. М. Белоцерковский по итогам встречи с С. П. Королёвым в своей упомянутой выше книге пишет: «На том и порешили, тем более что наш “мозговой центр” также склонялся к этому варианту». Тем не менее, автор склонен считать, что преподаватели кафедры аэродинамики ВВИА ратовали именно за вариант с решетчатыми крыльями, которые являлись их новаторской разработкой и которые они всячески и с большим трудом «пробивали» во всех инстанциях с середины 1950-х годов. В противном случае обсуждать очевидный вариант (с традиционным крылом) с Королёвым не имело смысла. Тем более, как мы увидим в дальнейшем, в облике КЛА решетчатые крылья в качестве переднего горизонтального оперения все-таки присутствуют! 281
Космические крылья Фото В. Лукашевича ▲ Модель космического летательного аппарата «Юрий Гагарин» (Модель «ЮГ»), выполненная по эскизу Гагарина. Фотография сделана автором весной 2007 г. в мемориальной комнате Ю. А. Гагарина в ВВИА имени профессора Н. Е. Жуковского После этого рабочего совещания у С. П. Королёва построение дипломных работ как комплексного исследования было согласовано с Главнокомандую- щим ВВС, и за каждым из слушателей был закреплен конкретный раздел об- щего исследования. По свидетельству С. М. Белоцерковского, каждый из бу- дущих дипломников самостоятельно выбирал себе тему, руководители дип- ломов только уточняли область дея- тельности. Так, Ю. А. Гагарин отвечал за общую методологию использования КЛА. Кро- ме того, он выбирал облик аппарата (аэродинамические формы, размеры несущих элементов для обеспечения посадки и способы посадки по-само- летному). Тем самым Юрий Гагарин яв- лялся неформальным «главным кон- структором». Систему аварийного спа- сения аппарата отрабатывал Г. С. Ти- тов. За выбор аэродинамических форм на гипер- и сверхзвуковом режимах по- лета, за расчет аэродинамических ха- рактеристики и теплозащиту отвечал А. Г. Николаев. Проработку внутренней компоновки и расчет весовых характе- ристик осуществлял Д.А. Заикин. Си- ловой установкой занимался П. Р. Попо- вич, системами ориентации - Е. В. Хру- нов, топливной системой и ЖРД - В. Ф. Быковский, блоком обеспечения безопасности полетов - Ж. Д. Сергейчик итак далее1. При выполнении работ слушатели по мере необходимости привлекали материалы других организаций, каж- дый в соответствии со своей темой. Ве- роятнее всего, именно из материалов ОКБ-155 по «Спирали» было заимство- вано конструктивное решение склады- ваемых консолей крыла1 2. Предварительный выбор аэродина- мической схемы был осуществлен на ос- нове трех первоначальных проработок: - Д.А. Заикина, рассмотревшего пер- вый вариант размещения пилота, дви- гателей, систем управления и топлив- ных баков; - А. Г. Николаева, оценившего аэро- динамику и подобравшего теплозащиту; - Ю.А. Гагарина, проанализировав- шего аэродинамическую схему с уче- том предпосадочного маневрирования и самолетной посадки. Окончательный облик КЛА (с рас- четным определением основных гео- метрических параметров) был утверж- ден в 1966 г. Самолет имел несущий фюзеляж, по форме напоминавший крыло большой толщины, что упроща- ло теплозащиту и улучшало несущие свойства аппарата на гиперзвуковом режиме полета, и подвижные консоли крыла. На гиперзвуковом участке по- лета консоли были подняты, оставаясь как бы в тени, что снимало остроту проблемы их теплозащиты, и раскла- дывались перед посадкой, становясь продолжением крыла-фюзеляжа. После первичного определения обли- ка аппарата по чертежу-эскизу Юрия Алексеевича Гагарина была изготовле- на деревянная модель для аэродина- мических исследований в АДТ, полу- чившая из-за соображений секретнос- ти обозначение модель «ЮГ» («Юрий Гагарин»). Дальнейшие исследования выб- ранной схемы выявили проблему, с которой сталкиваются все конструк- торы подобных аппаратов: даже при наличии консолей крыла с перемен- ным углом поперечной установки не удавалось обеспечить балансировку на всех (гипер-, сверх-, транс- и до- звуковых) участках полета. Для кон- фигурации аппарата Ю. А. Гагарина 1 Всего было выполнено 15 дипломных работ, 11 их авторов побывали в космосе (некоторые уже после окончания академии). Вот полный список авторов: Юрий Алексеевич Гагарин, Гэрман Степанович Титов, Андриян Григорьевич Николаев, Павел Романович Попович, Валерий Федорович Быковский, Валентина Владимировна Терешкова, Алексей Архипович Леонов, Борис Валентинович Волынов, Евгений Васильевич Хрунов, Георгий Степанович Шонин, Виктор Васильевич Гэрбатко, Дмитрий Алексеевич Заикин, Татьяна Дмитриевна Пицхелаури, Жанна Дмитриевна Сергейчик, Ирина Баяновна Соловьёва. 2 Заметим, что коллектив кафедры аэродинамики участвовал в научно-исследовательских работах по теме «Спираль». В частности, в перечне исходных материалов аванпроекта ВОС «Спираль» указан отчет ВВИА имени Н. Е. Жуковского «Экспериментальные исследования орбитального самолета на посадочных скоростях». 282
Гагаринский «Буран-68» это особенно проявлялось на сверх- звуковых скоростях. Проблема балансировки «бесхвост- ки» на всех режимах полета может быть решена двумя принципиальными способами: дополнением передних стабилизаторов, преобразующих «бес- хвостку» в «утку», либо использованием системы автоматического управления с мощной бортовой ЭВМ, обеспечива- ющей необходимую динамическую ус- тойчивость. Большинство проектов воздушно-космических самолетов, прорабатывавшихся до второй полови- ны 1960-х годов, пока не появились на- дежные системы автоматического уп- равления, так или иначе выполнялись по оперенной аэродинамической схеме (в т.ч. «утка»). Более поздние проекты (Space Shuttle, «Буран» и т. д.) использо- вали системы искусственного обеспе- чения динамической устойчивости и управляемости. Юрию Гагарину ниче- го не оставалось, как добавить на свой космический летательный аппарат пе- реднее горизонтальное управление. Но так как работы велись в ВВИА имени Н. Е. Жуковского, то в качестве перед- них стабилизаторов были применены складные решетчатые (рамные) кры- лья, выпускаемые на участке сверхзву- кового полета. Конструктивно вопрос складывания и выпуска решетчатых стабилизаторов на уровне дипломного проекта не прорабатывался - его оста- вили на потом. К осени 1967 г. (октябрь-ноябрь) про- ект одно- или двухместного аппарата вчерне был увязан, и начался крити- ческий просмотр сделанного. Остава- лась одна проблема - низкое аэродина- мическое качество на дозвуковых ско- ростях, из-за чего получалась очень крутая предпосадочная траектория. Для консультации был привлечен спе- циалист ВВИА по динамике полета А. А. Дьяченко. Ознакомившись с рабо- той, он спросил Ю. А. Гагарина: - А самолет-то вы сажать собирае- тесь? Или это не обязательно? И услышал ответ: - В крайнем случае, посажу на па- рашюте. В результате Дьяченко дал резко от- рицательное заключение: «В работе крупный дефект: не изучена динамика посадки. Приземление самолета на па- рашюте - абсурд». После нескольких дней раздумий н обсуждений совмест- но с руководителями дипломной рабо- ты было принято решение по дальней- шему направлению работ: - доработать внешний облик аппа- рата с целью увеличения аэродинами- ческого качества; - организовать систематическое изучение динамики посадки для опре- деления оптимального способа пило- тирования; - рассмотреть вопрос об установке небольшого воздушно-реактивного двигателя для посадки. Юрий Гагарин был против послед- него решения, т.к. это приводило к существенной «перевязке» уже гото- вого проекта. Для исследования динамики посад- ки в ВВИА на кафедре динамики поле- та с помощью аналоговой вычисли- тельной машины и другого оборудова- ния был смонтирован моделирующий стенд-тренажер, на котором Гагарин самостоятельно совершил около 200 зачетных «посадок». Этот стенд можно с полным основанием считать первым в нашей стране пилотажным стендом, по крайней мере - моделирующим без- моторную посадку. «Посадки» соверша- лись как в идеальных условиях, так и с учетом ветра, что наряду с улучшени- ем аэродинамики аппарата позволило обосновать отказ от дополнительного посадочного двигателя. Выполняя поставленную задачу - за- вершить обучение в начале 1968 г. - в последние несколько месяцев космо- навты поступили в полное распоряже- ▲ Ю.А.Гагарин «летает» на моделирующем стенде космического летательного аппарата. ние академии. Они даже жили в курса- нтском общежитии, работая по 12-14 часов в сутки. Для Юрия Гагарина был выделен небольшой кабинет на треть- ем этаже в аэродинамической лабора- тории, где он безвыездно трудился с 4 января по 16 февраля, завершая дипломную работу. Впоследствии, 9 апреля 1975 г., в этом кабинете сос- тоялось торжественное открытие ме- мориальной комнаты Ю. А. Гагарина. 17 февраля 1968 г. Юрий Гагарин блестяще защитил проект, получив квалификацию «летчик-инженер-кос- монавт» и диплом с отличием. Госко- миссия по итогам защиты рекомендо- вала Гагарину продолжить обучение в заочной адъюнктуре академии. Как все-таки несправедлива иногда бывает Судьба... Юрию Гагарину нужно было обяза- тельно защитить диплом до 23 февра- ля, т. к. рассматривался вопрос о при- своении ему генеральского звания с на- значением на должность начальника Центра подготовки космонавтов. После защиты диплома Юрий Гагарин стал первым соискателем академии среди космонавтов - тема диплома должна была в дальнейшем стать темой его кандидатской диссертации. Более того, Гагарин готовился к своему второму космическому полету. И одним из эта- пов этой подготовки было восстановле- ние летных навыков, утраченных1 за 1 Последние полеты 1967 года Гагарин совершил 27 ноября. Будучи заместителем начальника Центра подготовки космонавтов, Гагарин по своему служебному положению должен был летать. 2 декабря 1967 г. он подал рапорт начальнику ЦПК генерал-майору авиации Н. Ф. Кузнецову, в котором просил временно, до 1 мая 1968 г., освободить его от обязанностей заместителя начальника ЦПК. Указанное время ему было необходимо для сдачи последней экзаменационной сессии в академии, работы над дипломным проектом и его защиты. В рапорте он писал: «Считаю морально неоправданным находиться на должности заместителя начальника по летно-космической подготовке, не имея возможности летать самому и контролировать летную подготовку подчиненного состава». Генерал Кузнецов в свою очередь обратился с этим вопросом к своему начальнику генерал-полковнику авиации Н. П. Каманину: «В связи со сложившейся в данное время обстановкой считаю целесообразным предоставить полковнику Гагарину Ю.А. необходимое время для завершения учебного процесса в академии имени профессора Н. Е. Жуковского. Самостоятельный полет на боевом самолете и дальнейшие тренировочные полеты перенести в наиболее благоприятные метеорологические условия весенне-летнего периода 1968 года». Каманин 8 декабря 1967 г. дал свое согласие. 283
Космические крылья ▲ Фотография из газеты «Труд» от 04.01.1989 г. Первые космонавты у продувочной модели воздушно- космического самолета. Слева направо, стоят: Павел Попович, Валерий Быковский, сидят Юрий Гагарин и Андриян Николаев. ▲ Фотография из книги С.М. Белоцерковского «Первопроходцы Вселенной». Средний вверху - Герман Степанович Титов. время подготовки дипломного проекта. Возобновив тренировочные полеты 13 марта, Гагарин успел выполнить до 22 марта 18 полетов на учебно-трени- ровочном самолете-спарке МиГ-15УТИ. Во время последнего полета 27 марта 1968 г., который должен был стать за- четным перед получением допуска к са- мостоятельным полетам, Юрий Алексе- евич Гагарин погиб... После гибели Гагарина оставшиеся космонавты-слушатели продолжили за- команде «наверх». Спустя 28 лет в сво- ей книге С.М. Белоцерковский вспоми- нал, что «документ дошел до министра обороны А. А. Гречко, который, назвав их предложение фантастикой, потре- бовал от космонавтов оставить эту идею и “заниматься делом”». Вероятнее всего, в памяти С.М.Белоцерковского с годами произошло совмещение двух разных событий - дипломной работы космонавтов («Буран-68») и резолюции Гречко на проект «Спираль». теля к мысли, что работы над многора- зовым космическим кораблем велись в СССР еще с 1960-х годов и впервые, хо- тя еще и не называя слово «Спираль», упоминала об этом проекте: «У нас, к сожалению, не сообщалось, когда конкретно начались работы по созданию многоразового космического корабля. Попросили рассказать об этом И. Волка. - В шестидесятых годах разрабаты- вался в нашей стране аппарат, кото- рый можно считать вехой на пути к многоразовому кораблю. Один из та- ких опытных самолетов, например, подвешивали к большой машине, она поднималась на высоту нескольких ки- лометров, и оттуда аппарат, отделив- шись, совершал полет и приземлялся. На этой модели даже я «подлетывал», то есть разгонялся на аэродроме, взле- тал и через несколько секунд садился... Было много нерешенных вопросов. Один из них - теплозащитное покры- тие. Скажем, носовая часть фюзеляжа должна выдерживать температуру в полторы тысячи градусов. После мно- гочисленных наземных исследований и экспериментов были проведены про- верки в реальных условиях. Первая мо- дель (по форме далекая от контуров «Бу- рана») была запущена 4 июня 1982 г. Затем на космическую орбиту выводи- лись другие маневрирующие спутники: ▲ Вторая фотография В. Шитова, выполненная в менее удачном ракурсе. ▲ Оригинал фотографии, сделанной В. Шитовым в 1965 г. Видна внутренняя подсветка рабочей зоны аэродинамической трубы Т-1 и силуэт преподавателя в очках справа. Архивы ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского щиты своих дипломных проектов - так к 1969 г. закончилась комплексная прора- ботка обоснования возможности и целе- сообразности создания пилотируемого многоразового космического корабля с компоновкой самолетного типа. Воодушевленные полученными ре- зультатами и их высокой оценкой, кос- монавты подготовили обстоятельный доклад по результатам комплексной дипломной работы и направили его по В истории обучения первых космо- навтов в ВВИА им. Н. Е. Жуковского есть еще один интересный момент, зас- луживающий упоминания. 4 января 1989 г., через полтора месяца после по- лета «Бурана», в газете «Труд» появи- лась статья собственного корреспон- дента В. Головачева «Готовясь к полету на “Буране”...», рассказывающая о лет- чиках-испытателях, готовившихся к этому полету. Статья подводила чита- в марте и декабре 1983 г., в декабре 1984-го... В результате были найдены оптимальные решения. Сигарообраз- ный корпус модели завершался ма- ленькими треугольными крыльями. На корпусе надпись - “СССР”. Это были первые модели советских воздушно-космических летательных аппаратов, которые, помимо всего про- чего, дали ценнейшие данные о работе плиточной теплозащиты...» 284
Гагаринский «Буран-68» Статья (являвшаяся из-за сущест- вовавшей секретности иносказатель- ной полуправдой) сопровождалась уникальной фотографией - группа первых космонавтов снята вместе с моделью воздушно-космического ап- парата, очень напоминавшего свои- ми очертаниями... «Буран»! Секрет- ность обусловила и наличие ориги- нальной подписи: «На снимке: летчики-космонавты СССР Ю. Гагарин, А. Николаев, П. По- пович и В. Быковский возле одной из моделей многоразового корабля. Съем- ка сделана более 20 лет назад. (В ре- дакцию фото прислал один из читате- лей “Труда”. Автор снимка (или кино- кадра?) в письме не был указан)». сильно заретуширована, но на ней... обнаружился Герман Титов! Отсутствие Германа Степановича в публикации в «Труде» можно объяснить той же сек- ретностью - в то время он занимал должность первого заместителя на- чальника Управления начальника кос- мических средств (УНКС) Министер- ства обороны СССР. Но, по правде ска- зать, если бы он не был вымаран с фо- тографии в 1989 г.1, то обороноспособ- ность страны бы не пострадала. Яркий пример того, как излишне тотальная секретность приносит только вред на- шей космонавтике. В книге был назван автор фотографии - преподаватель ВВИА Виталий Алексеевич Шитов, не выпускавший из рук фотокамеру и что изображена на интригующих фо- тографиях, лежала рядом с портретом Гагарина, занимая своей длиной весь подоконник. Это был никакой не воз- душно-космический самолет - это бы- ла учебная модель гипотетического ги- перзвукового летательного аппарата или крылатой ракеты с очень большим удлинением фюзеляжа и вторым под- фюзеляжным килем. Виталий Шитов сделал гениальный снимок, удачно по- добрав ракурс съемки. Именно в этом ракурсе модель стала похожа на воз- душно-космические корабли, появив- шиеся полтора десятилетия спустя... По сценарию нашего фильма нужно было показать преемственность поко- лений слушателей академии и кол- Фото В. Лукашевича ▲ Учебная аэродинамическая модель, запечатленная на фотографиях В.Шитова, хранящаяся в Мемориальной комнате Ю. Гагарина в ВВИА имени профессора Н. Е. Жуковского ▲ Автор в рабочей части аэродинамической трубы Т-1 Справа - окно для наблюдения за аэродинамической моделью во время исследований. Весна 2007 г. Фото из архива В, Лукашевича Сразу после публикации эта фотогра- фия привлекла пристальное внимание за рубежом, и после неоднократной де- монстрации в США некоторые зарубеж- ные эксперты признали ее... фальшив- кой! В самом деле, фотография вызыва- ла много вопросов: и «удачное» время ее появления, и схожесть изображенного аппарата с шаттлами и «Бураном», и не- сомненные следы ретуширования, и постановочные позы космонавтов... Внутри нашей же страны, запустив- шей «Буран» через семь с половиной лет после первого полета американского шаттла, у всех, причастных и интересу- ющихся космонавтикой, эта фотогра- фия вызывала смешанные чувства: «Неужели мы в самом деле и здесь были первыми?! Но при чем здесь Гагарин? И если это правда, то почему мы так от- стали с “Бураном”? Если в этом активно участвовал Гагарин, то что было бы, ес- ли бы он не погиб?..» Должно было пройти еще восемь (!) лет, чтобы постепенно появилась прав- да об этой фотографии. Книга С. М. Белоцерковского, вышед- шая в 1997 г., сняла только часть воп- росов. Фотография по-прежнему была фиксировавший весь процесс работы группы космонавтов над дипломными работами и на кафедре аэродинамики. Однако подпись под фотографией в книге озадачивала: «Аэродинамика космических кораблей - предмет прис- тального внимания первых космонав- тов. С большим интересом они изучали аэродинамику американского гипер- звукового самолета “Дайна-Сор”». Но на фотографии не Dyna-Soar! Исходный, незаретушированный, ранее нигде не публиковавшийся ва- риант фотографии автор (В.Л.) смог увидеть только весной 2007 г., побы- вав на кафедре ВВИА имени профессо- ра Н. Е. Жуковского во время съемок до- кументального фильма «Космический “Буран”» по заказу «Первого канала». Те- перь можно было с уверенностью утве- рждать, что фотография подлинная. На фотографии видно, что она сде- лана внутри рабочей зоны аэродина- мической трубы. Но что же за аппарат изучали космонавты? Вопрос об аппарате разрешился сам собой, стоило только попасть в Мемо- риальную комнату Ю. А. Гагарина. За- гадочная модель аппарата, та самая, лектива кафедры, привлекая в каче- стве помощников сегодняшних моло- дых адъюнктов, поэтому мы предло- жили повторить исторические кадры. Рядом с трубой, в смежных помеще- ниях хранилось множество моделей, но мы остановились на «гагаринс- кой». Сделанная во время наших съе- мок фотография дает полное предс- тавление о внутреннем интерьере ра- бочей части трубы Т-1. И последнее, что хотелось бы упо- мянуть в рассказе о дипломном проек- те Юрия Гагарина и первых космонав- тов. В академии хранится картина ху- дожника В. Апаринова, запечатлевшая Юрия Гагарина со своей моделью в аэ- родинамической трубе Т-1. Фотогра- фий этой сцены не сохранилось, но ху- дожник эту недоработку устранил... Вот так разрешилась многолетняя загадка фотографии «одного из читате- лей “Труда”», но осталась легенда: мо- жет быть, не будь того рокового полета 27 марта 1968 г., не позволившего Юрию Гагарину продолжить работу над кандидатской диссертацией, то «Буран» появился бы раньше?.. Но нам пора вернуться к «Спирали». 1 Впервые это фото появилось значительно раньше, в частности, в книге известного журналиста Петера Штахе «Советские ракеты» (Peter Stache. Sowjetische Raketen, Militarverlag der DDR, 1987, p. 255). Очень интересно, что Герман Титов на ней есть. Возможно, это пример двой- ных стандартов секретности - для внутреннего и внешнего потребления... 285
Архивы ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского Космические крылья
Глава 15 ПЕРВЫЕ БЕСПИЛОТНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ РАКЕТОПЛАНЬ План научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по «Спирали» с самого начала предпо- лагал поэтапную опережающую отра- ботку основных критических этапов полета в натурных условиях на экспе- риментальных моделях и самолетах- аналогах. Такими этапами для ВОС «Спираль» являлись выведение, гипер- звуковое торможения в атмосфере и посадка на заданный аэродром орби- тального самолета, выполненного по схеме «несущий корпус». Сложность этапа выведения обус- лавливалась особенностями воздуш- ного старта с ГСР, но решение связан- ных с этим проблем можно было отло- жить на будущее, заменив на первых порах ГСР на PH «Союз». Для отработки вопросов полета в атмосфере на гипер-, сверх-, транс- и дозвуковых скоростях с предпосадочным маневрированием и посадкой на аэродром предназначалась постройка изделий экспериментально- технологической серии (№№001, 002, 003, 004 и 005) и трех самолетов-ана- логов (105.11, 105.12 и 105.13). Но ос- тавался самый сложный, наиболее от- ветственный и трудновоспроизводи- мый в земных условиях участок гипе- рзвукового торможения в атмосфере. Его можно было смоделировать в аэро- динамических трубах и плазматронах, но при этом неизбежно возникали воп- росы надежности и достоверности по- лученных результатов. Однозначный ответ мог дать только летный экспери- мент, который необходимо было про- вести на качественных аэродинами- ческих моделях. Модели должны были быть очень точными с точки зрения законов аэродинамического подобия для того, чтобы картина обтекания мо- дели полностью соответствовала кар- тине обтекания реального орбитально- го самолета. В своей работе ОКБ-155 делало масштабные модели (преимуществен- но для визуализации компоновочных решений), но опыта создания масш- табных аэродинамически подобных моделей для летных экспериментов не имело. Так как на проведении подоб- ных работ специализировался Летно- исследовательский институт имени М. М. Громова, то для уточнения ре- зультатов продувок в аэродинамичес- ких трубах (АДТ), характеристик ус- тойчивости и управляемости ОС на участках входа в атмосферу и гипер- звукового планирования в условиях реального полета в ЛИИ1 имени М.М. Громова с 1966 г. были разверну- ты работы по созданию летающих мо- делей БОР (Беспилотный орбитальный ракетоплан) и проведению на них лет- ных экспериментов. В документах основные задачи ис- следований, проводимых при пусках моделей, определялись так: - определение и уточнение аэроди- намических характеристик и устойчи- вости модели воздушно-космического самолета (именно так именовался ОС в документах, выпущенных вне ОКБ Микояна); - исследование тепловых потоков и теплообмена по поверхности модели, в том числе характеристик теплопереда- чи от пограничного слоя к стенке в раз- личных местах изделия; ▲ Внешний вид БОРа-2 на испытательной тележке во время предполетной подготовки Фото из архива ЛИИ им. М. М. Громова - проверка работоспособности раз- личных видов теплозащитных матери- алов и конструкций; - исследование затухания радио- сигнала при его прохождении через пристеночную плазму; - отработка способов управления гиперзвуковым аппаратом на границе космоса и атмосферы. ЛИИ являлся головным предприяти- ем по БОРам и осуществлял разработ- ку программы и методик, подготовку и проведение летных исследований, раз- работку, изготовление, предполетную подготовку и послеполетное препари- рование моделей, а также анализ ре- зультатов исследований. В коопера- цию по теме также входили: - по аэродинамике - ЦАГИ; - по конструкторскому сопровожде- нию от темы «Спираль» - Дубненский филиал ОКБ-155; - по ракете-носителю - Омский ави- ационный завод № 166 (ныне произво- дственное объединение «Полет» в сос- таве ГКНПЦ имени М. В. Хруничева); - по двигательной установке (разра- ботка и изготовление) -Тураевский ма- 1 При работе над разделом использовался материал сотрудников ЛИИ А. А. Кондратова и С. И. Перницкого «Программа летных исследований Летно-исследовательского института имени М. М. Громова на экспериментальных аппаратах БОР (1969-1974 гг.)», подготовленный специально для нашей книги. 287
Космические крылья Фото из архивов Музея ФГУП РСК «МиГ» _______________Рисунок из архива ЛИИ им. М.М. Громова шиностроительный завод «Союз» (ны- не ТМКБ «Союз»); - по разработке и изготовлению двухкаскадной парашютной системы - Научно-исследовательский институт парашютных систем (НИИПС); - полигоны Минобороны СССР. Руководил всеми работами по БОРам начальник ЛИИ д.тн. В. В. Уткин. От ЛИИ крупномасштабными летающи- ми моделями занимались С.С.Юда- нов, Г. П. Владычин и А. А. Кондратов. Аппараты БОР представляли собой уменьшенные летающие модели ОС «Спираль» в масштабе 1:3 и имели сле- дующие особенности: - на моделях отсутствовали тради- ционные аэродинамические органы управления (элевоны); - модели, как и их прототип, имели подвижные консоли крыла и изменяли свою конфигурацию (поперечный угол установки) в полете. В частности, при размещении под головным обтекате- лем ракеты-носителя, консоли находи- лись в сложенном положении и, после отделения модели от носителя, с по- мощью электромеханизма переводи- лись (раскладывались) в полетное по- ложение. Пример конструкторского сопровож- дения приводит В. В.Студнев, участво- вавший в запусках первых БОРов в ка- честве ведущего инженера по испыта- ниям от ОКБ-155: «Для того, чтобы проверить и дока- зать выбранную схему орбитального самолета, мы начали готовить летный эксперимент. Нужна была модель, сде- ланная с использованием плазово- шаблонного метода. Для передачи тео- ретических обводов мы сняли сечения с плазов и свели их в таблицы, по кото- рым в ЛИИ с мучениями изготавлива- лись эти модели. Проблема была в том, что в ЛИИ не было своих конструкто- ров, а им нужно было перевести наши таблицы обратно в сечения, вычертив их на плазах. Пришлось направлять на помощь в ЛИИ группу женщин из отде- ла аэродинамики ОКБ Микояна, кото- рые были высококвалифицированны- ми специалистами. Они вычертили се- чения, получив в итоге теоретические обводы масштабной модели с абсолют- ным подобием оригиналу». Конструктивно модель БОР была вы- полнена как несущая теплозащитная оболочка (корпус) с холодным металли- ческим каркасом, технологически рас- члененная на ряд панелей. Носок, ниж- няя часть и заднее днище корпуса из- готавливались из асботекстолита. Фо- ▲ Блоки двигателей ориентации на заднем торце аппарата БОР-2 (№ 103) перед запуском (вид снизу). В центре видна ниобиевая панель с выступающими в поток головками крепежных винтов. 288
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» Фото из архивов Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архивов Музея ФГУП РСК «МиГ> ▲ БОР-2 без верхней обшивки. Хорошо видна плотная внутренняя компоновка аппарата. ▼ Расположение оборудования по правому борту. нарь, верхние и боковые крышки кор- пуса прессовались из стеклотекстоли- та. Все элементы корпуса крепились к каркасу специальными винтами. Каркас модели состоял из продоль- ных и поперечных элементов, соеди- ненных между собой с помощью клеп- ки, при этом продольные балки и попе- речные диафрагмы образовывали от- секи для размещения аппаратуры. Для стыковки модели с PH каркас имел спе- циальные силовые кронштейны под установку взрывных болтов. Крепление консолей крыла к карка- су и корпусу осуществлялось с по- мощью шарниров, допускающих пово- рот крыльев вокруг осей шарниров на угол 60°. Конструкция такого склады- вающегося крыла обеспечивала, с од- ной стороны, размещение модели под обтекателем ракеты-носителя, а с дру- гой - позволяла проверить правиль- ность конструктивных решений по аэ- родинамической компоновке орби- тального самолета, предусматривав- ших изменение поперечного угла уста- новки консолей для обеспечения само- балансировки на участке гиперзвуко- вого планирования. Для приведения крыльев в рабочее положение (поворо- та на угол 60°) после отделения модели от носителя на каждой из консолей был установлен малогабаритный электропривод, обеспечивавший пово- рот консоли из сложенного положения в течение 10 секунд. Модель была рассчитана на пере- грузки до 25 g. Бортовое оборудование БОРа по сво- ему назначению подразделялось на следующие основные системы: - систему автоматики; - систему радиотелеметрических, бортовых и внешнетраекторных изме- рений; - систему управления (включаю- щую в себя автопилот и двигательную установку); - систему спасения. Система управления состояла из ав- топилота и двигательной установки с ЖРД. Последняя включала в себя блок питания с вытеснительной системой подачи топлива и восемь микродвига- телей, обеспечивавших управление и стабилизацию аппарата по курсу, кре- ну и тангажу. Двигатели были сгруп- пированы в три блока на заднем торце аппарата: центральный блок из четы- рех ЖРД грубой ориентации (по курсу и тангажу) и два блока по краям, состо- ящих из двух ЖРД точной ориентации для управления по тангажу и крену. Бортовая радиотелеметрическая ап- паратура Бр-92 обеспечивала измере- ние и передачу на Землю параметров полета, а также контроль работы всех бортовых систем. Для регистрации траектории полета на борту аппарата была установлена аппаратура «Фокус» и «Рубин». Антенны аппаратуры Бр-92 располагались в консолях крыльев БОРа. Антенна высокой частоты ру- порного типа находилась в нижней части корпуса. Для проверки работос- пособности в условиях аэродинами- Фото из архивов Музея ФГУП РСК «МиГ» Киноархивы Музея ФГУП РСК «МиГ> ▲ Два верхних кадра: выкатка собранного головного обтекателя на испытательную площадку; два нижних: испытания на разделение и сброс створок головного обтекателя. Кадры из фильма Министерства обороны; съемка на территории Омского авиазавода №166. ▲ Нижняя поверхность БОРа-2 № 104 в центральной части, рядом с плоскостью симметрии аппарата (направление полета справа налево). Цифрами обозначены: 1,2, 3, 4 - образцы различной теплозащиты, 5 - рупорная ВЧ антенна; 6, 7 - аэродинамические щитки (соответственно правый внизу и левый вверху) в хвостовой части аппарата. Стрелками отмечены многочисленные (в том числе расположенные на аэродинамических щитках) датчики температуры и давления. 289
Технографика А. Маханько Конструктивно-компоновочная схема БОРа-2: 1 - внешнее абляционное (уносимое) теплозащитное покрытие с нанесенными полосами термоиндикаторной краски; 2 - топливный бак для двигателей газодинамического управления; 3 - парашютная система спасения; 4 - силовой привод поворотных консолей крыла; 5 - поворотные (складывающиеся) консоли крыла; 6 - хвостовой стабилизатор (киль); 7 - два блока (по два ЖРД) двигателей газодинамической системы для управления по крену; 8 - центральных блок из четырех газодинамических ЖРД для управления по тангажу и рысканью; 9 - элементы металлического силового каркаса (планера) аппарата; 10 - баллон с инертным газом (гелием?) системы вытеснительной подачи топлива; 11 - блоки бортовых систем (автоматики, управления, радиотелеметрических, бортовых и внешнетраекторных измерений и т.д.); 12 - двигательная арматура. Космические крылья 290
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» ческого нагрева в нижней части корпу- са модели размещались образцы раз- личной теплозащиты и конструкцион- ных материалов. На поверхности моде- ли располагалось большое количество приемников воздушного давления и датчиков температуры. Для определе- ния эффективности управления по крену и тангажу один из аппаратов (БОР-2 №104) оснащался аэродинами- ческими щитками. Другие органы аэ- родинамического управления (руль направления на киле и элевоны на консолях крыла) на всех аппаратах от- сутствовали. Для определения локальных зон наг- рева на верхнюю поверхность наноси- лись термоиндикаторные краски. В центральном отсеке располагалась двухкаскадная парашютно-тормозная система спасения. По кадрам архив- ной киносъемки можно восстановить последовательность всех операций по укладке парашютов. Парашюты сна- чала вручную последовательно укла- дывались в парашютный контейнер, который затем размещался в цент- ральном отсеке аппарата. Для запусков первых БОРов (БОР-1, -2, -3) по суборбитальной траектории конструкторским бюро Омского авиа- завода (будем придерживаться наиме- нований того времени) на базе серий- ной одноступенчатой баллистической ракеты 8К631 была разработана моди- фикация К63Д. Доработки заключа- лись в создании нового двухстворчато- го головного обтекателя (ГО) и системы крепления изделия к ракете. Макси- мальное число М, сообщаемое ракетой модели, составляло М~ 14 (для аппара- тов БОР-2). Общая длительность поле- та достигала 15 минут, при этом дли- тельность экспериментального участ- ка входа и полета в атмосфере состав- ляла около 30 сек. В дальнейшем экс- периментальный участок был расши- рен до диапазона скоростей М=4-15 в диапазоне высот 120-25 км. В пусках аппаратов БОР-3 максимальная ско- рость достигала М = -13,3. Первый БОР (БОР-1, упрощенный макет) предназначался для комплекс- ных летно-конструкторских испыта- ний созданной экспериментальной ба- зы: модели совместно с доработанной ракетой-носителем, наземными стар- товым и измерительным комплексами. Он имел нештатную деревянную об- шивку, которая «гарантировала» раз- рушение ракетоплана на этапе вхож- дения в атмосферу, делая его, таким образом, «невозвращенцем». «Деревян- Хронология запусков аппаратов БОР-1, -2, -3 № Тип Сер. № Датам время пуска Особенности конструкции и результат полета 1 БОР-1 15.07.1969 Упрощенное макетное изделие. Цель запуска - лет- но-конструкторские испытания созданной экспери- ментальной базы (модели совместно с PH и назем- 2 БОР-2 101 06.12.1969, ным стартовым и измерительным комплексами). Программа запуска полностью выполнена. Основная программа полета выполнена, однако из- за отказа системы управления (по каналу крена) на высоте 25 км модель перешла на траекторию бал- листического спуска с вращением по крену вокруг 3 БОР-2 102 09:00 ДМВ 31.07.1970, вектора скорости, из-за чего парашютная система вводилась в действие на нерасчетном режиме и не обеспечила спасение аппарата. Программа полета выполнена полностью. Послеполет- ный анализ выявил недостаточность тепловой герме- тичности технологических швов нижних крышек корпу- 4 БОР-2 103 05:00 ДМВ 22.04.1971, са модели, вследствие чего имело место проникнове- ние горячего газа внутрь корпуса. На нижней поверхности модели устанавливалась экс- периментальная ниобиевая панель. Научная програм- ма полета выполнена полностью, но на 609-й секунде полета вследствие разрушения экспериментального 5 БОР-2 104 07:22 ДМВ 08.02.1972, участка теплозащиты из ниобиевого сплава произош- ло прогорание бака горючего и обгорание некоторых электрожгутов, что привело к ряду отказов, в том чис- ле системы ввода в действие парашютной системы. Модель была снабжена неподвижными аэродинами- ческими щитками с углом отклонения 7°. В носовой части устанавливался сбрасываемый в полете груз весом 25,6 кг, обеспечивший перебалансировку в по- 6 БОР-3 301 08:59 ДМВ 24.05.1973, лете в широком диапазоне углов атаки (а=30-67,5°). Программа полета выполнена полностью, система спасения обеспечила сохранность модели. После старта на высоте около 5 км (при скорости М~0,94) произошло разрушение ГО, вызвавшее неп- редусмотренное программой отделение модели. Пос- 7 БОР-3 302 06:50 ДМВ 11.07.1974, ле этого модель совершала нестабилизированный по- лет и взорвалась при падении в 39 км от старта. На модели была изменена форма фонаря (см. фото), обводов корпуса в хвостовой части и расположение консолей относительно корпуса. На нижней поверх- ности устанавливалась ниобиевая панель. В полете программно изменялся угол развала (поперечный угол установки) консолей крыла для оценки эффек- 08:01 ДМВ тивности аэродинамического управления в каналах крена и тангажа. Экспериментальная программа по- лета выполнена полностью. Система спасения моде- ли сработала нормально, однако вследствие повреж- дения купола основного парашюта, вызванного попа- данием на него остатков окислителя после выработ- ки горючего, приземление произошло с высокой ско- ростью, вследствие чего модель разрушилась. ный» БОР-1 имел меньшую массу (око- ло 700 кг) и был запущен 15 июля 1969 г. на высоту 100 км. В ходе перво- го суборбитального полета, при входе в плотные слои атмосферы со скоростью 3,61 км/сек аппарат, естественно, сго- рел. Однако еще до высоты 60-70 км по радиотелеметрии была получена цен- ная информация об успешном выпол- нение основных этапов программы по- лета - отделении от носителя, полета на космическом участке траектории и 1 Ракета Р-12 (8К63, код Минобороны США SS-4, условное наименование NATO - Sandal) была разработана в ОКБ-586 (НПО «Южное», г. Днепропетровск) под руководством Михаила Янгеля. При стартовом весе ~42 т ракета длиной 22 м и диаметром 1,652 м могла доставить боеголовку весом 1300-1630 кг на дальность до 2080 км с точностью (КВО) 1,1-2,4 км. Ракета стояла на вооружении с 04.03.1959до 1990 года (всего к 1965 г. было развернуто более 608 пусковых установок) и оснащалась легким (тротиловый эквивалент 1,0-1,3 Мт) и тяжелым (2,0- 2,3 Мт) термоядерными боевыми блоками. Боевой аналог PH имеет насыщенную историю - это одна из немногих боевых баллистических ракет, которая выполнила несколько испытательных пусков со штатной ядерной боеголовкой. Так, в сентябре 1961 г. были произведены два пуска ракеты с ядерным зарядом из-под Воркуты по боевым полям на Новой Земле в рамках операции «Роза»; 27 октября 1961 г. были выполнены пуски К-1 и К-2 для проведения космических ядерных взрывов на высоте 150 и 300 км над полигоном Сары-Шаган в Казахстане; 22 и 28 октября и 1 ноября 1962 г. были произведены пуски К-3, К-4 и К-5 с подрывом ядерного заряда над Сары-Шаганом на высотах 290, 150 и 59 км соответственно. Р-12 сыграла свою роль и во время Карибского кризиса, фактически явившись его причиной: в 1962 г. на Кубе было развернуто 24 пусковые установки ракет (три полка) из состава 13-й ракетной дивизии стратегического назначения. 291
Космические крылья Киноархивы Музея ФГУП РСК «МиГ> ▲ Кинограмма последовательности (сверху вниз) укладки двухкаскадной парашютной системы ► Кинограмма выпуска двухкаскадной па- рашютной системы (последовательность кадров сверху вниз, слева направо). Съе- мочная камера установлена внутри пара- шютного отсека, на передней стенке, поэ- тому за счет большого положительного угла тангажа модели видна линия горизонта. Киноархивы Музея ФГУП РСК «МиГ» при входе в атмосферу. Модифициро- ванная ракета подтвердила свою рабо- тоспособность, обеспечив вывод моде- ли в расчетную точку с заданными па- раметрами полета. Наземный старто- вый и измерительный комплексы по- лигонов также полностью выполнили свои задачи, подтвердив полную готов- ность экспериментальной базы к лет- ным исследованиям. Всего в период 1969-1974 гг. было произведено шесть пусков, основные результаты которых представлены в хронологической таблице. Каждый пуск учитывал результаты, достигну- тые в предыдущих экспериментах, и ставил перед собой, как правило, более сложные исследовательские задачи. Все запуски осуществлялись с поли- гона «Грошево-2», расположенного на территории ГНИКИ ВВС (рядом с по- селком Владимировка Астраханской области) в сторону Государственного научно-исследовательского испыта- тельного полигона № 10 МО СССР (Са- ры-Шаган, ГНИИП-10)1. Последний был выбран в качестве конечной точ- ки суборбитальной траектории не слу- чайно: он предназначался для реаль- ной отработки и испытаний нацио- нальных средств противоракетной обороны и начал строиться летом 1956 г. в районе озера Балхаш после принятия специального правитель- ственного решения о создании экспе- риментального полигонного комплек- са средств ПРО - системы «А». Инстру- ментальные средства полигона1 2 по- зволяли обнаруживать и отслеживать 1 В 1947 году ракетчикам потребовался полигон для пусков германской трофейной ракеты А-4 («Фау-2») и ее аналога, первой советской баллистической ракеты дальнего действия Р-1. В тоже время и авиаторам стало не хватать размеров подмосковных полигонов - появилась авиация, оснащенная ракетным вооружением. Потребности двух отраслей совпали, и им для испытаний выделили обширную территорию в низовьях Волги. Так были образованы два близлежащих полигона: авиационный (рядом с поселком Владимировка), ставший впоследствии ГК НИИ ВВС, и ракетный Капустин Яр (Государственный центральный полигон №4 МО СССР, ГЦП-4). 2 На ГНИИП-10 были сооружены РЛС дальнего обнаружения «Дунай-ЗУП» и «Днестр-М», система радиолокационного сопровождения космических объектов и боеголовок МБР РЭ-2М и РТН (радиолокатор точного наведения), РЛС «Истра», РЛС селекции баллистических целей «Неман» и другие. Учитывая оснащенность полигона, на его базе еще в сентябре 1957 г. (в соответствии с постановлением Совета Министров от 03.09.1956) был организован наземный измерительный пункт НИП-3 в рамках создания наземного командно-измерительного комплекса 292
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» движение любых малоразмерных це- лей в ближнем космосе и в атмосфере со снятием всей необходимой телемет- рии, что и было использовано в поле- тах БОРов. Переходу к летным исследованиям предшествовал большой объем назем- ных и летных испытаний. В частнос- ти, проверка работоспособности аб- ляционного теплозащитного покры- тия корпуса модели для последующих пусков производилась на термостенде в струе реактивного двигателя. Отра- ботка сброса створок доработанного защитного обтекателя проводилась на специальных стендах на земле и в воздухе (для этого собранный обтека- тель подвешивали на кране). Отделе- ние модели от ракеты-носителя отра- батывалось на макете с использова- нием горизонтальной тележки с без- моментной подвеской. Двухкаскадная система спасения модели была разработана и изготовле- на в НИИ автоматических устройств. Испытания системы спасения модели проводились на весовых и геометри- чески подобных макетах, сбрасывае- мых с самолетов и вертолетов (сначала Ми-4, затем Ми-6). На весовых макетах ▲ Весовой макет БОРа перед началом подъема на вертолете Киноархивы Музея ФГУП РСК «МиГ» ▲ Кинограмма отработки выпуска Ж Кинограмма отработки парашютной системы (выпуска основного парашюта, основного парашюта при сбросе последовательность кадров сверху вниз, слева направо) при сбросе весового макета. габаритно-весового макета. Киноархивы Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архивов Музея ФГУП РСК «МиГ» (КИК) для обеспечения полета научного тяжелого искусственного спутника Земли - объекта Д, запуск которого был успешно осуществлен со второй попытки 15 мая 1958 г. Радиолокационные средства полигона, в частности, экспериментальный радиолокатор РЭ-2, уже в 1958 г. впервые осуществили многократные проводки объекта Д - третьего советского искусственного спутника Земли. 293
Космические крылья проверялась прочность куполов пара- шютов. На геометрически подобных макетах отрабатывалась схема ввода в действие парашютной системы в це- лом, и определялись ее параметры (в частности, скорость и высота ввода парашютов). В результате испытаний был разработан алгоритм работы сис- темы спасения, согласно которому вы- пуск тормозного парашюта произво- дился по командам от программного механизма. Тормозной парашют кре- пился с помощью подвесной системы, состоящей из трех строп, каждая из ко- торых цеплялась с помощью пиробол- тов. Между стропами тормозного пара- шюта (см. верхний кадр центральной кинограммы) оставалась свободная стропа, связанная с основным пара- шютом. На высоте 3 км по команде от бортового барометрического реле про- ▲ Фотографии двух крайних положений качающегося аппарата при определении его массо-инерционных характеристик исходил отстрел строп тормозного па- рашюта. При этом он начинал играть роль вытяжного парашюта, иницииру- ющего выпуск основного - вытягивая его оставшейся стропой. Затем тормоз- ной парашют окончательно отстрели- вался, и раскрывался купол основного парашюта. Скорость приземления мо- дели на основном парашюте составля- ла 12-14 м/сек. Система установки модели на раке- те-носителе разработана конструктор- ским бюро Омского авиационного за- вода (производителя PH) и изготовлена и отработана в Летно-исследовательс- ком институте. После сборки и монтажа бортового оборудования аппарат прошел много- этапную предполетную подготовку, на- чинавшуюся с определения центровки и моментов инерции. Последние для снаряженного аппарата определялись на специальном стенде по принципу физического маятника путем измере- ния частоты его колебаний (качаний). Заключительным этапом предполет- ной подготовки БОРа являлись авто- номные и комплексные испытания, во время проведения которых проверя- лась работа бортовой системы. В про- цессе проведения комплексных испы- таний имитировалось выполнение программы полета с выдачей и контро- лем исполнения всех команд. Испыта- ния производились на специальной те- ▲ Фотографии аппарата БОР-2 на тележке перед проведением и во время проведения комплексных предстартовых проверок. Ха- рактерная полосатая окраска обусловлена нанесенными на поверхность линиями тер- моиндикаторной краски, меняющей свой цвет в зависимости от температуры нагрева. Вакуумная заправка двигательной установки аппарата топливом осущес- твлялась из мерных емкостей. Компо- нентами топлива являлись высокоток- сичные азотная кислота и гептил. Так лежке, допускавшей повороты модели по каналам тангажа, крена и курса (рысканья). Фото из архивов Музея ФГУП РСК «МиГ» ▲ Ручная заправка компонентами топлива как все операции по заправке осущес- твлялись вручную при непосредствен- ном контакте с БОРом, то оператор- заправщик манипулировал кранами и вентилями, облаченный в костюм хи- мической защиты. После завершения всех проверок и заправки аппарата те- лежка вместе с аппаратом транспор- тировалась на стартовую позицию, где с нее осуществлялась стыковка аппа- рата с PH. Но перед этим в качестве заключительных операций осущес- твлялась зарядка пиротехники, зак- рытие люков, перевод подвижных кон- солей крыла в сложенное стартовое положение («шалашиком на спине») и установка фонаря. Все технологические операции по подготовке БОРа осуществлялись под непосредственным контролем воен- ных представителей Министерства обороны СССР. Предстартовые операции, включая контрольные проверки бортовой аппа- ратуры, производились под открытым небом. Стыковка аппарата с PH выпол- нялась на стартовой позиции с приме- нением обыкновенного строительного автокрана, к стреле которого на обыч- ных стропах был подвешен БОР, вруч- ную расчаленный тросами для предо- твращения раскачивания и для более точной стыковки с PH, находящейся в горизонтальном положении на транс- портном лафете1. Точная стыковка осуществлялась крановщиком совме- стно с держащими расчалки по коман- дам старшего, усиливаемым ручным мегафоном. Аппарат стыковался к торцу перед- ней рамы PH с помощью взрывных болтов и дополнительно фиксировал- ся от боковых перемещений поддер- живающей фермой, отбрасываемой после сброса головного защитного об- текателя. В состыкованном положении про- изводились совместные горизонталь- ные испытания ракетоплана и PH, после которых на ракету устанавли- вали защитный обтекатель. Но перед этим на ГО и аппарате осуществля- лась последняя проверка целостнос- ти всех пиротехнических цепей. В по- ложении под обтекателем сложенные крылья модели фиксировались упо- рами. Соединение створок ГО между собой и стыковочным шпангоутом ракеты осуществлялось также взрыв- ными болтами. Снаружи обтекатель имел теплозащитную обмазку. После установки ГО ракета-носитель пере- водилась в вертикальное положение (установщиком 8У210, созданным на базе одноосного автотягача МАЗ- 529В) и выставлялась по азимуту пус- ка. Окончательное решение о готов- ности к запуску принимала комиссия с учетом результатов комплексной предполетной проверки. Архивная киносъемка Министер- ства обороны дает нам возможность увидеть последовательность основных предстартовых операций. Заметим, что точно также на боевой вариант ракеты (8К63) устанавливалась термоядерная боеголовка, только для фиксации боеголовки использовался уже не автокран, а специальное крановое устройство на рельсовых направляющих. 294
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» Киноархивы Музея ФГУП РСК «МиГ ▲ Военный представитель наблюдает за проведением предстартовых операций на БОРе. ▲ На кадрах сверху вниз: Установка ракеты в вертикальное положение; Установка ракеты по азимуту стрельбы и набор стартовой готовности; Пуск; Группа послеполетного анализа телеметрии за работой. Киноархивы Музея ФГУП РСК «МиГ* Затем после заправки ракеты и пос- ледних предстартовых операций дава- лась команда «Пуск», и ракета, сотря- сая окружающую степь оглушитель- ным грохотом, величественно подни- малась над токсичным облаком вых- лопных газов и гордо уходила в небес- ную высь. Дальше в соответствии с програм- мой полета на высоте 100 км, при ско- рости 3,8 м/сек выдавалась главная команда, по которой выключался дви- гатель PH и разарретировались гирос- копы системы управления ракетопла- на. Через шесть секунд после главной команды происходил сброс створок ГО и одновременно начинался поворот крыльев модели из сложенного поло- жения в рабочее. На 8-й секунде отбра- сывалась поддерживающая ферма, и на 12-й секунде БОР отделялся от раке- ты. Сразу же после разделения вклю- чалась система управления, которая производила начальный поворот БОРа по тангажу на заданный угол входа в атмосферу и в дальнейшем осущес- твляла стабилизацию углов крена, кур- са и тангажа. На участке входа в атмосферу на вы- соте 90 км отключалась стабилизация угла тангажа, и БОР переходил на ре- жим собственной аэродинамической балансировки. Дальнейшая типовая (для всех штат- ных пусков) программа полета предус- матривала следующие операции. Для эффективного торможения аппарата перед вводом в действие его системы спасения по командам программных механизмов БОР должен был перейти в режим вращения вокруг вектора ско- рости. Двигаясь по спирали, аппарат на высоте 20 км при скорости полета 300 м/сек должен был произвести вы- пуск тормозного парашюта, который осуществлял бы дальнейшее торможе- ние до скорости, необходимой для вво- да в действие основного парашюта. За- тем, как мы уже знаем, на высоте 3 км по командам барореле должен был про- изводиться отстрел тормозного и вы- пуск основного парашюта. После это- го, полностью выполнив программу полета, аппарат приземлялся. Первый полностью укомплектован- ный аппарат БОР-2 №101 был запу- щен 6 декабря 1969 г., в 09:00 по моско- вскому времени. При длине 2686 мм и массе 790 кг, он, в отличие от первого БОРа, имел металлический каркас и 295
Космические крылья Фото из архива В. В. Студнева ▲ Вячеслав Васильевич Студнев штатную несущую обшивку, изготов- ленную из асбо- и стеклотекстолита. Первый зачетный пуск должен был подтвердить в реальном полете воз- можность устойчивого управляемого спуска летательного аппарата выбран- ной формы и провести ряд исследова- ний, в частности: - определить аэродинамические ха- рактеристики, балансировочный угол атаки, коэффициенты теплообмена и распределение давления по поверхнос- ти аппарата; - испытать образцы радиационной теплозащиты. Для этого на нижней по- верхности БОРа были установлены об- разцы из ниобия, изготовленные по технологии, отработанной для изго- товления планера орбитального само- лета «Спираль»; - исследовать затухание радиоволн при наличии пристеночной плазмы. После отделения от PH аппарат в ав- тономном полете выполнил заданную программу на космическом участке траектории, при входе в атмосферу и на гиперзвуковом участке полета в ат- мосфере. Система стабилизации обеспечила вход БОРа в плотные слои атмосферы с углом атаки а=43° и углом скольже- ния р = 2° при углах крена, близких к нулю. При полете в атмосфере, в усло- виях воздействия возмущающих мо- ментов, система стабилизации обес- печила стабилизацию угла крена до высоты 25 км. Однако не все прошло по задуманной программе: на высоте Н = 25 км вследствие выхода из строя гироскопа по каналу крена, произошедшего из-за недос- таточности угла прокачки внешней рамки гироскопа, модель получила вращение по крену. Дальнейший полет проходил по баллистической траектории с вращением мо- дели вокруг вектора скорос- ти. Вследствие этого пара- шютная система вводилась в действие на нерасчетном ре- жиме и не смогла обеспечить спасе- ния модели. Наземный измерительный комплекс обеспечил прием телеметрической информации и измерение траектории на протяжении всего полета модели, благодаря чему летные исследования БОРа-2 № 101 позволили определить: - значения балансировочных углов атаки и аэродинамическое качество аппарата; - распределение температур и дав- лений по внешней поверхности БОРа. Как и ожидалось, максимальные температуры были зафиксированы на нижней поверхности модели, а темпе- ратуры на верхней поверхности ока- зались существенно ниже (при этом температура во внутренних отсеках не превышала +10 °C). Полученная картина распределения давления по нижней поверхности аппарата пока- зала, что коэффициент давления в об- ласти критической точки на сфери- ческом носовом затуплении удовлет- ворительно согласуется с теоретичес- ким значением. Пуск позволил провести натурные испытания образцов радиационной теплозащиты на основе листового ни- обия с различимыми противоокисли- тельными покрытиями и определить их максимально допустимые темпера- туры. Результатом пуска также яви- лось зафиксированное при входе в плотные слои атмосферы ослабление радиосигнала в метровом, сантимет- ровом и дециметровом диапазонах ра- диоволн. После анализа полученных в полете аппарата БОР-2 № 101 результатов и до- работки системы управления через семь месяцев, 31 июля 1970 г., в 5 часов утра по московскому времени, был произве- ден пуск следующего изделия, № 102. Задачи этого пуска в целом повторяли задачи предыдущего пуска (кроме за- дачи изучения прохождения радио- волн через пристеночную плазму): - определение аэродинамических характеристик; - получение распределения темпе- ратур и давления по поверхности ап- парата; - исследование образцов радиаци- онной (ниобиевой) теплозащиты. Однако в этот раз испытатели хотели получить более детальную картину тем- ператур на поверхности (и в глубине) асботекстолитовой обшивки аппарата. Программа полета БОРа-2 № 102 бы- ла выполнена полностью. Никакие официальные отчеты не смогут пере- дать волнение и чувства испытателей, впервые увидевших свой аппарат пос- ле успешного гиперзвукового полета. И уж конечно, в этих отчетах отсутствует описание эмоциональных событий, ко- торые остаются только в памяти оче- видцев. Поэтому, перед тем как перей- ти к изложению официальных резуль- татов полета БОРа-2 № 102, мы предос- тавим слово В. В.Студневу: «БОР-2 пускали из Грошево-2 - это был полигон, специально оборудован- ный для испытаний боевого примене- ния бомбардировщиков. Он был обору- дован скоростными кинотеодолитами КТС, измерительными пунктами, и на нем чуть подальше, в сторону Капус- тинного Яра, была организована тех- ническая и стартовая позиция ракеты 8К63 с большим монтажно-испыта- тельным корпусом (МИКом). Необходимо сказать, что у меня, по- мимо участия в пусках БОРов, было еще два поручения “на перспективу”, которые мне дал Г. Е. Лозино-Лозинс- кий через Г. П. Дементьева в Москве. Нам нужно было поближе познако- миться с технологиями работы с ток- сичными топливами (НДМГ+АТ), кото- рые не применялись в авиации, но бы- ли заложены нами в проект орбиталь- ного самолета. Во-вторых, у меня была задача присмотреть место будущих ис- пытаний “Спирали”. Я должен был найти место, где можно было бы запра- вить самолет, где его проверить, испы- тать, где мы будем летать, где садить- ся, какие полосы использовать и т.д. Геннадий Петрович прямо так и напут- ствовал меня перед командировкой: - Там посмотри, здесь поройся, од- ним словом, везде поищи! Но вернемся к БОРу-2 № 102. Поверх термокрасок на верхней поверхности аппарата наносился защитный лак. С точки зрения испытаний это было осо- бенно не нужно, но лак обеспечивал со- хранность поверхности во время пред- полетной подготовки. Перед отправкой аппарата на техническую позицию мы решили его проводить, как положено в авиации. Расстелили на верхней по- верхности БОРа-2 газетку, прямо на нем порезали огурчики, колбаску, ну и махнули за удачу... Затем все убрали, но... газета при- липла к лаку! Когда мы ее отрывали, часть ее так и осталась на аппарате. Мы подумали - ну да Бог с ней! Состыковали аппарат с 8К63, к раке- те подошел установщик, поднял стрелу и установил ракету на уже стоящий стартовый стол. Подняли 115-ю тележ- ку, поставили ракету, зашли в убежище, пустили. Все прошло нормально! Хо- рошо организованные груп- пы поиска засекли аппарат, и мы сели в вертолет. Лететь с нами напросился замести- тель начальника ведущего отдела ЛИИ по испытаниям Александр Сухов - дело было в том, что он был охотник. А в носок аппарата для балласта 296
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» была засыпана дробь, и директор ЛИИ Виктор Васильевич Уткин, буду- чи еще более заядлым охотником, строго-настрого наказал Сухову: - Ты отвечаешь за каждую дробин- ку! Чтобы ни одна не пропала! На месте приземления БОРа-2 об- наружилось, что часть носка от удара отвалилась, дробь рассыпалась, и пришлось Сухову ее поштучно соби- рать - в траве, на четвереньках, под наши шутки... Послеполетный анализ полученной телеметрии показал штатную работу системы ГДУ, и устойчивый баланси- ровочный угол 56°, вроде бы все нор- мально... Но что самое интересное - внешний осмотр аппарата показал ре- альное распределение потоков в хвос- товой части, которого никто не ожи- дал! Сопла двигателей ГДУ на заднем торце были срезаны плазмой, словно газовой горелкой. Мы прямо обалдели! Но общая теория обтекания выбран- ной аэродинамической схемы (несу- щий корпус со сложенными консолями крыла) была подтверждена. Корпус ап- парата был сделан по плазам совме- щенных сечений, все было выверено, аэродинамическое подобие, включая гладкую поверхность, было полным (как тут не вспомнить Микояна, кото- рый часто проверял гладкость поверх- ности своих самолетов, ходя по цехам и проводя по ним ладошкой), и у нас по- лучилось плавное, ламинарное, очень красивое распределение потоков. Не бы- ло никаких скачков, никаких уплотне- ний потока, но что самое интересное - рядом с тем местом, где отвалился нос, на верхней поверхности, мы нашли ту газетку, которая прилипла, когда мы «поддавали», рядом остались какие-то нитки - ничего это не сгорело! Я по просьбе Ивана Андреевича Солодуна позвонил Гйеб Евгеньевичу [Лозино-Ло- зинскому] и рассказал все. Он ответил: - Такого просто не может быть! Ты, наверно, что-нибудь не понял или не на то смотрел! Вы там хорошо отпразд- новали-то? То есть дал понять, что мы там все были просто “поддатые” по поводу ус- пешного запуска. Я отвечаю: - Нет, ГЬеб Евгеньевич, там в самом деле газета была! Мы это место с газе- той сфотографировали и отправили снимок к вам в Москву. Лозино-Лозинского очень обрадова- ло распределение температур. То, что просчитали наши специалисты, под- твердилось. Ведь Лозино-Лозинский по своей основной специальности был газодинамик, и, как он сам считал, лучший в мире! Он вообще считал, что вся аэродинамика произошла от газодинамики. Полет БОРа-2 №102 показал, что с плазмой шутки плохи, и стало понят- но, что двигатели в хвостовой части нужно от плазмы защищать. Именно поэтому впоследствии на “Буране” и в других наших проектах специально для этого предназначается балансиро- вочный щиток». Итак, в результате летных испыта- ний изделия № 102 были определены: - значение балансировочного угла атаки; - аэродинамическое качество; - положение центра давления; - распределение температур и дав- лений по поверхности аппарата, а так- же распределение температур по глу- бине теплозащитного покрытия. В частности, было определено, что в ди- апазоне высот полета Н= 175-100 км температура поверхности БОРа прак- тически не изменяется и составляет для нижней поверхности около +20 °C, а для верхней примерно 0 °C. С высоты ~ 100 км наблюдается резкий рост тем- пературы нижней поверхности, кото- рая на высоте Н = 60 км достигает зна- чения 300 °C и в десять раз превышает температуру верхней поверхности; - выявлены зоны локального повы- шения температуры на отдельных час- тях аппарата. Применение термоинди- каторов позволило определить зоны локального повышения тепловых пото- ков на носовой части корпуса БОРа, а также на лобовой и средней части фо- наря слева и справа по полету. В этом пуске, как и в предыдущем, проводились испытания образцов ра- диационной теплозащиты на основе ниобиевого сплава с различными про- тивоокислительными покрытиями. Испытания показали возможность применения ниобиевых панелей в ус- ловиях баллистического входа в атмо- сферу в качестве радиационной тепло- защиты (излучением) при кратковре- менном нагреве. В то же время анализ результатов пуска БОРа-2 № 102 выявил недоста- точность тепловой герметичности тех- нологических швов нижних крышек корпуса изделия, из-за чего горячие газы проникли внутрь корпуса. Эксперименты были продолжены за- пуском БОРа-2 № 103 утром 22 апреля 1971 г. Случайно или нет, но этот за- пуск был произведен в 101-ю годовщи- ну со дня рождения В. И. Ленина, в день всесоюзного коммунистического субботника. Цели летных испытаний изделия № 103 являлись дальнейшим развитием исследований, проведен- ных в предыдущих полетах: - определение аэродинамических характеристик; - получение распределения давле- ния по поверхности аппарата; - исследование теплообмена; - исследование в натурных услови- ях полета различных образцов радиа- ционной и абляционной теплозащиты; - исследование прохождения радио- волн через пристеночную плазму в сантиметровом и метровом диапазоне. Однако полноценного трудового по- дарка ко дню рождения вождя мирово- го пролетариата не получилось: про- грамма полета была выполнена лишь частично. На 609-й секунде полета вследствие разрушения одного из экс- периментальных участков теплозащи- ты из ниобиевого сплава произошло Общий вид PH К63Д с первыми аппаратами БОР-1, -2, -3; головной обтекатель условно показан полупрозрачным Технографика А. Маханько 297
Космические крылья прогорание бака горючего и обгорание некоторых электрожгутов, что приве- ло к прекращению работы двигатель- ной установки системы стабилизации и преждевременному вращению моде- ли. Повреждение электрожгутов, в свою очередь, вызвало нарушение пе- редачи радиотелеметрической инфор- мации и привело к отказу системы ввода в действие парашютной систе- мы. Но что поделаешь, на то они и ис- пытания, ведь создатели БОРов втор- гались в неведомое... Несмотря на разрушение аппарата при жесткой посадке, в этом пуске уда- лось получить очень важные и инте- ресные данные. Послеполетный ана- лиз показал, что температура ниобие- вой полосы на нижней поверхности ап- парата превысила допустимое значе- ние, что и привело к ее разрушению. Было доказано, что повышение темпе- ратуры по сравнению с ожидаемой (расчетной) произошло из-за увеличе- ния коэффициента теплообмена от пограничного слоя к стенке. В качест- ве наиболее вероятной причины роста теплообмена была названа турбулиза- ция потока на полосе за счет неучтен- ных расчетами возмущающих факто- ров (поперечные стыки между листа- Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» ▲ Нижняя поверхность БОРа-2 №103 (направление полета слева направо). В центральной части аппарата хорошо видна полоса из различных образцов радиационной (ниобиевой) теплозащиты. ▼ Вид на приземлившийся БОР-2 № 104 с борта поискового вертолета. ми, деформация листов под действи- ем высокой температуры и давления и т. п.). Разрушению полосы также мог- ло способствовать оплавление головок крепежных винтов, выступающих в поток на 1-1,5 мм. Однако другие образцы радиацион- ной теплозащиты на основе тугоплав- ких металлов с различными противо- кислительными покрытиями успешно прошли испытания, выдержав интен- сивный нагрев до максимальной тем- пературы 1900-2000 °C без разруше- ния. Кроме радиационной, в этом пус- ке было проведено испытание образ- цов абляционной теплозащиты из стеклопластиков с низкотемператур- ным связующим1. В этом пуске, как и в предыдущих, был получен большой объем других данных с определением: - значения балансировочного утла атаки; - аэродинамического качества; - положения центра давления; - распределения температуры и давления по поверхности аппарата; - зон локального повышения темпе- ратуры на отдельных частях модели - в частности, применение термоинди- каторов позволило определить локаль- ные зоны нагрева на фонаре и киле; - местного коэффициента сопро- тивления трения. В пуске 22 апреля 1971 года было одно принципиальное новшество: ес- ли в других проведенных испытаниях подвижность консолей крыла исполь- зовалась только для размещения ап- парата под ГО ракеты-носителя, после сброса которого консоли раскладыва- лись в рабочее положение и далее ос- тавались неподвижными до самой по- садки, то в полете БОРа №103 впервые было опробовано изменение попереч- ного угла установки консолей в ходе полета. В частности, была определена эффективность управления по крену асимметричным отклонением консо- лей крыла* 2. Добавим, что в этом полете уже тра- диционно наблюдался участок с ослаб- лением мощности радиосигнала3. Запуск БОРа-2 №104 8 февраля 1972 г., в 8 часов 59 минут московского времени, оказался, пожалуй, самым успешным в программе первых БОРов (БОР-1, -2, -3). Удалось не только пол- ностью выполнить насыщенную прог- рамму экспериментов, но и благодаря безукоризненной работе системы спа- сения аппарат приземлился совершен- но неповрежденным. Несмотря на то, что сухая формули- ровка большинства целей запуска поч- ти полностью повторяла аналогичные цели у аппаратов-предшественников: - определение аэродинамических характеристик; - получение эпюр распределения давления и температуры по поверхнос- ти аппарата; - испытания в натурных условиях полета образцов различных теплоза- щитных материалов; была и одна совершенно новая зада- ча - определение эффективности аэро- динамических органов управления. А это означало, что у БОРа №104 эти са- мые «органы аэродинамического уп- равления» в виде установленных в кор- мовой части нижней поверхности кор- пуса аэродинамических щитков поя- вились! Щитки выполнялись непод- вижными, те. однократно отклоняе- мыми на угол 7°. Кроме щитков, аппарат №104 имел еще одну особенность: в верхней части его носка размещался отстреливаемый в полете груз массой 25,6 кг. Он пред- назначался для изменения в полете ба- лансировочного значения угла атаки и обеспечения заданных условий ввода в действие системы спасения. Экспери- мент с центровочным грузом увенчал- ся полным успехом: в результате про- изведенной в полете перебалансиров- ки путем его отстрела был реализован широкий диапазон изменения угла атаки, равный «=30-67,5°. При этом были определены: - значения балансировочного угла атаки при различных центровках; - аэродинамическое качество; - положение центра давления; - распределение температуры и давления по поверхности аппарата; - работоспособность образцов раз- личных теплозащитных материалов (в частности, было проведено испытание образцов различных стеклопластико- вых теплозащитных материалов); - эпюры распределения давления и температуры по поверхности корпуса аппарата; - эффективность аэродинамичес- ких щитков в продольном канале (по тангажу); - производная коэффициента про- дольного момента по углу атаки; - температуры на металлических вставках, размещенных в различных местах поверхности аппарата. Перед запуском система управления аппарата была существенно доработа- на с учетом результатов всех предыду- щих пусков. В результате доработан- ная система управления БОРа №104 парировала все возмущения, возника- ющие при отделении модели от PH, вы- полнила точную стабилизацию задан- ных угловых положений аппарата на космическом и атмосферном участке траектории и обеспечила вывод аппа- Несмотря на то, что на «Спирали» не предусматривалось использование абляционной теплозащиты (за исключением абляционной теплозащиты отделяемой кабины), исследования проводились более широким фронтом. 2 Хотя управленцы доказали неэффективность (по скорости отклонения консолей) такого метода управления по крену, на первых БОРах это пытались проверить. 3 Хотя такой участок традиционно наблюдался с конца 1940-х годов, когда начались опыты по передаче радиосигнала с боеголовок ракет, проходящих спуск в плазме, тем не менее, испытатели БОРов это исследовали и фиксировали, что и нашло отражение в отчетах по пуску. 298
Воздушно-орбитальный самолет «Спираль: рата на режим, соответствую- щий вводу в действие систе- мы-спасения. В итоге все это позволило системе спасения обеспечить сохранность БОРа. Именно благодаря удачному завершению полета аппарата №104 и сейчас, спустя более 30 лет после описываемых со- бытий, после частичного сня- тия секретности с проекта «Спираль», мы имеем возмож- ность более детально познако- миться с БОРом-2 на Московс- ком авиакосмическом салоне (в г. Жуковский), где он перио- дически демонстрируется в составе экспозиции Летно-ис- следовательского института имени М. М. Громова. Дальнейшим развитием се- рии БОР-2 стали аппараты БОР-3. Они также выполня- лись в масштабе 1:3 и в целом повторяли конструкцию и вну- треннюю компоновку преды- дущих ЛА: под съемным фона- рем (имитирующим кабину космонавта) размещался топ- ливный бак, за ним «на спине», в центре масс аппарата, - па- рашютный отсек. Все свобод- ные объемы внутри корпуса занимали блоки аппаратуры и оборудование. Все сопла газо- динамической системы управ- ления выставлялись в задний торец фюзеляжа и жестко фиксировались в определен- ▲ Аппарат БОР-2 в экспозиции ЛИИ на МАКС-2005 ▲ Центральная и носовая части БОРа-2 крупным планом. Вид на парашютный отсек ных направлениях относи- тельно связанной (с аппара- том) системы координат. Будучи немного тяжелее своих предшественников (мас- са достигала 900 кг), БОРы-3 также запускались в космос по баллистической траекто- рии тем же носителем1. Одна- ко новые аппараты были су- щественно доработаны, что позволило планировать более тонкие и разнообразные экс- перименты. Особенностью аппаратов типа БОР-3 являлась изменен- ная форма фонаря и обводов ▲ Аппарат БОР-2: вид слева ▲ Хвостовая часть БОРа-2: вид на киль и имитацию воздухозаборника ОС ▲ Вид на нижнюю, «наветренную» поверхность БОРа-2 ▲ Хвостовая часть, вид слева на неплотно закрытый фюзеляжный балансировочный щиток ▲ Вид снизу-сзади на центральную группу сопел РСУ, обеспечивающих управление БОРа-2 по тангажу и рысканью. Обратите внимание, как гиперзвуковой поток срезал сопла двигателей при спуске аппарата в атмосфере на больших углах атаки ▲ Вид снизу-сзади на одну из двух группу сопел РСУ, обеспечивающих управление БОРа-2 по крену Фото И. Маринина из архива «Новостей космонавтики» Фото И. Маринина из архива «Новостей космонавтики» корпуса в хвостовой части и расположение консолей отно- сительно корпуса. Кроме того, изменение поперечного угла развала консолей крыла в ходе полета стало штатным, что должно было позволить оце- нить эффективность аэроди- намического управления в продольном (по тангажу) и креновом каналах, т. е. исследовать способность аппарата к самобалансировке в широ- ком диапазоне полетных параметров. Кроме того, в качестве теплозащиты нижней поверхности была установле- на ниобиевая панель. БОРы-3 были уже не просто масштабной моделью ОС, как их предшественники: они фак- тически являлись масштабно-кон- структивной копией самолета с зада- чей отработки различных элементов (в частности, теплозащитного экрана го- рячей конструкции) в условиях реаль- ного полета. В связи с этим выскажем интересное предположение по поводу изменения формы фонаря на БОРах-3. До сих пор 1 По неподтвержденной информации, более тяжелые аппараты БОР-3 запускались более мощной ракетой на базе 8К65. Эта информация сомнительна, т. к. грузоподъемности ракеты К63Д вполне хватало для запуска БОРа-3 в сторону полигона Сары-Шаган. 299
Космические крылья Фото из архива Л ИИ им. М.М. Громова ▲ Летающая модель БОР-3 в стартовой конфигурации (с максимально сложенными консолями крыла). ЛИИ, 1973 год на всех предыдущих БОРах-1 и -2 фо- нарь состоял из двух поверхностей, со- единенных клиновидным стыком по оси симметрии аппарата и внешне пол- ностью повторял обводы, предложен- ные еще в аванпроекте «Спирали» в 1966 г. Но на БОРе-3 появляется новый фонарь, форма которого образуется не двумя, а тремя наклонными поверхнос- тями с плоской лобовой гранью. Такое остекление кабины реального ОС долж- но обеспечить летчику обзор вперед без каких-либо искажений. Как мы увидим в дальнейшем, такая же форма фонаря будет использована и на дозвуковом пи- лотируемом самолете-аналоге 105.11, и на последующих БОРах-4 и -6. Логич- но предположить, что на рубеже 1971- 1972 гг. в процессе рабочего проектиро- вания ОС форма его остекления была изменена вслед за изменением облика катапультируемой кабины-капсулы, что и было масштабно скопировано на летающих моделях БОР-3. Итак, в соответствии с конструктив- ными особенностями, на первом аппа- рате БОР-3 №301 планировалось ис- следовать аэродинамические характе- ристики с углами развала консолей крыла 45° и 60° и оценить их эффек- тивность при разных поперечных уг- лах установки. Кроме этого, програм- ма экспериментов на изделии №301 предусматривала исследования в сле- дующих областях: - теплообмен и явления перехода пограничного слоя на гладкой метал- лической поверхности; - радиационная теплозащита из ни- обиевой панели; - работоспособность новых тепло- защитных материалов; - экспериментальная система транс- пирационного охлаждения (с выдавли- ванием газообразного хладоагента че- рез пористую стенку); - испытание в полете опытной ап- паратуры для измерения давления на больших высотах. Пуск БОРа-3 № 301 состоялся 24 мая 1973 г. в 06:50 утра. Несмотря на более чем годовую подготовку аппарата и носителя, программу выполнить не удалось. Вскоре после старта, на высо- те около 5 км, при скорости М~0,94 произошло разрушение головного об- текателя, вызвавшее нарушение нор- мального полета ракеты с последую- щим не предусмотренным програм- мой отделением БОРа, который после этого совершил нестабилизирован- ный полет и взорвался при падении в 39 км от старта. По результатам неудачного пуска была создана аварийная комиссия, ко- торая провела расследование и соста- вила акт с указанием результатов воз- можных причин аварии и перечня не- обходимых мероприятий по доработке PH. На основании акта в течение года был выполнен большой объем допол- нительных расчетов, доработок раке- ты и испытаний, завершившийся пус- ком БОРа-3 №302 11 июля 1974 г. В полете аппарат №302 должен был выполнить исследования, которые не удалось провести на аппарате №301. В результате испытаний при различ- ных углах развала консолей были полу- чены аэродинамические характерис- тики модели, в том числе было выпол- нено изменение балансировочного уг- ла атаки, аэродинамического качест- ва, положения центра давления. Измеренные в полете величины воз- душного давления в поперечном сече- нии корпуса удовлетворительно согла- совывались с расчетными данными, за исключением зоны сопряжения ниж- ней и боковой поверхностей. Полученный характер изменения температуры по длине ниобиевой па- нели свидетельствовал о наличии пе- рехода ламинарного режима течения в пограничном слое в турбулентный. Послеполетный осмотр показал, что при достигнутых температурах на омы- ваемой воздушным потоком поверх- ности ниобиевой полосы не наблюда- лось каких-либо видимых изменений. Однако по периметру полосы в местах ее неплотного прилегания к асботекс- толитовой панели имел место перегрев кромок, приведший к оплавлению про- тивоокислительного покрытия и ос- новного металла. Помимо ниобиевой панели, было проведено испытание образцов и дру- гих опытных теплозащитных материа- лов с получением данных по их прогре- ву по толщине. В частности, было про- ведено исследование образцов на осно- ве молибденовых и вольфрамовых сплавов с противоокислительными по- крытиями в диапазоне температур 20- 1650°C. Кроме пассивной (радиационной), в этом пуске впервые была испытана и экспериментальная активная система транспирационного охлаждения, кото- рая при вдуве азота в пограничный слой обеспечила снижение температу- ры пористой стенки почти в два раза. Система спасения БОРа-3 №302 сработала нормально, однако вслед- ствие повреждения купола основного парашюта, вызванного попаданием на него остатков окислителя после выра- ботки горючего, приземление прои- зошло с высокой скоростью, вслед- ствие чего модель разрушилась. Пуском модели БОР-3 №302 прог- рамма испытаний крылатого воздуш- но-космического аппарата интеграль- ной схемы, называемого разработчи- ками «аппаратом с несущим корпу- сом»1 была завершена* 2. Заключением Государственной комиссии результаты исследований и испытаний было реко- мендовано использовать при создании летательных аппаратов с гиперзвуко- выми скоростями полета. Полученный в результате проведен- ных пусков моделей БОР обширный экспериментальный материал для ис- следования проблем гиперзвукового полета орбитального («воздушно-кос- мического») самолета позволил уверен- но продолжать работы по проекту «Спираль». 7 Справедливости ради аппараты БОР следует отнести к трансформируемым аппаратам, т. к. при сложенных консолях крыла (на участке гиперзвукового планирования) аппарат ввиду малого влияния консолей на положение аэродинамического фокуса можно в самом деле отнести к аппаратам с несущим корпусом, а при раскладке консолей БОР в самом деле «обретает» крыло и становится крылатой бесхвосткой с плавным сочленением крыла и фюзеляжа. 2 На публично представленном в открытой экспозиции ЛИИ имени М. М. Громова на Московском авиакосмическом салоне в августе 2005 г. (МАКС-2005) образце №104 БОРа-2 имелась надпись: «БОР-2 № 1, 2 1969 г., БОР-2 №3-7 1970-1974 гг.», что свидетельствует об изготовлении семи аппаратов БОР-2 и БОР-3, из которых только шесть были запущены. 300
ЛЕТАЮЩИЙ «ЛАПОТЬ» Летчики-испытатели и летчики-космонавты «Спирали» Когда реализация программы «Спи- раль» перешла в фазу рабочего проекти- рования и стали формироваться пер- вые планы постройки опытных и экспе- риментальных образцов, в полном соот- ветствии с канонами плановой эконо- мики СССР в 1966 г. в подмосковном Центре подготовки космонавтов (ЦПК) была сформирована группа для подго- товки к космическому полету на «изде- лии 50» - так в ЦПК зашифровывался орбитальный самолет. В состав группы вошли пять космонавтов, имевших хо- рошую летную подготовку, в том числе космонавт №2 Герман Степанович Ти- тов (1966-1970 гг.)1 и еще не летавшие в космос Анатолий Петрович Куклин (1966-1967 гг.), Василий Григорьевич Лазарев (1966-1967 гг.) и Анатолий Ва- сильевич Филипченко (1966-1967 гг.). Для выполнения космических поле- тов на ОС требовалась квалификация летчика-испытателя, поэтому в начале 1967 г. все космонавты этой группы для приобретения опыта испытателейв обя- зательном порядке были направлены в 8-й Государственный краснознаменный научно-испытательный институт ВВС имени В. П. Чкалова (г. Ахтубинск Астра- ханской области) на переподготовку и для выполнения испытательных поле- тов на самолетах различных типов. К примеру, Г. С. Титов в ходе подготовки в ГНИКИ в 1967 г. принимал участие в ис- пытаниях самолетов МиГ-21 и Су-7 (всех модификаций), Су-9, Су-11, Як-28 и Як-25РВ. Исключение было сделано только для В. Г. Лазарева: он был летчи- ком-испытателем ГНИКИ еще до пос- тупления в отряд космонавтов. Но сре- ди космонавтов ЦПК, откомандирован- ных для повышения летных навыков, были не только готовившиеся по про- грамме «Спираль». Вот как об этом вспо- минал заместитель начальника службы летных испытаний бомбардировочной авиации (СЛИВА) ГНИКИ ВВС Алек- сандр Николаевич Обелов: «Группа из ЦПК к нам прилетала. Они летали, повышая свой класс, как испытатели. Первого космонавта вы знаете - это Ю. А. Гагарин, который пришел в космос старшим лейтенан- том с МиГ-15 на севере. Нисколько не умаляя его навыки летчика, я все-таки думаю, что летал он очень мало. Тем более что МиГ-15 в то время был вер- шиной творчества конструкторов и мастерства строевых летчиков...» Предполагалось, что такие летные сборы будут регулярными, но после ка- тастрофы Юрия Гагарина и Владими- ра Серегина 27 марта 1968 г. в следую- щие несколько лет подготовка космо- навтов в Ахтубинске не проводилась. Вот как об этом впоследствии вспоми- нал1 2 С. А. Микоян, занимавший в сере- дине 1960-х годов должность первого заместителя начальника ГНИКИ ВВС: «Примерно в 1966-1967 гг. было при- нято решение готовить из космонавтов еще и летчиков-испытателей. В 1967 г. к нам впервые прибыли Титов, Филип- ченко и Куклин. Титов тогда уже был космонавтом, а Филипченко и Куклин были кандидатами, и они все трое лета- ли у нас. Как летчики они выполняли тренировочные полеты в своем полку в Чкаловском, но этого было недостаточ- но, поэтому у нас они должны были при- обрести опыт летчика-испытателя. Мы им дали определенную испытательскую практику, хотя испытания, которые они проводили, были не серьезные, в смысле не очень сложные, но все-таки они лета- ли как испытатели. Все они старались, летали хорошо. Особенно много и хоро- шо летал Титов. После выполнения про- граммы я, как председатель квалифика- ционной комиссии, вручил им удостове- рение летчиков-испытателей. В следующем, 1968-м, году они тоже готовились к нам прилететь. 27 марта 1968 г. Главком ВВС маршал авиации К. А. Вершинин успел подписать при- каз о продолжении их работы в каче- стве летчиков-испытателей. Но после того, как в этот день при выполнении тренировочного полета погиб Юрий Гагарин, маршал вернул свой приказ и, перечеркнув свою подпись, запре- тил им летать». В 1969 г., после реорганизации ЦПК (он был преобразован в 1-й Научно-ис- следовательский испытательный Центр подготовки космонавтов имени Ю. А. Га- гарина со статусом НИИ первой катего- рии), группа для подготовки к полетам на «Спирали» была выделена в 4-й отдел 1-го управления ЦПК. Новый отдел с 21 марта 1969 г. возглавил Г. С. Титов, имевший в то время квалификацию старшего инструктора-космонавта. Поз- же, после ухода Титова из отряда кос- монавтов, 7 января 1971 г. 4-й отдел возглавил А. В. Филипченко, также имевший квалификацию старшего инструктора-космонавта. Несмотря на интенсивные трениров- ки летчиков-космонавтов, первые кос- мические полеты на ОС предстояло со- вершить все-таки не им: по устоявшей- ся в авиации традиции первые полеты на новом самолете должен был совер- шить шеф-пилот ОКБ, возглавлявший группу летчиков-испытателей авиаци- онной фирмы-разработчика. Только после того, как «фирменные» летчики- испытатели поднимут «на крыло» новую машину, к полетам на ней могут быть допущены сначала летчики-испытате- ли ГНИКИ ВВС, а затем и строевые лет- чики. В случае с программой «Спираль» функции летчиков-испытателей ГНИКИ и строевых летчиков совмещали в себе летчики-космонавты ЦПК. Шеф-пилотом ОКБ А. И. Микояна в то время был заслуженный летчик- испытатель, Герой Советского Союза Александр Васильевич Федотов. Бы- ло очевидно, что сначала именно ему предстояло поднять в воздух дозвуко- вой самолет-аналог «101», затем ис- пытать сверхзвуковой самолет-ана- лог «102» и только потом можно было кратковременно «дотронуться» до космоса на гиперзвуковом аналоге «103». Разумеется, только летчики, последовательно отлетавшие на всех самолетах-аналогах, могли выпол- 1 Здесь и далее в скобках указан период подготовки космонавта в группе по программе «Спираль». 2 Интервью автору 17 января 2007 г. 301
Космические крылья нить первый космический полет на ЭПОСе. И только после того как ЭПОС будет неоднократно испытан в косми- ческом полете, «микояновские» лет- чики-испытатели должны были пере- дать его как эстафетную палочку лет- чикам-космонавтам ЦПК. Но до первых полетов было еще да- леко: самолеты-аналоги еще только строились, причем с замедляющими- ся темпами... Космонавты же продолжали свои тренировки. Кадровый состав 4-го от- дела со временем менялся - подготовку к полету на «Спирали» в разное время прошли Леонид Денисович Кизим (1969-1973 гг.), Владимир Сергеевич Ко- зельский (август 1969 - октябрь 1971 г.), Владимир Афанасьевич Ляхов (1969- 1973 гг.)1, Юрий Васильевич Малышев (1969-1973 гг.), Александр Яковлевич Петрушенко* 2 (1970-1973 гг.), Анатолий Николаевич Березовой (1972-1974 гг.), Анатолий Иванович Дедков (1972- 1974 гг.), Владимир Александрович Джанибеков (июль-декабрь 1972 г.) и Юрий Викторович Романенко (1972 г.). Наметившаяся тенденция к закры- тию программы «Спираль» привела в 1972 г. к численному сокращению 4-го отдела до трех человек и к снижению интенсивности тренировок. В 1973 г. группа космонавтов темы «Спираль» стала так и называться - ВОС - Воз- душно-орбитальный самолет (иногда встречается и другое наименование - Военный орбитальный самолет). 11 апреля 1973 г. заместителем на- чальника 4-го отдела 1-го управления был назначен инструктор-космонавт- испытатель Лев Васильевич Воробьев. Однако после остановки опытного про- изводства (ЭПОСа и изделий экспери- ментальной серии) в Дубне 1973 год стал последним годом 4-го отдела 1-го управ- ления ЦПК - дальнейшая история отря- да космонавтов ВОС сошла на нет... В последнее время существования отряда «спиральных» космонавтов по ЦПК гуля- ла грустная шутка: «А ВОС и ныне там...» Здесь необходимо сделать небольшое отступление и рассказать о проблемах, которые встали перед создателями ЭПОСа в 1972 г. Как уже говорилось, «новый» филиал ОКБ-155 в Дубне был создан в апреле 1967 г. специально под «Спираль». В условиях постоянных уп- реков в адрес А. И. Микояна («вместо авиации ты занимаешься не своим кос- мосом») с этим накатом «сверху» прихо- дилось считаться, и передача всех ра- бот в дубненский филиал была пра- вильным решением, позволившим вы- полнить этап рабочего проектирования и начать производство первых опыт- ных образцов ЭПОСа. Но время шло, и в условиях централизованной плановой экономики это постепенно стало «секре- том Полишинеля». Интересный пример в связи с этим приводит В. В. Студнев: «Наши работы в Дубне продвигались все с большим трудом - нам было уже понятно, что сверху будут большие препятствия, и нам не дадут делать эту систему у Микояна. С филиалом пош- ли трудности... В начале 1972 г. нашего директора опытного завода (ОКБ Микояна), Бори- са Николаевича Слободского, вызвали “на ковер” к председателю Моссовета, который сказал: - Мы тебя снимаем с работы! Почему ты московские деньги выводишь в Мос- ковскую область?! Я планирую эти деньги по числам, в каком именно районе выдать зарплату - именно в этот район я тут же кину в магазины продукты, промтовары, т.к. в другом месте это уже купили. Эти деньги через торговую сеть тут же вернутся обратно, и я выдам зарплату в другом районе3. Ведь у нас как было - доверенное ли- цо получало деньги на филиал в Моск- ве и мы его вместо инкассаторов со- провождали до Дубны. В итоге мы потеряли и этот филиал...» Приказом министра авиационной промышленности от 19 июня 1972 го- да «...на базе Дубненского машиност- роительного завода и Дубненского ма- шиностроительного конструкторского бюро «Радуга», его филиала на Смоле- нском заводе и филиала Московского машиностроительного завода «Зенит» имени А. И. Микояна» было создано производственно-конструкторское объединение (ДПКО «Радуга») с услов- ным наименованием «п/я Р-6498». И хотя микояновский филиал вошел в «Радугу» отдельным комплексом, это уже ничего не могло изменить в услови- ях сложившейся парадоксальной ситу- ации - тематическое руководство комп- лексом осталось за ОКБ имени А. И. Ми- кояна, но формально (административ- но) это было уже подразделение «Раду- ги». В условиях плановой экономики при отсутствии целевого финансирова- ния это означало фактическую оста- новгу всех работ по «Спирали». Проект опять нужно было спасать... Слово В. В. Студневу: «Когда нам объявили про резолюцию Гречко (а он заказчик, он деньги, это нужно уважать) и отобрали филиал, мы дико переживали - мы этим жили, ничего другого у нас не было, работали так, что порой семьи теряли... На- столько интересно было работать, ведь все это было впервые! И к тому же мы знали, что американцы в этом направ- лении уже работают... Что нам было делать, как поддержи- вать связь, кто нам сможет помочь? Поддержки искать было не у кого, и тогда мы решили обратиться к космо- навтам, попробовать действовать че- рез Звездный городок. К концу 1960-х годов у нас сложи- лись хорошие отношения с космонав- тами, готовившимися к полетам на “Спирали”. Их тогда возглавлял Турман Титов. Помню, как-то Герман Степано- вич попросил меня сделать для них ка- кой-нибудь макет орбитального само- лета для подготовки. У нас был полноразмерный деревян- ный макет, который мы сделали для наших компоновщиков. Свою задачу он выполнил, и мы решили отдать его космонавтам после небольшой дора- ботки. Г. П. Дементьев лично подобрал цвет, совпадающий с цветом ЭПОСа, и мне пришлось просидеть три месяца с малярами. Но как его везти? Вызывает меня к себе Г. Е. Лозино-Лозинский: - Слушай, а как мы его повезем? - Не знаю, но в любом случае нашим транспортом! - А ты знаешь, что наша «тачка» не везде проходит? Он к этому времени уже посмотрел предполагаемый маршрут - грамот- ный был мужик: - Вот наш радиус поворота, и в неко- торых местах мы не проходим, придет- ся где-то по центральным улицам ехать! А ведь все это было «совершенно сек- ретно», и это на нас очень давило! Кончилось тем, что Глеб Евгеньевич пригласил через директора опытного завода «Зенит» Слободского представи- телей КГБ и дам мне команду к их при- езду подготовить (нарисовать) схемы транспортировки - что и где пройдет, где какие высоты, где не пройдет, и т.д. Потому что - не дай Бог, все равно за все отвечаем мы. КГБэшники оказались молодыми парнями, все в звании капитана, зада- вавшими очень грамотные вопросы. А я по ходу встречи чувствую, что Глеб Евгеньевич чем-то недоволен. И в кон- це-концов он спрашивает: - А что молодежь-то прислали? Пос- тарше не нашлось? Ему отвечают: - Вот тот капитан - на самом деле генерал-лейтенант милиции, вон тот - полковник, вы на их форму не смотри- те - они просто сразу на мотоциклах приехали трассу смотреть! Эти же “молодые парни” нас потом и сопровождали до Звездного городка. Организация транспортировки была потрясающей! Мы везли деревянный макет, а не штатное изделие, но какой был уровень! Этот период включал в себя подготовку с июня 1972 г. по апрель 1973 г. в ГНИКИ ВВС для получения квалификации летчика-испытателя с освоением 10 типов самолетов: МиГ-21СМТ, МиГ-21 МФ, Су-7БКЛ, Су-9. В это же время В. А. Ляхов прошел подготовку по методике летных испытаний на самолете МиГ-21, провел в качестве ведущего летчика контрольные испытания самолета и совместные заводские испытания прицельной системы самолета Ту-22М, принимал активное участие в экспериментальной отработке системы управления и исследовании динамики полета изделия «50» (ОС «Спираль»). 2 После выбытия из отряда космонавтов с 15 июня 1973 года занимал должность помощника ведущего инженера и испытателя 4-го отдела. 3 Люди старшего поколения хорошо помнят и понимают, о чем идет речь - о «плановом распределении в условиях социализма», проще говоря - о дефиците. 302
Летающий «лапоть» Перед посадкой в машину мне пере- дали гарнитуру для связи, чтобы я мог говорить со всеми или слушать их со- общения, и сказали: - Если тебе что-нибудь не нравится - сразу нам говори! Мотоциклисты взяли нас в окруже- ние, и мы поехали. Мы шли колонной, я ехал в задней машине, в “Рафике”, так как думал, что поездка будет дол- гой, и мне хотелось иметь место, чтобы вытянуть ноги. Наша колонна всю дорогу шла на большой скорости, не меньше 60 км/ч, и наши сопровождающие отсекали другие машины. Я такого в жизни не видел! Стоило только мне сказать: - Сзади постоянно идет какая-то машина, никуда не уходит, ни влево, ни вправо, и не перестраивается... Это ваша, что ли? Как с ней тут же сближается мотоцик- лист, я даже не успел ничего понять, что он с ней сделал, но эта машина мгновен- но оказалась лежащей в кювете. Как он это сделал?! Подъехал на мотоцикле к ней сзади, что-то ей сказал, и... машина оказалась в кювете! Профессионал! После доставки макета мы остались ночевать в гостинице Звездного город- ка. Утром, на завтраке, к нам подошел начальник наших сопровождающих и сообщил, что всего они вчера таким об- разом согнали в кювет восемь (!) машин, причем в пяти из них были задержаны иностранцы! Оказывается, за нашей колонной, сзади, шла еще одна каваль- када спецмашин с сотрудниками КГБ, о которой мы даже не знали! Именно они- то и хватали... Вот какой большой инте- рес был к нашей работе! Но откуда про- сачивалась информация - неизвестно... Наш деревянный макет поставили в один из корпусов ЦПК, вытащив гори- зонтальные качели. Макет не проходил в ворота, и пришлось сначала выло- мать проем в стене, а затем наклонить макет и немного отпилить ножовкой выступающую часть фюзеляжа. Потом для макета построили новый корпус с большим технологическим проемом, в который он проходил вместе с крыльями. Для оформления класса ЦПК заказал нашим художни- кам (в ОКБ А. И. Микояна был художе- ственный отдел с художниками-инже- нерами) десять планшетов, которые показывали назначение “Спирали” как оружия, демонстрировали все его боевое применение, а также расска- зывали экономическую эффектив- ность как транспортного средства. Эти красочные плакаты были изго- товлены и под грифом “сов.секретно” переданы в ЦПК. С тех пор космонавты нам везде по- могали своим участием. Например, по- надобился нам какой-нибудь узел - я звонил космонавтам: - Ребята, кто с нами поедет? Женя Хрунов, поехали! Приезжает космонавт на завод, и го- ворит - нужен такой-то узел для систе- мы управления. И узел тут же появлял- ся - заводы для космонавтов делали все! Вот так мы и поддерживали коопе- рацию с помощью космонавтов после 1972-го года... Они ведь были не толь- ко космонавты, они сами были инже- нерами, были в курсе всей нашей рабо- ты. Мы от них ничего не скрывали, мы же готовили их летать на “Спирали”». Однако после возобновления темы вся инициатива по подготовке и прове- дению летных испытаний принадле- жала Минавиапрому. По министерс- ким директивам стала срочно форми- роваться команда испытателей - она формировалась из специалистов КБ Микояна, ЛИИ и ЦАГИ. Вновь встал вопрос о летном составе: требовалось назначить летчиков-испытателей, ко- торые будут вести программу. По всем авиационным канонам, под- нимать ЭПОС предстояло шеф-пилоту ОКБ Александру Федотову. По свиде- тельству Меницкого, в этом не было ни- каких сомнений ни у самого Федотова, ни у нового генерального - Р. А. Беляко- ва. По заведенному правилу у шеф-пи- лота по программе испытаний должен быть более молодой дублер, который тоже должен был принимать участие в испытаниях. Назначить себе дублера должен был сам шеф-пилот. Поэтому молодые летчики-испытатели гадали, кто из них будет назначен в дублеры Федотова. Но судьба распорядилась так, что не Александру Федотову довелось впер- вые поднимать в воздух дозвуковой аналог «101» (ЭПОС). Вот как об этом свидетельствует Валерий Меницкий: «Вспоминаю памятный разговор, произошедший на летной станции, куда приехал Минаев. Он расспраши- вал о готовности программ, в том числе задавал вопросы и о “Спирали”. Мы сидели в кабинете у нашего начальника летно-испытательного комплекса (ЛИКа) Валерия Василье- вича Пименова. Из летчиков присут- ствовали Александр Федотов, Борис Орлов и я. Кроме нас были еще раз- ные чиновники, ожидавшие Минаева перед его отъездом. Алексей Василье- вич заходит и говорит: - Так, точка поставлена, “Спираль” пошла. Сел в кресло и говорит Федотову: - Ну как, Саш, готовитесь к этой программе? - Конечно, Алексей Васильевич! - Давай-давай, эта программа нам очень нужна, поэтому надо ее дви- гать. Саша, так кто будет поднимать машину-то? Федотов посмотрел на него вопро- сительно, ведь еще ни разу такого не было, чтобы поднимал кто-то другой, кроме шеф-пилота, и в недоумении отвечает: Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ ▲ Шеф-пилот ОКБ Микояна, заслуженный летчик-испытатель, Герой Советского Союза Александр Васильевич Федотов - Ну, странно даже... Как это - кто будет? Минаев смотрит на него и опять спрашивает: - Ну и кто будет? Федотов отвечает: - Как кто? Я! И вдруг мы услышали от Минаева такие слова: - Нет, Саша, ты шеф-пилот всей фир- мы, а эта работа узкая и требует полной автономизации от других тем, она отор- вет тебя от всех твоих дел. КБ, завод- производитель, где делаются изделия, - вне Москвы. Придется общаться со Звездным городком. Пусть эту машину поднимет кто-нибудь другой, а ты дол- жен сосредоточиться на главных зада- чах. Так что давай назначай основного и дублера! И мы должны их тут же впи- сать в приказ и в программу полетов. Все увидели, как сразу изменилось лицо Александра Федотова, он сразу погрустнел... Настроение у него вы- ключили надолго1... Позже решили, что Алик будет ос- новным летчиком, а я буду его дубле- ром. А Федотов сказал нам как-то ско- роговоркой: - Вроде бы как вас назначают. Я вы- сказал пожелание. Но эта тема дальше двигаться не будет. Словом, он сразу выразил свое не- гативное отношение к этой тематике. И нам с Аликом стало обидно, что наш шеф-пилот так выставил напоказ свои эмоции и сразу изменил свое мнение обо всей программе. Ведь совсем еще недавно он говорил о том, что мечта Валерия Чкалова может воплотиться в жизнь на нашей фирме и, может быть, он сам еще “облетит шарик” на самоле- те-ракетоплане». 1 Вообще-то странновато звучит: с шеф-пилотом говорит не глава фирмы, а замминистра - через голову генерального конструктора, да еще и указывает, кому лететь, а кому не лететь. Но было именно так! 303
Космические крылья Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> ▲ Летчик-испытатель ОКБ Микояна, Герой Советского Союза Валерий Евгеньевич Меницкий ▲ Летчик-испытатель ОКБ Микояна, Герой Советского Союза Авиард Гаврилович Фастовец После выхода приказа о назначении летчиками-испытателями по теме «Спираль» Авиарда Фастовца (веду- щий летчик) и Валерия Меницкого (дублер) их жизнь круто изменилась. Работа по «Спирали» началась с изуче- ния конструкции ЭПОСа и общекос- мической подготовки, т. к. их сразу на- чали готовить не только для полетов на атмосферных аналогах, но для кос- мических полетов на ОС. Для этого в их рабочем графике появились много- численные командировки в различ- ные институты, основное и смежные конструкторские бюро, Дубнинский машиностроительный завод. Расказы- вает В. Е. Меницкий: «Мы с Аликом жадно приступили к изучению создаваемого комплекса. Впервые увидели ЭПОС примерно че- рез два месяца после разговора с Мина- евым, это был 1973 год. Мы поехали в Дубну и там неделю лазили по всему из- делию “105.11”. Мы понимали, что весь материал можем черпать в КБ, но к то- му времени силы конструкторов уже разделились, и проектировщики всех систем были в Дубне для форсирования подъема машины. Там нам все о систе- мах и рассказывали. Мы и дальше час- то ездили в Дубну, в головное КБ, в инс- титуты, разрабатывавшие отдельные узлы и системы корабля. Мы побывали в Центре управления полетами, в Звездном городке в Щелково. Мы впер- вые соприкоснулись с космической техникой, все было интересно и ново. Это были постоянные разъезды - при- едешь на завод-производитель, порабо- таешь там 2-3 дня и обратно в КБ, а от- туда в Звездный городок. Задача состо- яла в том, чтобы досконально во всем разобраться, во все вникнуть, все изу- чить, освоить. Мы участвовали во всех испытаниях самолета-аналога, прово- дившихся на заводе. Немножко сума- тошная, но очень интересная работа! В Звездном городке мы очень много для себя узнали, много почерпнули “космических” знаний того периода, потому что это были для нас закрытые темы, и мы могли только догадываться о ведущихся в космонавтике разработ- ках. Близко познакомились с космо- навтами. Особенно полезно было изу- чить систему подготовки космонавтов как летного состава с применением летно-методических технологий их подготовки, которые принципиально отличались от принятых у нас в авиа- ции. Естественно, со многим мы были не согласны, потому что их методика нас сразу разочаровала. Когда космо- навты называют себя испытателями, я с этим соглашаюсь. Но добавлю, что в основном они - инженеры-испытатели оборудования и систем космического корабля. Испытывают они и возмож- ности человеческого организма. Ины- ми словами, делают ту же работу, что и мы. Но их испытательная работа ко- ренным образом отличается от работы летчика-испытателя. Я не хочу ни в ко- ей мере умалять достоинства их рабо- ты, тем более что в последнее время она приняла более творческий харак- тер. Я понимаю, насколько этот труд опасен. В недалеком прошлом сущест- вовавшая строгая цензура не позволя- ла рассказывать о многих экстремаль- ных ситуациях в космосе, когда космо- навты оказывались буквально между жизнью и смертью. Но, повторяю, они были не летчиками-испытателями. Когда мы начали знакомиться с их ра- ботой, то поняли, что здесь летчика- испытателя и рядом не стояло. Все ма- кеты, все рычаги управления и прибо- ры, которые мы видели, вся эргономи- ка не вписывались ни в какие каноны летно-испытательного дела. Различался и подход к роли челове- ка. Я смог ответить для себя на воп- рос, почему в первые полеты в космос отправили не опытных летчиков-ис- пытателей, а молодых лейтенантов. В авиации летчик-испытатель имеет свое мнение, которое иногда является решающим при определении готов- ности опытного изделия к полету. Ес- ли он скажет “Нет!”, значит, с этим бу- дут считаться все, вплоть до гене- рального конструктора, и самолет в полет не выпустят. А Королёву не нужны были указания, он сам имел свое мнение на этот счет. Именно по- этому ему были нужны не опытные и самостоятельные летчики-испытате- ли со своим мнением, которое они бу- дут отстаивать, а молодые здоровые летчики, которые не будут задавать лишних вопросов. Но в любом случае это не умаляет героизма первопро- ходцев космоса». Параллельно с изучением «матери- альной части» летчики стали гото- виться к полетам на специальных тре- нажерах. Первый был создан с исполь- зованием изделия №002 - головной части фюзеляжа, на которой отраба- тывались средства аварийного поки- дания и системы жизнеобеспечения ЭПОСа. После выполнения програм- мы испытаний натурная головная часть с кабиной пилота была передана в ЦАГИ, где на ее базе под руковод- ством Рэма Васильевича Студнева был создан первый отечественный пило- тажный стенд МК- 10 с двумя степеня- ми свободы для отработки ручного пи- лотирования, включая использование системы газодинамического управле- ния на орбитальном участке полета (В. В. Горбатенко). Тренажеры по отдельным системам ЭПОСа размещались в Дубне, а для за- нятий на тренажерах, используемых при общекосмической подготовке, лет- чикам приходилось приезжать в Звезд- ный городок, в ЦПК. По свидетельству В. Е. Меницкого, им в первое время многое показалось непривычным: «По первым ощущениям многое для нас было незнакомо. Например, сты- ковки были нам в новинку, мы с инте- ресом на это смотрели. Но, откровенно говоря, разочаровывала примитив- ность тренажеров и в особенности их системы управления. Я понимаю, что у нас была бедная элементная база и не было больших сил, но интеллекту- альные-то возможности были, поэто- му все равно можно было все гораздо капитальней сделать, даже не говоря о том финансировании, которое имели космонавты». Программа подготовки А. Г. Фастовца и В. Е. Меницкого подразумевала, что они как летчики-испытатели ОКБ Ми- кояна будут в своей летной работе по- следовательно проходить по всем эта- пам испытаний, начиная от первых ат- мосферных полетов ЭПОСа и кончая космическими полетами орбитального самолета, а к ним постепенно будут подключаться летчики-испытатели ЛИИ, ГНИКИ ВВС и затем космонавты. Таким образом, Фастовец и Меницкий являлись первой лидирующей группой будущих пилотов «Спирали». Во вторую группу, сформированную в ЛИИ, вош- ли летчики-испытатели Игорь Волк и (значительно позже) Анатолий Левченко. Группу летчиков-испытателей ГНИКИ ВВС в составе трех человек возглавил 304
Летающий «лапоть» Фото из архива В Труфакина Фото из архива В. Труфакина ▲ Пилотажный стенд МК-10 по теме «Спираль» на базе натурной головной части аналога орбитального самолета ▼ Вид из кабины пилотажного стенда МК-10 при выполнении пробежек и подлетов аналога орбитального самолета «Спираль» ▲ Шестистепенной привод системы визуализации пилотажного стенда МК-10 ▼ Широкоугольная, теневая система визуализации пилотажного стенда МК-10 Фото из архива В. Труфакина Фото из архива В. Труфакина Василий Урядов. «Замыкающая» груп- па летчиков-космонавтов состояла из остатков «спирального» 4-го отдела 1-го управления ЦПК. Валерий Меницкий вспоминал, что к моменту его появле- ния в ЦПК группа космонавтов состоя- ла из 5 человек, включая Леонида Ки- зима, Владимира Ляхова и Евгения Хрунова1. Подготовка к полетам на ЭПОСе требовала летно-испытатель- ных навыков, поэтому для разных групп она велась по различным мето- дикам. Если летчики-испытатели изу- чали конструкцию и системы ЭПОСа и работали на тренажерах с последую- щим переходом на самолеты-лаборато- рии, то группа ЦПК, имевшая слабую летную подготовку за счет большого интервала «нелетания», начала с уско- ренных курсов летчиков-испытателей ВВС в Ахтубинске. Все летчики, участ- вовавшие в программе, твердо верили в свое космическое будущее. Характерны слова В. Е. Меницкого: «Алик говорил мне не раз: - Валера, я проведу эту работу, но космос не вытяну... Не смогу по здо- ровью пройти медкомиссию, мне уже тяжело, да и возраст... А ты, наверное, слетаешь - счастливый! И скажу чест- но: завидую тебе! Я говорю: - Да ладно, что ты, сейчас требова- ния все время упрощаются, поэтому ты не загадывай так далеко. Алик не просто верил, он очень силь- но верил в эту тему». Эту мысль подтверждает и летчик- испытатель ОКБ Микояна Петр Макси- мович Остапенко1 2: «Интерес к проекту был большой. К нам на фирму, чтобы знакомиться с ним3, стали приезжать космонавты - и Титов, и Гагарин, и Попович. Предста- вители ОКБ им говорили, что все равно первыми в космос полетят наши лет- чики. Они отвечали: - Вы ничего о космосе не знаете! Но все равно они проводили свои тренировки, после которых давали советы по конструкции - что, как и где устанавливать. Но я не думаю, что космонавты бы первыми полетели - полетел бы Фастовец, Меницкий, мо- жет быть, Федотов, потом обязатель- но бы полетели «гниковские» летчи- ки-испытатели: Урядов, может быть, еще кто-нибудь, и только потом мы бы уже сдавали космонавтам косми- ческий корабль: - Товарищи космонавты, вот вам космический агрегат, берите и ис- пользуйте»4. 1 Интересно, но подготовку Е. В. Хрунова в составе группы космонавтов для полетов на «Спирали» не подтверждает ни один другой источник, кроме воспоминаний В. В. Студнева. Это и неудивительно: в истории советской космонавтики еще немало белых пятен, особенно когда дело касается секретных военных программ. Однако известно, что когда весной 1976 г. в ЦПК ВВС стала формироваться группа авиационно- космических средств под программу «Буран», то ее с 30 марта 1976 г. возглавил именно инструктор-космонавт Евгений Хрунов. 2 Из интервью автору 12 марта 2007 г. Заметим, что прямых указаний на то, что Павел Попович готовился по программе ВОС «Спираль» нет, однако в описываемый период времени он занимал руководящие должности в отряде космонавтов ЦПК, поэтому он мог знакомиться со «Спиралью» не только как участник программы, но и как космонавт-инструктор. Юрий Гагарин не готовился к полетам на «Спирали», но его интерес можно объяснить, помимо простого любопытства, работой над дипломом во время обучения в ВВИА имени Н. Е. Жуковского. Темой его диплома был многоразовый космический корабль, крылья которого складывались по аналогии с орбитальным самолетом «Спирали». Об этом подробнее см. в главе 14 «Гагаринский «Буран». 3 Конечно, не с живым «железом», но документации, моделей, макетов к тому времени уже было много. 4 В связи с этим характерна затаенная надежда Германа Титова на полет в космос на «Спирали» перед микояновскими летчиками-испытателями, о которой рассказал Николай Домбковский в статье «Проект Спираль», опубликованной 7апреля 2008 г. в газете «Транспорт России»: «...После всех послеполетных космических восторгов встал вопрос: чем заняться? В это время я впервые познакомился с разработками КБ 305
Космические крылья Фото из архива В. Труфакина ▲ Пилотажно-исследовательский комплекс «Пилот-105» по теме «Спираль» в Центре подготовки космонавтов. Рабочее место летчика-космонавта (оператора) в капсуле центрифуги ЦФ-7 После тренажеров следующим этапом для летчиков-ис- пытателей стали полеты на самолете-лаборатории, соз- данной на базе истребителей МиГ-21 и Су-7Б. Основным отличием лабораторий от обычных самолетов был частич- но заклеенный фонарь пилотской кабины, ограничивав- ший летчику обзор. По замыслу конструкторов, летчик поднимался на самолете в небо, на окна опускались специ- альные шторки, и после этого по скорости и высотам он пе- реходил на режим полета ЭПОСа. А дальше с высоты 11 км отрабатывалась траектория полета и приземления буду- щего аппарата. С учетом того, что обзор нужен только на взлете и при посадке, полеты на самолете-лаборатории позволяли выработать необходимые навыки (привыкнуть к обзору из кабины) для полетов на всех типах будущих са- молетов-аналогов, включая и сверх- и гиперзвуковые мо- дификации. Полеты «лабораторных» МиГ-21 и Су-7Б осу- ществлялись в ГНИКИ ВВС (во Владимировке), причем с общей стоянки самолетов1, т. к. самолет, кроме фонаря, ни- чем не отличался от однотипных истребителей. Поскольку будущий заход ЭПОСа на посадку на «двухсо- том» полигоне должен был осуществляться без использова- ния каких-либо инструментальных средств, то полеты на самолете-лаборатории также имели своей целью зрительное привыкание летчиков к определенной траектории сниже- ния. Говоря словами В. Е. Меницкого, нужно было «в услови- ях ограниченного обзора, ухудшавшего контроль, визуально прикрепиться к траектории, которую мы держали в голове». Валерию Меницкому не удалось в полной мере полетать на ЭПОСе. После эффектной демонстрации американцами высокоточного оружия во Вьетнаме в 1973 г.* 1 2 он был отстра- нен от ЭПОСа и перенацелен на срочные испытания анало- гичных советских систем. Авиард Фастовец продолжал го- товиться к первому полету ЭПОСа в одиночку3 * * * * В... На дальнейшей подготовке будущих пилотов ЭПОСа ска- залась ведомственная разобщенность различных групп летчиков. В то время как группы летчиков-испытателей, подведомственных Минавиапрому и ВВС, продолжали ин- тенсивную подготовку, деятельность в группе космонавтов ЦПК постепенно сходила на нет. Это объяснялось в первую очередь тем, что Минобщемаш не проявлял никакого инте- А. И. Микояна по проекту “Спираль”. Меня очень увлекла эта тема, потому что в ней тесно сочетались космическое и авиационное направления. <... > Вот такой грандиозный замысел и захватывающая перспектива! Узнав об этом, яс 1965 года начал серьезно заниматься летной подготовкой. Надеялся, что, если буду летчиком-испытателем, обладающим такой же квалификацией, как микояновские летчики, то, когда подойдет время космического полета, у меня будет одно существенное преимущество: я уже был в космосе. Тогда я смогу оказаться в первых рядах. В 1967 году я получил квалификацию летчика-испытателя. Летал на самолетах марок МиГ, Су, Яки даже на Ту-124. И делалось все это ради одной цели - заняться “Спиралью”». 1 Забегая вперед, отметим, что ЭПОС, ввиду специфики лыжного шасси и требовавшейся для этого длинной грунтовой взлетно-посадочной полосы, испытывался впоследствии на полигоне № 200 «Грошево», расположенном примерно в 30 км от общей стоянки. Добавим, что боевые авиационные средства отрабатывались на полигоне № 300, расположенном еще дальше. 2 Во время одного из налетов американской авиации ракета класса «воздух-земля», пущенная с истребителя-бомбардировщика F-4 «Фантом», прямым попаданием эффектно уничтожила матерчатый портретХо Ши Мина на одном из зданий на площади вьетнамской столицы. К этому времени информация о ведущихся в США разработках такого оружия уже была в распоряжении наших специалистов, но такой наглядной демонстрации никто не ожидал... Программе создания высокоточных боеприпасов в СССР был присвоен наивысший приоритет. Для полигонных испытаний во Владимировку почти на год съехались ведущие отечественные специалисты, а Валерий Меницкий был назначен ведущим летчиком по этой теме. Вот как он вспоминал об этой работе: «После получения шифровки из Вьетнама об этой яркой демонстрации их военной технологии у нас тут так закрутилось, так завертелось, что я, попав на эту тему, восемь месяцев вообще из Владимировки не вылезал! Приехала большая группа математиков, ученых, академиков, они там все это время работали, анализировали: как, что, чего лучше. Ругались, спорили, расходились не раньше двух часов ночи. Тема была очень интересная, но я был к ней фактически привязан и вообще не мог ни по какой другой программе летать. Мы с Аликом вместе находились во Владимировке, были рядом, но встречались только утром и вечером. Я даже в летную комнату попасть не мог, был либо в лаборатории, с математиками, либо в самолете - сядешь в него и проигрываешь сценарии задач: одну, вторую, третью, отказ системы... Разбираемся, и снова - первую, вторую, опять отказ... То у меня на самолете, то у них на земле, и опять отбой. И так все время. С Аликом виделись, когда заскакивали перекусить...» 3 Тем не менее, В. Е. Меницкий оставался в курсе работ по ЭПОСу, т. к. они с А. Г. Фастовцом не только жили в одном домике, но и были закадычными друзьями. Валерий Меницкий вспоминал: «Нас на полигоне называли Братья Шиванковы. Это пошло из одного фельетона в журнале “Крокодил”, в котором был рисунок Бориса Ефимова с двумя полупьяными братьями, возвращающимися домой, обмотанными якорной цепью. А у нас перед домом лежал якорь. Я говорю Алику: - Нам не хватает еще цепи. - Да где ты ее возьмешь? - У нас ведь бутылка есть, сейчас все устроим! И мы обменяли бутылку спирта у сварщика на пристани на якорную цепь. А цепь оказалось здоровой, с крупными звеньями, тяжеленная! Мы немного с ней прошли, а потом я Алику и говорю: “Ты сиди тут, жди”. А сам подогнал самосвал, и за другую поллитровку спирта мы довезли эту цепь до нашего коттеджа. Все обалдели от удивления! Ну, говорят, братья Шиванковы дают! Вот так это прозвище за нами и закрепилось». В дальнейшем, уже после начала полетов А. Г. Фастовца на ЭПОСе, В. Е. Меницкий присутствовал на большинстве разборов полетов. 306
Летающий «лапоть» peca к «Спирали», не собирался гото- вить своих космонавтов для чужого проекта и хотя, возможно, явно не ме- шал ему, но совершенно точно и не по- могал. Это и привело в конечном итоге к расформированию «спиральной» группы в ЦПК. Но, несмотря на то что отряд космо- навтов ВОС исчез из структуры ЦПК, в 1976 г. на базе Центра подготовки кос- монавтов начал действовать пилотаж- но-исследовательский комплекс «Пи- лот-105» с задействованием в контур управления центрифуги ЦФ-7. Комп- лекс представлял собой размещенное в капсуле центрифуги рабочее место пилота ОС «Спираль», оборудованное штатными органами управления и системой индикации, позволяющими проводить тренировки летчиков и от- рабатывать систему управления само- летом в условиях искусственно созда- ваемой перегрузки в диапазоне 1,5-3,5 единиц (при угле крена до 70°), дей- ствующей в направлении «голова-таз». На комплексе были выполнены первые исследовательские работы по полуна- турному моделированию динамики по- лета орбитального самолета на участ- ке спуска с формированием и отработ- кой различных режимов управления - автоматического, директорного (ими- тация радиокоманд с Земли) и ручно- го. В частности, именно в этих работах впервые были опробованы алгоритмы автоматического управления, гаран- тирующие приведение ОС в заданную точку на высоте 20 км в пределах ± 2 км. Впоследствии эти алгоритмы легли в основу системы автоматического уп- равления снижением и посадкой «Бу- рана». На стенде «Пилот-105» в качестве лет- чиков-операторов «летали» В. А. Джа- нибеков, Е. В. Хрунов, Э. И. Суриков, А. И. Хаустов и другие летчики из летно- го состава ЦПК. Благодаря своей вос- требованности стенд благополучно пе- режил закрытие программы ВОС «Спи- раль» и после соответствующего переос- нащения оборудованием системы уп- равления «Бурана» под новым обозначе- нием «Пилот-35» много лет использо- вался в рамках исследований и отра- ботки системы управления орбиталь- ных кораблей на участке спуска в усло- виях воздействия реальных перегрузок. Проведенные исследования для первого пилотируемого полета на «Спирали» и на корабле «Буран» являются настолько важными, что документация по этим работам так и не была рассекречена... По-разному сложилась дальнейшая судьба космонавтов «Спирали» после закрытия проекта. Восьмерым из них довелось слетать в космос на космичес- ких кораблях «Союз», причем А. Н. Бере- зовой совершил один полет, В. Г. Лаза- рев - один полет и один аварийный пуск, А. В. Филипченко и Ю. В. Малышев по- бывали в космосе дважды, Л. Д. Кизим, В. А. Ляхов и Ю. В. Романенко - триж- ды, а В. А. Джанибеков - 5 раз (!). Первый командир 4-го отдела Герман Степанович Титов после четырехлетней подготовки к полетам на ОС «Спираль», 17 июня 1970 г. выбыл из отряда кос- монавтов и после окончания Военной академии Генерального штаба Воору- женных сил СССР с августа 1972 г. за- нимал руководящие должности в Пгав- ном управлении космических средств (ГУКОС) МО СССР. 4 июля 1979 г. он был назначен пер- вым заместителем начальника ГУКОС МО СССР по опытно-конструкторским и научно-исследовательским работам и в этом качестве курировал работы по созданию Многоразовой космической системы «Энергия-Буран», являясь в период 1973-1991 гг. председателем го- сударственных комиссий по пускам БОРов и испытаниям PH «Зенит». Летно-конструкторские испытания ЭПОСа После многочисленных задержек и отсрочек дозвуковой аналог «105.11» (получивший бортовой №75105111011), приобретал закончен- ный вид в цехах Дубненского машиност- роительного завода. Из-за своего характерного внешне- го вида аппарат с взлетной массой 4400 кг получил неофициальное имя «лапоть». Он имел присущие самолету аэродинамические органы управле- ния: элероны для управления по кре- ну и тангажу, расположенные на кон- солях крыла, руль направления на ки- ле для управления по рысканью и спе- циальные отклоняемые щитки на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа и нижние интерцепторы для продольной балансировки само- лета (управления по тангажу). Так как все летные изделия нредсерийной партии («101», «102» и «103») имели одинаковое крыло, которое должно было обеспечивать необходимые не- сущие свойства для широкого диапа- зона режимов полета (дозвук, сверх- звук и гиперзвук), то аэродинамичес- кая компоновка крыла являлась комп- ромиссом между различными услови- ями работы на указанных режимах. Крыло имело ярко выраженную аэро- динамическую крутку, причем корне- вые и срединные профили крыла име- ли трапециевидную форму с плоской нижней поверхностью и сильно сгла- женными гранями на верхней. Несмотря на то, что самолет был выполнен с подвижными консолями крыла, все дальнейшие летные испы- тания ЭПОС проходил только с опу- щенным (с отрицательным углом ус- тановки V=-5°, те. 95° к вертикали) положением консолей. Лобовая кромка крыла по всему размаху не была острой (характерной для сверхзвуковых скоростей), но имела очень небольшой радиус зак- ругления. Задняя кромка консолей крыла, как и киля с рулем направле- ния, оканчивалась плоским торцом- срезом, характерным для клиновид- ных гиперзвуковых аэродинамичес- ких поверхностей. Для обеспечения перелетов с одной посадочной площадки на другую и уверенного маневрирования в полете аппарат был оснащен ТРД РД36-35К (серийный № 18-04). Топливо Т-1 и ТС-1 подавалось в двигатель методом вы- теснения газообразным азотом (рабо- чее давление до 320 атм) из топливных баков, для чего на борту устанавлива- лась топливо-азотная система. Агрега- ты топливно-азотной системы ТРД (к ним относились агрегаты топливной системы, маслосистемы и агрегаты наддува баков) имели назначенный ре- сурс в 300 летных часов и были серти- фицированы на работоспособность в интервале температур - 50 °C...+150 °C. Воздухозаборник был вынесен на- верх фюзеляжа перед килем, так как любое другое его расположение искази- ло бы форму несущего корпуса. Летчик попадал в ЭПОС через верхний люк, состоявший из двух секций. Передняя (подвижная) секция предназначалась для прохода летчика. Задняя (съемная) секция демонтировалась только при регламентных работах внутри кабины или для установки и обслуживания ка- тапультируемого кресла. При катапуль- тировании обе секции сбрасывались с помощью пиропистолета, освобождая проем для выхода катапультируемого кресла с летчиком. Сборка самолета-аналога «105.11» завершилась в 1974 г., после чего на- чался этап комплексных испытаний. После заводских испытаний самолет автотранспортом был доставлен в ЦАГИ. Вот как вспоминал эту опера- цию В. В. Студнев: «Транспортировка проходила ночью, точно так же, как мы перевозили дере- вянный макет в Звездный городок. 1 В бортовом номере 7510511101 последовательно была зашифрована следующая информация: - первые две цифры «75» означали год регистрации -(1975 г.); - последующие пять цифр «10511» соответствовали заводскому обозначению (105-11); - последние три цифры «101» соответствовали обозначению дозвукового самолета-аналога в планах ОКБ и министерских план-графиках работ. 307
Космические крылья Фото из архива В. Труфакина ▲ В 1975 году самолет-аналог «105.11» (на фото - с колесным шасси на основных стойках) был доставлен в ГК НИИ ВВС Сопровождать груз приехали те же парни, мы были уже знакомы, поздо- ровались. Они зашли в цех, где мы пе- ретаскивали машину. Когда ее подня- ли на балансировочный угол в 56 гра- дусов, все замолчали от изумления. И эти парни стоят по периметру! У меня даже слезы на глаза навернулись - так это было величественно...» В ЦАГИ самолет-аналог продули в АДТ Т-101 в полетной и посадочной конфигурациях. Затем изделие «105.11» было перевезено в Тураево и установ- лено на стенде Ц22 для комплексных испытаний эффективности воздухоза- борника (при его затенении фюзеля- жем) для разных углов атаки и сколь- жения. Конструктивно стенд Ц22 был совмещен с АДТ, поэтому испытания позволили проверить не только двига- тельную установку «в полете», но и оце- нить эффективность вертикального оперения на взлетно-посадочных ре- жимах, которая определялась путем измерения действующей на киль аэро- динамической нагрузки. Эти данные очень пригодились впоследствии, при выполнении первых пробежек. 25 апреля 1975 г. микояновцы в каче- стве заказчика официально приняли самолет от предприятия-поставщика - Дубненского машиностроительного за- вода (п/я Р-6498). При передаче сторо- ны подтвердили, что «изделие 105.11 №1-01 изготовлено в соответствии с до- кументацией и техническими условия- ми Генерального конструктора, приня- то ОТК и представителем заказчика». Вместе с самолетом, помимо различных инструкций, заказчик получил от заво- да две папки с документацией «об инди- видуальных особенностях» и уведомле- ние о том, что «изделие не взвешено и не отцентровано». К этому прилагалось три перечня с доработками, которые в строгой последовательности предстоя- ло выполнить на самолете перед первы- ми испытаниями. Тем не менее 29 апре- ля 1975 г. главный конструктор Г. Е. Ло- зино-Лозинский письменно допустил «изделие 105.11 №1-01 к проведению наземных и летных испытаний». Следу- ющий день - 30 апреля 1975 г. - стал официальной датой начала эксплуата- ции ЭПОСа, с которой начала действо- вать гарантия производителя1. Через две недели ЭПОС был переба- зирован на летную базу ОКБ Микояна на полигоне ГНИКИ ВВС (рядом с по- селком Владимировка, недалеко от г. Ахтубинск Астраханской области) для дооборудования и подготовки к летным испытаниям. Как только само- лет прибыл на полигон, его сразу же осмотрело местное начальство - зам- начальника полигона Степан Анаста- сович Микоян и начальник 1-го управ- ления полигона (в/ч 15650) Андрей Аренович Манучаров. Вот как об этом рассказывает В. В. Студнев: «Как только мы привезли изделие 105.11 на полигон и поставили его в 11-й эллинг, мне сразу позвонил Сте- пан Анастасович. Я подтвердил, что машина пришла. Он тут же примчался на машине вместе с генералом Ману- чаровым и бегом к нам, на ходу сбра- сывая на землю шинели. Они же были не просто начальством, прежде всего они были летчиками-испытателями! И, подбежав к машине, С.А. Микоян все же остановился и спросил меня: “Слава, а можно?” Я ответил: “Конеч- но!” Вот что значит дисциплина - без разрешения ведущего инженера даже руководство полигона не имело права сесть в самолет!» Добавим - интерес Манучарова к ЭПОСу помимо любопы- тства объяснялся тем, что именно ему впоследствии предстояло курировать от ГНИКИ ВВС все его испытания. Для испытаний «105.11» была сфор- мирована межведомственная комп- лексная испытательная бригада во главе с ведущим инженером по лет- ным испытаниям ОКБ имени А. И. Ми- кояна Юрием Емельяновичем Феду- ловым. В состав бригады вошли: - от микояновской фирмы: веду- щий инженер по летным испытаниям В. В. Студнев, летчики-испытатели А. Г. Фастовец (ведущий) и В. Е. Ме- ницкий (дублер), авиатехники А. Луч- ков и В. Будько; - от Дубненского филиала (факти- чески - от ДПКО «Радуга»): ведущий инженер по летным испытаниям В. В. Тетянец, инженеры-конструкторы 7 Текст гарантии гласил, что «предприятие-изготовитель гарантирует работу изделия 105.11 №1-01 в течение 200 летных часов на протяжении 5 лет эксплуатации при условии соблюдения правил технической эксплуатации, хранения и выполнения регламентных работ в соответствии с инструкцией по эксплуатации изделия». Интересно, но согласно формуляру ЭПОСа гарантия была выдана... только через два года после начала эксплуатации (14-16 сентября 1977 г.), и к тому же не от лица Дубненского машзавода, а от ОКБ-155 (за подписью заместителя главного конструктора Лозино-Лозинского), и адресована она была военному заказчику. 308
Летающий «лапоть» В.А.Труфакин, О.Т. Рязанов, А. А. Бе- лосвет, А. В. Ивлев, Ю.Т. Клепов, С. К. Потапов, Ю.Ф. Быков, В. С. Кар- лин и А.Т. Сенченко; - от ГНИКИ ВВС, хозяев полигона: сначала В. Орлов, а на втором этапе испытаний В. М. Чернобривцев; - от заказывающего управления ВВС: ведущий инженер по «Спирали» О. Н. Храмов. Так как Ю.Е. Федулов пробыл на полигоне непродолжительное время (у него не сложились отношения с П. А. Шустером, и он был вынужден вернуться в Москву), фактическое ру- ководство испытаниями было возложе- но на В. В. Студнева. Естественно, что основная нагрузка по подготовке и про- ведению всех испытаний легла на лет- ную базу ОКБ Микояна на полигоне. Для составления программы испы- таний и анализа получаемых резуль- татов из представителей всех заинте- ресованных организаций при главен- стве микояновцев был организован Методический совет, возглавляемый К. К. Васильченко. Однако основную роль в испытаниях ЭПОСа сыграл дру- гой руководитель совета, отвечавший за летную работу - заслуженный лет- чик-испытатель СССР, Гёрой Советс- кого Союза К. К. Коккинаки. Рекомен- дации методического совета подлежа- ли неукоснительному исполнению. Иначе было нельзя - слишком необыч- ным был новый самолет. После решения самых необходимых организационных вопросов начался длительный период доработок анало- га. Основной объем работ был связан с устранением замечаний по механичес- ким (цеховым) работам, связанным с доработкой узлов и ликвидацией мно- гочисленных «хлопунов» обшивки в районе кабины, которые пришлось подваривать «в полевых условиях». Второй большой перечень работ касал- ся бортовых систем: одна часть обору- дования была еще не установлена, дру- гая часть требовала доработки и т. д. Кроме того, представители ОКБ-155 препарировали самолет для установки контрольной и телеметрической аппа- ратуры, различных датчиков и другого испытательного оборудования. В ходе подготовительных работ 19 мая 1975 г. при испытаниях топливной сис- темы был определен несливаемый оста- ток топлива, составивший 13 литров. В июне начались проверки системы аварийного покидания кабины. 17 ию- ня проверено открытие замков и сброс люка кабины от аварийной ручки. За- тем был проверен накол капсюлей тех- нологическим патроном. В заключе- ние в пироголовку системы подброса1 люка был установлен боевой патрон, который находился там до момента снятия 9 июля 1975 г. Пока продолжались доработки и на- земные испытания систем, подошел срок проведения годовых регламент- ных работ по катапультному креслу КМ-1М. 19 ноября кресло было демон- тировано с самолета и после выполне- ния регламентных работ было вновь ус- тановлено на изделие. После монтажа сбрасываемого люка система аварий- ного покидания была вновь проверена и допущена до летных испытаний. Все время, пока на аналоге «105.11» велись работы, летчики-испытатели также продолжали свою подготовку, совершенствуя навыки, полученные во время тренировок на стенде-тренаже- ре МК-10 в ЦАГИ и в полетах на само- летах-лабораториях. Вот как о летчи- ках отзывался В. В. Студнев: «Ребята были асами, все схватывали с полуслова. Но они были очень разными. ▲ Правая консоль крыла крупным планом: хорошо видно верхнюю поверхность и заднюю кромку ▼ Вид на правый элевон самолета-аналога. Обратите внимание на «штатную» тупую заднюю кромку элевона, оптимизированную для высоких (сверх- и гиперзвуковых) скоростей Алик был молчуном. Он всегда все слушал молча, все услышанное у него где-то внутри прокручивалось, и в кон- це он задавал два-три вопроса. Потом приходил к ангару, где стояла машина, и расспрашивал. Я ему в таких случаях говорил: - Сделаем так - ты садись в кабину, и я тебе все покажу. И он мог сидеть в самолете часами... Валера был молодой, изумительно красивый парень! Женщины от него просто падали - настолько это был кра- савец, накаченный ежедневной заряд- кой. Он был очень начитанный, с ним было интересно общаться. Но главное - он летал как Бог! Пожа- луй, после Александра Васильевича Федотова он летал лучше всех. И еще 1 Именно так сказано в эксплуатационной документации. Система не сбрасывала, а именно подбрасывала люк вверх, после чего он уносился встречным воздушным потоком. 309
Космические крылья Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> ▲ Агрегаты топливно-азотной системы турбореактивного двигателя РД36-35К ▼ Лыжное шасси ЭПОСа: вид передней и задней стоек с цилиндрам и -амортизаторам и Основные характеристики самолета-аналога «105.11» Геометрические данные Длина фюзеляжа / размах крыла 8000/6400 мм Стреловидность носовой части 74° 20’ Радиус носка фюзеляжа 1500 мм Мидель фюзеляжа 3,7 м2 Площадь фюзеляжа в плане 24 м2 Площадь консолей крыла (суммарная) 6,63 м2 Удлинение крыла 1,92 Сужение крыла 3,17 Стреловидность по передней кромке 55° Площадь элевонов (суммарная) 1,445 м2 Площадь киля 3,36 м2 Удлинение киля 1,055 Сужение киля 1,81 Стреловидность по передней кромке 47°16’ Площадь киля (с гротом) 4,06 м2 Площадь руля направления 0,68 м2 Площадь интерцепторов (суммарная) 0,45 м2 Высота выхода интерцептора 200 мм Площадь щитков (суммарная) 1,76 м2 Весовые данные Стартовый вес 4204 кг Вес пустого самолета 3712 кг Вес топлива ТРД 370 кг Посадочный вес 4000 кг Эксплуатационные параметры Высота полета < 10000 м Диапазон скоростей полета 330-600 км/ч Время полета 7-9 мин чем Валера отличался - он очень хоро- шо знал аэродинамику. А если летчик аэродинамику не знает, он не летает... Валера тоже с Аликом все учил: и матчасть, и все наши инструкции. Но он практически ни в чем по нашей те- ме не участвовал, ему просто не дали. Он меня часто по утрам шутливо спра- шивал: - Слава, мне какие ботинки сегодня одевать? Я отвечал: - Валера, одевай тапочки! Это означало, что сегодня он летать не будет...» В течение лета и начала осени были доработаны передние стойки шасси. В соответствии с проектом, ОС был обо- рудован 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 поворот- ными и не управляемыми) вдоль плос- кости симметрии колесами. Допуска- лось только их дифференцированное торможение. Такой комплект шасси был изготовлен на Горьковском авиа- ционном заводе. Образно такую схему можно предс- тавить в виде автомобиля, где перед- ние колеса неуправляемые (но с воз- можностью их раздельного торможе- ния) и строго фиксированы вдоль оси автомобиля, а вместо задних колес - лыжи. Математическое моделирова- ние такой схемы шасси выявило, что в определенном диапазоне скоростей на разбеге и пробеге движение аналога является неустойчивым и это может привести к опрокидыванию аппарата. Указанное обстоятельство было связа- но1 с большим выносом передних стоек шасси относительно центра масс и большой нагрузкой на них. Устранить эту неустойчивость мож- но было двумя способами: первый - увеличить контакт задних лыж с по- верхностью земли путем установки на их нижней поверхности специальных ножей, лемехов и т.п.; и второй - сде- лать колеса передних стоек свободно- ориентируемыми в путевом движении. Первый вариант после несложных расчетов отпал, так как значительно увеличивалось сопротивление движе- нию аналога и тяги двигателя станови- лось недостаточно для разбега и взле- та. Оставался второй путь: менять кон- струкцию уже готовых передних стоек шасси. В итоге во второй половине но- ября 1975 г. передние стойки стали са- моориентирующимися и не убираю- щимися в полете, так как ниши для уб- ранного положения передних стоек были выполнены только для лыжного шасси. Однако уже перед установкой доработанных передних стоек испыта- телям все-таки пришлось изменить конструкцию задних лыж и сделать их трехплужными. Углубленные исследо- вания динамики посадки показали, что введение самоориентирующихся передних стоек решало проблему обес- печения устойчивости только при раз- беге и пробеге, но не обеспечивало ус- тойчивость движения самолета в мо- мент касания при посадке. Дело в том, что выбранная схема четырехстоечно- го шасси сделала возможной посадку только одним способом - методом пе- реваливания, когда самолет касается земли сначала задними стойками, и затем, по мере торможения и опуска- ния носа («переваливания») - передни- ми. В момент движения только на зад- них стойках, в условиях затенения ки- ля фюзеляжем, самолет становился не- устойчив. Исправить это можно было Как правило, чем больше вынос передних стоек от центра масс, тем меньше на них нагрузка и меньше шансов перевернуться. Возможно, здесь речь идет не о неустойчивости, а о недостаточной управляемости на пробеге. С этим всегда сталкивались самолеты, имеющие в поса- дочном шасси хотя бы одну лыжу. Но разработчики говорили именно о склонности аппарата к опрокидыванию, в частности, см. Труфакин В. А., «От орбитального самолета «Спираль» до орбитального корабля «Буран» (записки начальника отдела)», М.: АОЗТ «Катос», 2004 г, стр. 36-37. 310
Летающий «лапоть» только специальным профилировани- ем нижней подошвы задних стоек. Для изучения взаимодействия шас- си с грунтом членами испытательной бригады совместно с представителями НИИ-26 Министерства обороны был создан геодинамический стенд, ока- завшийся настолько удачным, что акт о его приемке в эксплуатацию подписа- ли все (!) генеральные конструктора Минавиапрома. Стенд представлял со- бой подвижную тележку и позволял изучать поведение шасси на любой скорости при изменении нагрузки на грунт в широком диапазоне его несу- щих свойств. Проведенные испытания на гео динамическом стенде одно-, двух- и трехплужных задних стоек шасси ЭПОСа выявили несомненное превосходство последних - они и были установлены на самолет. К началу испытаний самолета-ана- лога в ГНИКИ ВВС был оборудован спе- циальный грунтовой аэродром1, пред- ставлявший собой расчищенную и под- готовленную квадратную площадку размером* 2 5x5 км. Местоположение аэродрома на удалении около 30 км от основной базы (поселка Владимиров- ка) было выбрано по рекомендации В. В. Студнева, проводившего «реког- носцировку» во время запусков из это- го района первых БОРов. Ближайшим населенным пунктом к этой части по- лигона был степной поселок Грошево, давший свое имя и аэродрому. За подготовку площадки (расчистку, нивелирование и уплотнение поверхнос- ти) отвечал НИИ-26. Однако сами рабо- ты по превращению участка степи в по- левой аэродром выполнил строительный батальон, которому устроили учения, подняв его ночью по тревоге. Через нес- колько дней учений аэродром был готов - батальон сумел уложиться в отведенный ему норматив времени. Для удобства на аэродроме была обо- значена ВВП длиной 5 км и шириной 500 м. Полоса была отмаркирована ок- рашенными конусами, расставленными через 200 м по обоим краям вдоль ее дли- ны. После сдачи аэродрома выяснилось, что выровненная поверхность имела различную плотность грунта в разных местах. Снизу подходили грунтовые во- ды, которые просачивались на поверх- ность в виде мокрых пятен. В таких мес- тах грунт не поддавался уплотнению, и его несущая способность была в два раза ниже требуемой. Допустить попадание лыж на такие участки было нельзя, так как это неизбежно привело бы к их зары- ванию в грунт. Сложность была еще в том, что количество и расположение мокрых пятен менялось со временем. Поэтому впоследствии перед каждым испытанием Вячеслав Студнев вместе с Александром Лучковым поднимались на вертолете и высматривали эти «лужи», после чего выбиралось рабочее направ- ление (ось) ВПП на текущий день. Неу- дачное расположение пятен на первом этапе испытаний привело к тому, что первые пробежки пришлось делать на- искось квадрата аэродрома. Перед испытателями ЭПОСа стояла еще одна проблема, серьезно ослож- нявшая выполнение работ - отсутст- вие специализированного наземного испытательного комплекса. Вот как об этом вспоминал В. В. Студнев: «Нам негде было работать, потому что оснащение полигона (“Владими- ровки”) было для нас не приспособлено. Ведь у нас все-таки был не самолет - его просто так не выкатишь из ангара, не повезешь по рулежке, он привязан к технологическому стенду, которому нужно было где-то найти специально оборудованное место. Кроме того, нам очень сильно мешали сотрудники ре- жимных служб, следившие за соблюде- нием секретности. “Режимщики” бук- вально висели над нами, нам никуда нельзя было выехать. Всякий раз, пос- ле очередного совещания по постанов- ке задачи, я обращался к ним: - Мне нужно всего 15 минут, чтобы прогнать мой двигатель на площадке гонки двигателей. - Нельзя! Вот до чего доходило... А ведь нам в перспективе нужно было место, где мы смогли бы отрабатывать и ЖРД! Видя наши трудности, Г. П. Де- ментьев дал мне указание отыскать во “Владимировке” монтажно-испы- тательные корпуса, построенные еще под “Бурю”. Я их нашел - это были два больших корпуса МК-1 и МК-2, в од- ном из которых стоял последний эк- земпляр “Бури”. Это были мощней- шие корпуса, но для их переоборудо- вания нужны были большие капи- тальные вложения. А денег у нас не было, и обещать их было преступно. Военные, хозяева этих корпусов, уви- дев нашу заинтересованность, вся- чески стали нас обхаживать. Я позво- нил в Москву и доложил: - Корпуса есть, здоровые, один 4-х этажный, другой - 6-и этажный, по требованиям режима проходят, но мы их полностью не займем, мы их просто не сможем заполнить. От корпусов мы отказались3, а проб- лема осталась... В итоге выкручивались, как могли. У нас ведь были и автономные запуски ТРД, и под самолетом-носителем Ту-95. В последнем случае для гонки двигате- лей пришлось использовать даже стрел- ковый тир для больших самолетов. Впоследствии, после подключения к испытаниям “105.11” С. А. Микояна, он дал команду обеспечить нас всем необ- ходимым. Соответствующие службы полигона подготовили комплексную заявку, включив в нее все, вплоть до мусоровоза (он был нам необходим, т. к. испытания проводились очень далеко от базы и мы планировали в будущем использовать токсичное топливо). Но когда заявка дошла до Москвы, то раз- разился скандал, и со словами: “У них там что, и мусоровоза нет?!”, нам вмес- те с мусоровозом вычеркнули и все ос- тальное...» К осени все было готово к началу ак- тивной фазы испытаний. 7 Интересно, но в своем интервью В. П. Лукашевичу (17 января 2007 г.) С. А. Микоян утверждал, что грунтовая полоса «Грошево» была построена в 1967 г. специально для первых космических полетов «Спирали». При этом избыточные габариты ВПП выбирались с учетом отсутствия уверенности в том, что заход ОС на посадку после возвращения из космоса будет достаточно точным. 2 Заметим, что это больше, чем на соляных озерах авиабазы Эдвардс в Калифорнии. 3 Попутно скажем, что к вопросу о приобретении у Министерства обороны корпусов МК-1 и МК-2 Министерство авиационной промышленности вернулось в 1976 году, после организации научно-производственного объединения «Молния». Причин для такого решения было две. Первая заключалась в том, что Тушинский машиностроительный завод приступил к подготовке производства самолетов-аналогов «105. 12» и «105. 13», и при этом изучалась возможность их запуска на PH «Союз» (11А511) с полигона ... Капустин Яр! Это была очень интересная идея - ракета производилась совсем рядом, в Самаре, откуда ее можно было легко и быстро доставить в Кап. Яр по Волге. А рядом с Кап. Яром находился авиационный полигон ГК НИИ ВВС во Владимировке, где можно было бы в переоборудованных корпусах МК-1 и МК-2 провести все операции по предстартовой подготовке самолетов-аналогов, включая огневые испытания ЖРД. После космического полета самолет приземлялся бы тут же, на ВПП «Грошево», и доставлялся в свои корпуса для послеполетного (межполетного) обслуживания. Проблема была в том, что в Кап. Яре не было стартового комплекса для PH «Союз», но расчеты показывали, что его строительство при наличии инфраструктуры Кап. Яра и посадочного комплекса во Владимировке будет стоить дешевле использования существующего старта на Байконуре, но со строительством там инфраструктуры технической позиции и посадочного комплекса орбитального самолета. Вторая причина интереса авиаторов к корпусам от «Бури» объяснялась главным предназначением НПО «Молния» - созданием «Бурана». Центральный блок PH «Энергия» также планировалось производить в Самаре (на заводе «Прогресс»), и его транспортировка на Байконур представлялась трудноразрешимой (вернее, очень дорогостоящей) проблемой. В этом плане выглядело очень заманчивой идея использовать полигон ГКНИИ ВВС как посадочный комплекс «Бурана» и космодром Капустин Яр для сборки и запуска всей многоразовой космической сис- темы «Энергия - Буран». Тем более, что к моменту начала эксплуатации «Бурана» орбитальные самолеты уже вовсю должны были летать на PH «Союз». Позиция авиаторов по строительству стартового комплекса системы «Энергия - Буран» в Кап. Яре была настолько сильна, что ракет- чики, настаивавшие на Байконуре, были вынуждены пойти на хитрость. Они не стали открыто возражать против старта в Кап. Яре, но настаи- вали, что стенд для огневых испытаний ракеты «Энергия» нужно обязательно строить на Байконуре. И только в процессе строительства стен- да Минавиапром узнал, что это был не просто стенд для испытаний ЖРД ракеты, а универсальный комплекс стенд-старт (УКСС), с которого можно осуществлять и пуски PH «Энергия». Так был решен вопрос о местоположении старта «Бурана», и Минавиапрому пришлось «с нуля» со- оружать технический и посадочный комплексы орбитального корабля на Байконуре. 311
Космические крылья Первый этап испытаний ЭПОСа Испытания аналога «105.11» прово- дились в два этапа. Согласно офици- альным документам, «целями первого этапа являлись: - определение характеристик путе- вой устойчивости и управляемости аналога ОС с колесно-лыжными шасси при движении по земле (на разбеге и пробеге): - определение взлетно-посадочных характеристик; - определение и анализ нагрузок, действующих на посадочное устрой- ство и элементы крепления шасси; - оценка работоспособности сило- вой установки, системы управления самолетом, системы демпферов, бор- товой измерительной аппаратуры и других бортовых систем и оборудо- вания; - определение характеристик ус- тойчивости и управляемости самоле- та-аналога при полете вблизи земли на высоте до 500 метров. На первом этапе испытаний прово- дились сначала рулежки, затем про- бежки с постоянным увеличением скорости разбега и коротким подле- том в конце». Однако в жизни все было прозаич- нее и сложнее... Несмотря на полную готовность са- молета-аналога «105.11» к началу ис- пытаний, комплексной бригаде без каких-либо объяснений долго не дава- ли разрешение начать пробежки. По воспоминаниям испытателей, они пришли к единодушному мнению, что «в Москве просто боятся принимать принципиальное решение о начале ис- пытаний». Дело сдвинулось с «мертвой точки» только после отъезда в Москву начальника испытательной бригады Ю. Е. Федулова. На следующий день технический ру- ководитель экспедиции ОКБ Микояна в ГНИКИ ВВС Иван Андреевич Со- лодун вызвал к себе В. В. Студнева - единственного, кто кроме Федулова имел право выпускать самолет на ис- пытания - и сказал: - Федулов больше не вернется... А ты готов «летать»? Студнев тут же ответил: - Конечно, готов! - Кто у тебя начальник бригады рас- четов и анализа? Теоретик есть? - Есть! Володя Труфакин! - Идите вместе с ним к моему заму Василию Ищенко. В комнате Ищенко вместе с группой своих сотрудников устроили пришед- шим настоящий «допрос с пристрасти- ем». Они выспрашивали все нюансы будущих испытаний, пытаясь опреде- лить степень готовности к началу про- бежек. В заключение Студневу было сказано: - Ладно, принимай решение под свою ответственность! Вот как об этом сказал В. В. Студнев: «Спасибо нашему техническому ру- ководителю - если бы не его реши- мость, тематику вообще могли бы за- крыть, и ничего бы не было, если бы мы машину не сдвинули. Ведь первый вылет, первая пробежка любого само- лета остается в его регистрации. Как только это сделано - все, машина за- регистрирована! Если бы мы (Саша Лучков, я, Володя Труфакин и наши телеметристы) не подписали “Полет- ный лист №1”, и вместе с Аликом [Фастовцом] не сделали первый про- бег - все бы закрыли, не дали летать, ничего бы не дали сделать!» Испытания в Грошево имели свою специфику, обусловленную удален- ностью ВПП от основной базы и вы- бранным способом транспортировки самолета-аналога. Перед каждой «работой» изделие нуж- но было доставить на расстояние более 30 км до его ВПП. Для этого его сначала частично разукомплектовывали, затем грузили в «базовом лагере» с помощью крана на технологический стенд, при- чем после установки колесных перед- них стоек эта операция еще более ус- ложнилась. После этого автоколонна, состоящая из многочисленной верени- цы автомобилей специального назначе- ния (для перевозки различных пультов и прочего испытательного оборудова- ния), отправлялась малой скоростью на свою грунтовую ВПП. Как правило, вы- езжали затемно, а пробежку начинали делать, когда уже вечерело, что объяс- нялось большим объемом подготови- тельных работ, при этом работать испы- тателям приходилось очень тяжело, в полевых условиях, без обедов и переку- ров. При такой технологии испытаний проведение одной пробежки занимало практически весь день. Полоса была оборудована скорост- ными кинотеодолитами, которые обс- луживались силами полигона, однако испытательная бригада не хотела зави- сеть от военных. Поэтому на случай сбоев стационарного оборудования бригада всякий раз привозила с собой свою аппаратуру. Скорость при про- бежках замерялась двумя приборами ФАР-21, расставленными вдоль полосы. Увеличение подъемной силы крыла оп- Фото В. Лукашевича ▲ Верхняя поверхность изделия 105.11. В хвостовой части виден ковшовый воздухозаборник в закрытом положении; стрелкой показана задняя секция люка кабины. ▲ Подвижная секция люка в открытом положении (направление полета слева направо). Стрелкой показан пиропистолет сброса люка. ▲ Подвижная (справа) и съемная (слева, в открытом положении) секции люка. Направление полета слева направо. Стрелкой показан пиропистолет сброса люка. Фото В. Лукашевича 1 Приборы ФАР-2 работали на том же принципе, как и сегодняшние приборы измерения скорости, используемые дорожной автоинспекцией. 312
313 Рисунок А. Юргенсона Летающий «лапоть»
Космические крылья Фото из архива В. Труфакина ▲ Дозвуковой самолет-аналог - экспериментальный пилотируемый орбитальный самолет (ЭПОС, изделие «105.11») на колесно-лыжном шасси после успешного самостоятельного перелета с одной грунтовой ВПП на другую. Вверху справа - автограф летчика-испытателя Авиарда Фастовца. Фотография из личного архива В. А. Труфакина
Летающий «лапоть» ределялась по «зеркалу» амортизаторов шасси1 и величине прогиба задних сто- ек1 2. После приезда в Грошево изделие «105.11» и все привезенное оборудова- ние нужно было снять с машин, устано- вить в определенном порядке, запи- тать, включить, проверить. Испытате- ли размещали пульты, телеметричес- кую аппаратуру, расставляли вдоль ВПП приборы, наблюдателей, органи- зовывали радиосвязь между ними, с летчиком, с замерщиками скорости, с руководителем полетов, и через него - с представителями КГБ, которые отсле- живали каждое испытание. Эта «опека» порой очень сильно ос- ложняла работу. Перед каждым выез- дом руководителю бригады на плановой оперативке выдавали временные «окна» для работы, между которыми нужно бы- ло не просто прекратить все работы, но и... спрятать самолет! Такие вынужден- ные перерывы делались в тем минуты, когда над полигоном пролетали иност- ранные спутники-разведчики. «Вот по- пробуйте в эту рабочую сетку влезть, да еще в чистом поле, в открытой степи! - вспоминал В. В. Студнев. - Спрятаться- то некуда! Приходилось наш самолет прятать, накрывая брезентом». Иногда дело осложняла погода - из- за большого расстояния метеоусловия во Владимировке и в Грошево были разными. Так как на открытой много- километровой площадке укрыться бы- ло негде, испытания планировались в соответствии с метеосводками на дни с хорошей погодой. Однако часто быва- ли случаи, когда хорошая погода «на базе» оборачивалась очень плохой по- годой в Грошево. После установки оборудования ави- атехник Александр Лучков садился в кабину самолета и запускал двигатель. К этому моменту подъезжал Авиард Фастовец - руководитель полета спе- циально установил для него такой рас- порядок, чтобы он мог встать позже всех и быть «свежим» к началу актив- ной фазы каждого испытания. После этого бригада долго гоняла двигатель, проверяла все параметры самолета, шасси, гидравлику, изучала показания телеметрии на всех режи- мах. Это было необходимо, так как са- молет при транспортировке трясся де- сятки километров на ухабах полевой дороги... После всех проверок можно было приступать к пробежкам. Вот как опи- сывает методику первых испытаний В. В. Студнев: «Все пробежки мы начи- нали с центра поля. Сначала выполня- ли плавное трогание с места, и только потом увеличивали скорость. Никто не был уверен, что шасси не подломится - оно выглядело таким тонким и хруп- ким! Наш самолет стоял на раскоряку, как рахит на тоненьких ножках... Пе- ред каждым страгиванием с места я обычно смотрел на Саню [Лучкова], тот смотрел на меня, и спрашивал: - Ну что, сегодня выдержит? Мы знали, что стойки были изготов- лены из высокопрочной легированной стали ЗОХГСНА, но выглядело все очень жутковато... Все пробежки мы проводили по на- растающей скорости. Перед каждой мы сначала обсуждали, что машина до такой-то скорости должна на столько-то “подпухать” из-за работы крыла. Кроме того, мы проговарива- ли, что из-за неравномерной прочнос- ти грунта возможны подбросы само- лета и вообще может случиться что угодно: передняя стойка шасси может на что-нибудь наехать, что-то слу- читься с колесом и т.д. Площадка бы- ла разровнена, но это еще ничего не значило - по периметру поля стоял ка- мыш настолько высокий, что голову человека было видно, если только он вставал ногами на седло лошади, а местные казахи постоянно пересека- ли наше поле верхом на лошадях. Всегда была опасность, что прямо пе- ред самолетом появится человек из кустов: ведь пока он в зарослях, ни мы его не видим, ни он нас. И такое пери- одически случалось. Поэтому мы сна- чала писали лозунги на казахском языке, затем в дело пошли плакаты с выражениями “по матерному”, а впос- ледствии просто пугали, стреляя в сторону камышей. Перед самым началом пробежки все разбегались по своим точкам, мы на- мечали отметку, ставили вешку конца пробежки, и Володя Труфакин говорил по радиосвязи, сверяясь по полетному заданию: - Мы сегодня работаем до скорости [называлось значение] километров в час! Затем руководитель полетов давал команду: - Пробег разрешаю! И Алик трогался с места. Программа испытаний предполага- ла сначала страгивание с места (ру- лежки) - вроде бы все это было элемен- тарно, но это был необходимый этап, без которого нельзя было двигаться дальше. Только после него можно было переходить к скоростным пробежкам, и уже в конце мы пробегали всю полосу.» Первую рулежку на ЭПОСе Авиард Фастовец выполнил 28 ноября 1975 г. Накануне на самолет были установле- ны самоориентирующиеся колеса на передних стойках, поэтому сначала ут- ром были проверены тормоза и автома- тическое растормаживание3. Затем была проверена герметичность топлив- ной, масляной и воздушной систем. В процессе проверки возникли замеча- ния по воздушной системе, которые удалось быстро устранить. Однако пос- ле этого пришлось проверить выпуск задних стоек шасси. В заключение про- верили сигнализацию. Только после снятия всех замечаний была выдана команда по началу транспортировки самолета на грунтовую ВПП Грошево. Вся кропотливая подготовительная ра- бота была закончена первой четырех- минутной рулежкой. Слово В. В. Студ- неву: «В первый раз нужно было пробе- жать 300 метров. Мы стояли в стороне, очень волновались, и смотрели на нап- равление движения под углом, что ис- кажало видимую дистанцию. Машина тронулась, стала набирать скорость, и вдруг... остановилась! В эфире молчание... Что случилось?! Мы бегом к машине, к Алику. А он сидит в кабине, и спокойно говорит: - Ты как сказал, я так и сделал - ров- но 300 метров. Вон, посмотри, вешки стоят. Еще? - Нет, хватит! Я посмотрел - он добежал точно до вешек на трехсотметровой отметке. После этого я обошел самолет и увидел, что из-за повышенной нагрузки зад- ние стойки зарылись в грунт на нес- колько сантиметров - подошва была полностью в земле, но ее носок был ви- ден. Я нагнулся и потрогал стойку ря- дом с подошвой. Это была моя ошибка: стойка от трения о грунт была раскале- на, и я сильно обжег руку». На следующий день была проведена вторая четырехминутная рулежка, ко- торую также выполнил А. Г. Фастовец. После этого самолет подвергся тща- тельному осмотру - все-таки рулежки осуществлялись не по чистой бетонке, а по грунту. Особое внимание было 1 Подвижный шток амортизаторов имеет блестящую полированную («зеркальную») поверхность. При неподвижном положении самолета стойки шасси воспринимают полный вес и амортизаторы обжаты до максимального (стояночного) положения - видимая «зеркальная» часть штока минимальна. По мере разбега за счет роста подъемной силы крыла, компенсирующей вес самолета, нагрузка на амортизаторы шасси уменьшается, и шток выдвигается. При этом самолет, оставаясь на земле, как бы приподнимается (специалисты говорят «подпухает»), и величину этого «подпухания» можно замерять по увеличению видимой («зеркальной») части штока, снимая показания со специальных линейных датчиков. Соответственно, момент отрыва от поверхности ВПП происходит при максимальном выходе штока. Добавим, что одной из задач установки передних колесных стоек шасси с амортизаторами вместо лыжных стоек без амортизаторов являлась возможность наблюдения за «подпуханием» при пробежках. 2 «На задних стойках стояли угловые датчики, которые показывали деформацию стоек под действием изгибающего момента от фюзеляжа, - вспоминал В. В. Студнев. - Я очень боялся - выдержат ли задние стойки? Это также зависело от жесткости передних стоек, но мы ее точно не знали, хотя и пытались измерить перед испытаниями на специальном стенде, используя вибродатчики. Поэтому после каждой пробежки мы внимательнейшим образом анализировали ленточки телеметрии, и нас постоянно в этом контролировали специалисты ОКБ Микояна». 3 Автоматическое растормаживание - это терминология тех лет. В более позднее время (во второй половине 1980-х годов) такие системы получили в авиации наименование «противоюзовых». Сейчас такими системами пользуется большинство владельцев автомобильных иномарок, зная их как АБС - антиблокировочные системы. 315
Космические крылья Фото В. Лукашевича Фото В. Лукашевича ▲ Владимир Александрович Труфакин. 17 января 2007 г. уделено осмотру шасси, входного кана- ла воздухозаборника и двигателю. За- мечания отсутствовали, и было приня- то решение готовить изделие к первой скоростной пробежке. Она была выполнена 2 декабря 1975 г. с достижением максимальной скорос- ти 254 км/ч. После этого в испытаниях наступил длительный перерыв - новая четырехминутная пробежка была осу- ществлена почти через пять месяцев, Т7 апреля 1976 г. Начиная испытания и не имея дос- товерных данных о взаимодействии лыжных шасси с грунтом, несмотря на установку самоориентирующихся колес на передних стойках, испытате- ли все же сомневались по поводу необ- ходимых запасов устойчивости само- ▲ Вид снаружи на узел крепления правой передней стойки шасси ▲ Правая задняя стойка шасси лета при движении по земле. В связи с этим при первых пробежках в задани- ях летчику предписывалось отклонять органы управления (элевоны и балан- сировочные щитки) таким образом, чтобы обеспечить большую загрузку задних стоек шасси, а следовательно, и обеспечения большей путевой ус- тойчивости. С другой стороны, суще- ствовали опасения, что лыжи при скольжении по грунту будут работать, как плуги, углубляясь в землю. Однако этого не произошло: след на грунте за лыжами оставался небольшой ровной глубины. Правда, в одном случае ана- лог до старта был установлен на участке ВПП с достаточно рыхлым грунтом, и сразу после начала движе- ния лыжи ушли в землю, а аналог ос- тановился. Фастовец попробовал нес- колько раз вывести двигатель на мак- симальный режим, но самолет не сдвинулся с места, и испытания в тот день были прекращены. Наконец начались пробежки для оценки устойчивости и управляемости с постепенным увеличением скорости, вплоть до отрыва. Средством управле- ния движением аналога на ВПП слу- жило дифференцированное (раздель- ное) торможение колес и по мере уве- личения скорости - аэродинамический руль направления. Эти пробежки вы- полнялись с апреля по июнь1 1976 г. (в этот период всего было выполнено пять скоростных пробежек). И вот по мере увеличения скоростей разбега выяснилось, что аналог уводит в ту или иную сторону от воображае- мой центральной оси ВПП - иногда на 150-180 м. Величины уводов команда испытателей (В. А. Труфакин и В. С. Кар- лин) измеряла, пользуясь обыкновен- ным землемерным метром. Настойчи- вые рекомендации летчику строго вы- держивать направление результатов не давали. Складывалось положение, при котором о подлете или перелете на другую ВПП не могло быть и речи. Раз- говоры об уводах аналога уже стали до- ходить до Москвы и вызывали нервоз- ность главного конструктора. Вот как о дальнейших событиях вспоминает Владимир Александрович Труфакин* 2: «Ведущий инженер по летным испы- таниям решил, что уводы являются следствием того, что колеса являются свободноориентируемыми, распоря- дился изготовить специальные стопо- ра для закрепления осей поворота ко- лес и принял решение: следующие про- бежки проводить только с фиксиро- ванными неповоротными колесами. Фактически ведущим инженером было принято решение вернуться к перво- начальной конструкции передних сто- ек шасси, изменение которой мы доби- лись немалым трудом. С этим я согла- ситься не мог. Видя такую ситуацию, я позвонил в Москву П. А. Шустеру, доложил ему обстановку и категорически стал воз- ражать против пробежек с зафиксиро- ванными колесами передних стоек. Часа через два Петр Абрамович перез- вонил мне из Москвы и рекомендовал принять решение на месте, те. веду- щему инженеру и мне - начальнику бригады анализа (непосредственно подчиненному ведущему инженеру). Одновременно в это же время летный состав мне устроил своеобразный «эк- замен». По их приглашению я пришел в летную комнату, где были летчики-ис- пытатели фирмы Микояна: А. Г. Фасто- вец, П.М. Остапенко, В. Е. Меницкий и Б. А. Орлов. Разговор пошел о возмож- ных причинах увода, было перебрано много версий, и в конце беседы мне был задан прямой вопрос: “Как ‘побежим’ в следующий раз?” Я был глубоко убеж- ден в правильности принятых решений по установке свободноориентируемых колес и искал возможные пути прежде всего в методических рекомендациях по управлению. Я заявил, что прове- денные пробежки подтвердили необхо- димые запасы путевой устойчивости, и предложил разгрузить задние стойки путем уборки в нейтральное положе- ние балансировочного щитка и пере- вода ручки управления на разбеге на 1/3 “от себя”. Этим самым мы умень- шали устойчивость (которая, как пока- зали пробежки, была достаточной), но должны были улучшить управляе- мость. Летчики дружно переглянулись и сообщили мне, что они тоже пришли к такому же выводу. С тех пор отношения у меня с Фас- товцом А. Г. и Меницким В. Е. стали бо- лее доверительные и товарищеские. 7 Попутно скажем, что 11 мая 1976 г. катапультное кресло КМ-1М снималось с самолета для проведения шестимесячных регламентных работ. 2 Труфакин В. А. От орбитального самолета «Спираль» до орбитального корабля «Буран». Записки начальника отдела. - М.: МАИ, 2004, стр. 45-47. 316
Летающий «лапоть» ▲ Проверка (гонка) двигателя перед очередной пробежкой. Красной стрелкой показана «зеркальная» часть штока амортизатора передней правой стойки в стояночном положении Фото из архива В. Труфакина Но решение ведущий инженер не из- менил, и стопора были на стадии го- товности. В это время на летной базе ОКБ Ми- кояна техническим руководителем ис- пытаний всех “микояновских” самоле- тов был Иван Андреевич Солодун (впо- следствии директор опытного завода ОКБ Микояна), но наша тема стояла для него особняком, так как главным конструктором был Лозино-Лозинский Г. Е., который к тому времени уже яв- лялся руководителем НПО “Молния”1. У меня был последний шанс искать поддержки у него. Собрав всю доку- ментацию, все исследовательские от- четы, связанные с динамикой движе- ния и историей изменения конструк- ции шасси, я направился к нему. Со- лодун встретил меня молча и холодно. Он явно выглядел нездоровым. Тем не менее, в течение часа я ему рассказы- вал все результаты проведенных ис- следований, причины изменения кон- струкции шасси, показал результаты моделирования, рассказал о встрече и беседе с летным составом. Иван Анд- реевич все время молчал, но я чув- ствовал, что он меня понимает. Од- новременно я категорически настаи- вал на маркировке центральной про- дольной осн ВПП, чтобы летчик мог четко держаться ориентира, находя- щегося у него перед глазами, а не ори- ентироваться на боковые маркерные конуса, находящиеся от него за 250 м по краям ВПП. Выслушав меня, Солодун сказал, что он разрешает провести одну скорост- ную пробежку, и обещал организовать маркировку продольной центральной оси ВПП. И вот вся наша кавалькада в очеред- ной раз [17 июня 1976 г. - В. Л.] отправ- ляется в степь на грунтовой аэродром. Ведущий инженер высказал мне свое нелицеприятное отношение и назвал все это пустой тратой времени. По при- бытии на аэродром мы увидели цент- ральную ось ВПП (Солодун сдержал свое обещание). Она была обозначена дорожкой, густо посыпанной мелом или известкой, шириной 20-30 см. Аналог был установлен на 10-15 м сбо- ку от этой оси (в целях лучшего ее обоз- рения). В это время на наш грунтовой аэрод- ром прилетел вертолет, пилотируемый военным летчиком-испытателем Васи- лием Урядовым, который готовился к полетам на аналоге и пригласил меня посмотреть пробежку аналога с высо- ты 100-150 метров. Я согласился. Авиард Фастовец занимает место в кабине. Запуск двигателя, скоротеч- ная пробежка и остановка. Вижу из вертолета, что аналог практически не удалился и не приблизился к нашей осевой полосе. Прямолинейный разбег и пробег как по струне. Я взволнованно прошу Урядова спустить меня на землю, вертолет приземлился, и я прошел весь путь разбега и пробега, удостоверившись, что движение было абсолютно прямо- линейным. Подхожу к аналогу, Фас- товец уже возле самолета делится впечатлениями и, подойдя ко мне, говорит: “Володя, не волнуйся, теперь все в порядке”. Напряжение спало, я забился в кузов одной из техничек и через полтора ча- са все были на базе. Зашел к Солодуну И.А., доложил результаты, поблагода- рил за помощь, и он нашу небольшую группу премировал достаточным коли- чеством популярной жидкости, поль- зующейся широким спросом среди авиационных специалистов». Через несколько недель, 20 июля 1976 г., был выполнен первый подлет аналога1 2. Длина ВПП позволяла аппа- рату находиться в воздухе не более 10- 15 сек, т. е. после отрыва самолет сразу же по прямой шел на посадку. За время первого подлета аналог показал удов- летворительные характеристики и достиг скорости 355 км/ч на макси- мальной высоте 12 м, причем посадка и пробег прошли успешней, чем при моделировании на пилотажном стенде МК-10 в ЦАГИ, где была проблема с вы- держиванием заданной высоты поле- та. Разобравшись, выяснили, что это было связано с особенностями кон- струкции и информационного обеспе- чения самого стенда. Часть работ на первом этапе испы- таний - по одной скоростной пробеж- ке и одному подлету - выполнили микояновские летчики-испытатели 1 Внимательный читатель спросит: «Надо ли это понимать так, что тема “Спираль” была передана в НПО “Молния”? Вроде бы выше об этом не сообщалось...» Вопрос уместный, и мы к нему еще вернемся. 2 Согласно формуляру изделия 105.11, первый поддет был выполнен 22 июля 1976 г., а 20 июля была выполнена скоростная пробежка продолжительностью 2 минуты 57 секунд, в ходе которой скорость движения достигла скорости отрыва. Если это так, то именно к пробежке 20 июля можно отнести следующие воспоминания В. В. Студнева: «Когда мы собирались “подпухать” последний раз, я Алику говорил: - Алик, только не подлети! Ради Бога, только не подлети! Чувствуй все своей...! Мы тебе, конечно, подскажем, но ты и сам чувствуй! Неустойчивости задних стоек шасси не боялись, т. к. устойчивость на этих скоростях обеспечивалась еще и высоким килем, но прерванный подлет - это прерванная посадка, а прерванная посадка всегда является аварийной. Он это знал, и на самом деле не подлетел. Молодец!» Еще одна интересная деталь - весь период испытаний ЭПОС хранился в ангаре, и только в течение июня 1976 г. самолет он все время находился на открытом воздухе. Это можно объяснить хорошей погодой и возросшей интенсивностью испытаний. 317
Космические крылья Испытания самолета-аналога 105.11 №1-01 № п/п Дата Летчик Авиа- техник Характер работы Продолжи- тельность 1 28.11.1975 А. Фастовец А. Лучков первая рулежка на колесно-лыжном шасси 4 мин 2 29.11.1975 А. Фастовец А. Лучков рулежка 4 мин 3 02.12.1975 А. Фастовец А. Лучков первая пробежка на свободноориентирующихся передних (колесных) стойках шасси; достигнута скорость 254 км/ч 4 мин 4 27.04.1976 А. Фастовец А. Лучков пробежка 4 мин 5 22.05.1976 А. Фастовец А. Лучков пробежка 2 мин 6 26.05.1976 А. Фастовец А. Лучков пробежка 5 мин 7 16.06.1976 А. Фастовец А. Лучков пробежка 4 мин 45 сек 8 17.06.1976 А. Фастовец А. Лучков пробежка 4 мин 04 сек 9 20.07.1976 А. Фастовец А. Лучков первый подлет2 2 мин 57 сек 10 22.07.1976 А. Фастовец А. Лучков подлет 3 мин 41 сек 11 22.07.1976 А. Фастовец А. Лучков подлет Змин 18 сек 12 29.07.1976 В. Урядов А. Лучков пробежка 5 мин 03 сек 13 29.07.1976 В. Меницкий А. Лучков пробежка 3 мин 16 сек 14 24.09.1976 А. Фастовец А. Лучков подлет (облет нового двигателя) 3 мин 15 11.10.1976 А. Фастовец А. Лучков перелет на другую ВПП 5 мин 48 сек 16 22.10.1976 В. Меницкий А. Лучков подлет 3 мин 15 сек 17 22.10.1976 А. Федотов А. Лучков пробежка 3 мин 18 22.10.1976 А. Федотов А. Лучков подлет 3 мин 05 сек 19 22.10.1976 И. Волк А. Лучков пробежка 2 мин 15 сек 20 23.10.1976 И.Волк А. Лучков подлет 2 мин 44 сек 21 23.10.1976 В. Урядов А. Лучков подлет 2 мин 48 сек 22 19.02.1977 экипаж 205 А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 2 часа 23 26.05.1977 экипаж 205 А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 2 часа 24 27.07.1977 А. Фастовец А. Лучков пробежка 6 мин 12 сек 25 29.07.1977 А. Фастовец А. Лучков пробежка 2 мин 12 сек 26 12.08.1977 экипаж 205 А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 1 час 10 мин 27 18.08.1977 экипаж 205 А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 2 час 30 мин 28 29.08.1977 экипаж 205 А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 1 час 30 мин 29 15.09.1977 экипаж 205 А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 1 час 45 мин 30 04.10.1977 А. Фастовец А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ; первый полет с летчиком ЭПОСа на борту 2 час 02 мин 31 07.10.1977 А. Фастовец А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 1 час 10 мин 32 08.10.1977 А. Фастовец А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 1 час 40 мин 33 22.10.1977 А. Фастовец А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 1 час 15 мин 34 27.10.1977 А. Фастовец А. Лучков первый сброс с самолета- носителя Ту-95КМ 22 мин 35 29.06.1978 А. Фастовец В. Будько полет под носителем Ту-95КМ 1 час 10 мин 36 06.07.1978 А. Фастовец В. Будько второй сброс с самолета- носителя Ту-95КМ 30 мин 37 02.08.1978 В. Урядов А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 1 час 10 мин 38 02.08.19783 А. Фастовец А. Лучков третий сброс с самолета- носителя Ту-95КМ 30 мин 39 04.08.1978 П. Остапенко А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 1 час 20 мин 40 08.08.1978 А. Фастовец А. Лучков четвертый сброс с самолета- носителя Ту-95КМ 45 мин 41 10.08.А978 А. Федотов А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 1 час 20 мин 42 31.08.1978 А. Фастовец А. Лучков полет под носителем Ту-95КМ 1 час 03 мин 43 06.09.1978 П. Остапенко В. Будько пятый сброс с самолета- носителя Ту-95КМ 43 мин 44 08.09.1978 А. Федотов В. Будько полет под носителем Ту-95КМ, проблемы с запуском ТРД ЭПОСа 46 мин 45 13.09.1978 В. Урядов В. Будько шестой сброс с самолета- носителеяТу-95КМ, ЭПОС 42 мин. поврежден при посадке 46 24.10.1978 экипаж 205 В. Будько полет под носителем Ту-95КМ 2 часа Суммарный налет 32 часа 47 минут 23 секунды Александр Федотов и Валерий Мениц- кий, летчик-испытатель ЛИИ имени М. М. Громова Игорь Волк и летчик-ис- пытатель ГНИКИ ВВС Василий Уря- дов. Вот как о своей первой реальной работе на ЭПОСе рассказывает Вале- рий Меницкий: «Меня переполняли большие чув- ства. Любое опытное изделие, к кото- рому прикасаешься, всегда оказыва- ет эмоциональное, тонизирующее действие на летчика-испытателя. Ну, во-первых, от того, что ты прикоснул- ся к новой теме, а во-вторых - это со- вершенно новая машина, для каждо- го испытателя новый освоенный тип летательного аппарата - это опреде- ленное достижение. А тем более, ког- да речь идет о такой эпохальной ма- шине, как “Спираль”, нашем малень- ком шаттле». Но основная нагрузка в летных ис- пытаниях легла на плечи Героя Сове- тского Союза Авиарда Фастовца. В том же году, 11 октября, кроме подлетов, он успел совершить еще и короткий перелет с одной грунтовой полосы на другую. Взлет осуществлял- ся с запасной грунтовой ВПП, имев- шей длину 3 км при ширине 250 м. После отрыва от ВПП Фастовец снача- ла на участке протяженностью 8500 м на скорости 355 км/ч выполнил набор высоты со скороподъемностью 13 м/с (угол наклона восходящей траектории около +7°). Затем, довернув на 20° влево, он оказался в створе основной посадочной полосы, до которой оста- валось еще более 11 км. Участок прямолинейного полета протяженностью 4500 м самолет пре- одолел на высоте 550-600 метров при средней скорости1 415 км/ч, затем пилот приступил к снижению с углом наклона траектории - 5°. На участке снижения протяженностью около 3 км была зафиксирована вертикальная скорость -9 м/с, после чего летчик резко снизил обороты двигателя, и са- молет начал планировать под углом 3° к горизонту со средней скоростью снижения 5 м/сек. После выравнива- ния на высоте 20 метров самолет-ана- лог благополучно приземлился ровно через 5 минут после взлета4 на грун- товую ВПП, на которой начинал свои первые пробежки годом ранее. Добавим, что в рамках подготовки к перелету было осуществлено две опе- рации: - 3 сентября стоявший на ЭПОСе дви- гатель РД36-35К с серийным №18-04 1 По другим данным, в ходе перелета 11 ок- тября 1976 г. были достигнуты максимальная скорость 390 км/ч и наибольшая высота 450 м; поданным ОКБ Микояна, в ходе перелета бы- ла достигнута максимальная высота 560 м. 2 В формуляре изделия 105.11 №1-01 это была очередная пробежка. 3 По данным летной книжки П. М. Остапенко, этот полет состоялся 3 августа 1978 г. 4 В формуляре, с учетом разгона на взлетной полосе, указана продолжительность работы 5 минут 48 секунд. 318
Летающий «лапоть» был заменен на более новый1, снятый с двухлетней консервации (с 28 января 1975 г.), с серийным № 18-05. После уста- новки в тот же день двигатель был опро- бован авиатехником А. Лучковым (гонка двигателя продолжалась 3 мин 30 сек), а его обязательный «облет» был выполнен А. Фастовцом в ходе трехминутного под- лета 24 сентября; - 5 октября с самолета было снято катапультное кресло для зарядки бое- выми пиропатронами. В течение двух дней был заряжен стреляющий меха- низм ПК-16М, установлен запальник ПВ-50, заряжен механизм отстрела и механизм притяга ПК-ЗМ-1 и пиропис- толет люка кабины. После всех прове- рок 7 октября кресло было вновь уста- новлено на ЭПОС и все его дальнейшие испытания выполнялись только с «за- ряженным» креслом. Всего на первом этапе летных испы- таний согласно формуляру изделия 105.11 была выполнена 21 работа (см. таблицу испытаний ЭПОСа)1 2, включая пробежки, в том числе скоростные (до скорости, близкой к скоростям отры- ва), подлеты в пределах одной грунто- вой ВПП с пролетом дистанции 1 -2 км на высоте до 12 м и первый вылет с пе- релетом на другую грунтовую ВПП, расположенную в 20 км от точки взле- та. В ходе первого этапа испытаний, по мере накопления опыта, аналог ОС был укомплектован двумя «штатными» убирающимися передними стойками шасси с лыжно-тарельчатыми опора- ми и двумя задними стойками шасси с лыжами, имеющими профилирован- ные направляющие на подошве. Первые попытки движения показали невозможность страгивания аналога с места по сухому грунту из-за недоста- точности тяги двигателя для преодоле- ния сил трения шасси. Испытатели нашли настолько оригинальный спо- соб решения этой проблемы, что он выглядит как курьезный случай. По воспоминаниям полковника Вла- дислава Чернобривцева, бывшего в по- ▲ Летчик-испытатель ЛИИ имени М. М. Громова (МАП), летчик- космонавт СССР, Герой Советского Союза Игорь Петрович Волк Фото с сайта www.buran.ru Игорь Петрович Волк попал в эту «компанию» далеко не случайно. Все дело в том, что он обладал уникальными навыками безмоторной посадки, которых в таком объеме, пожалуй, больше не было ни у одного летчика-испытателя. Именно поэтому впоследствии он возглавил группу летчиков-испытателей ЛИИ, отрабатывавшую на самолете-аналоге БТС-002 ОК-ГЛИ систему автоматической безмоторной посадки орбитального корабля «Буран». Вот как сам Игорь Петрович рассказывал автору о своем опыте безмоторных посадок: «К безмоторной посадке я не приходил - она сама ко мне пришла. Как говорится, ошибка дала возможность заняться чем-то другим. Я в то время занимался испытанием системы ав- томатического управления самолетом Су-11 с огибанием рельефа местности. Во время од- ного такого полета оказалось, что погодные условия в районе аэродрома были плохие, а в зоне полетов - хорошие. Когда я прилетел в зону, там, где началась хорошая погода, была отметка расстояния, но я не учел того, что за час полета эти облака при сильном западном ветре сдвинутся настолько, что у меня не хватит топлива на нормальную посадку. Когда топ- ливо кончилось, я принял решение садиться. А если что пойдет не так, то катапультируюсь. Скорость снижения при бездвигательной посадке большая, что всегда позволит в случае че- го набрать высоту в 300 метров необходимых для безопасного катапультирования. Во вся- ком случае, я справился: сел, как положено, но не без курьеза. Обычно в таких ситуациях по- могающих мало, потому что ситуация, прямо скажем, катастрофическая, и мне почему-то даже не сообщили, что полоса занята. Когда я на высоте 200 метров вынырнул из облаков, то увидел, что снижаюсь точно на правое крыло заходящего на посадку самолета Ил-62. В последний момент мне удалось резко отвернуть вправо, так и сел с сильным правым креном. После посадки замерили на полосе мой тормозной след - на одной правой стойке шасси я «пробежал» 167 метров! Хорошо, что справа от меня сидел летчик-испытатель Яков Верни- ков, который все видел, - потом он был моим «адвокатом» при разговорах с начальством. И после разбора полета, получив за свои выкрутасы, как положено, от начальства, я пораз- мышлял и сказал себе: если я не готовился к безмоторной посадке, да в такую погоду, и выпол- нил после этого посадку, то, наверно, теперь это можно делать осознанно, специально, тем бо- лее что по планам, по программам мы обязаны были делать по крайней мере одну тренировоч- ную посадку без двигателя в месяц. И когда я стал ставить себе в облачную погоду галочки, что тренировался в посадке без двигателей, естественно, у меня начались из-за этого проблемы. Нашлись товарищи, которые говорили, что я коварный обманщик, что члену партии так нехо- рошо делать и т.д. Я отвечал, что все нормально, в конце концов, у нас есть самолеты с двой- ным управлением, проверяйте меня. Я ведь не для себя это делаю! После этого из-за своей вредности после таких разборок со мной я любой полет стал заканчивать (конечно, с услови- ем того, что этот самолет достигает полосы без двигателя) безмоторной посадкой. Независи- мо от типа самолета, независимо оттого, какие эксперименты по программе я проводил, я са- дился, как будто бы у меня нет двигателей. Это не значит, что я их выключал, я просто перево- дил в режим малых оборотов, а если можно было ухудшить ситуацию, выпускал либо тормоз- ные щитки, либо закрылки, либо шасси (в зависимости от типа самолета). В результате роди- лась методика, появился алгоритм таких посадок. Поэтому когда вышло правительственное постановление, в рамках которого отрабатывалась безмоторная автоматическая посадка «Бу- рана», то без этой моей первоначальной случайности, которую я сам себе создал, и моего пос- ледующего опыта, эту работу поручили бы другому, т. к. начальство благоволило не ко мне». ру испытания ЭПОСа ведущим инже- нером одного из отделов ГНИКИ ВВС, дело было так3: «.. .Требовалось снять характеристики сил, воздействующих на шасси в лыж- ном варианте при движении аппарата по земле. Аналог ЭПОСа доставили на полигон в конце огромного испытатель- ного аэродрома. Спецкраном поставили на оголенный грунт, выветренный горя- чими суховеями почти до прочности наждака. Под тяжестью конструкции лыжи в него впечатались крепко. Лет- чик-испытатель микояновской фирмы Авиард Фастовец занял место в кабине. Бешено загрохотал запущенный им дви- гатель, но аппарат - ни с места. Полили грунтовую полосу водой - не помогло. Летчик вынужден был выключить дви- гатель, а специалисты недоумевали, что еще нужно предпринять. Никто не заметил, как подошел к нам начальник полигона Загребельный. Ивана Ивановича мы считали довольно далеким от чисто летного дела челове- ком, а тут он вдруг вылез с советом: - Можно перед вашей “птичкой” на- колотить арбузов - их у нас здесь бога- то. Вот тогда побежит наверняка. Все уставились на него, как на дикого фантазера, но по некоторому размыш- лению согласились: давай, мол, чем черт не шутит! Загребельный распорядился, и вскоре два грузовика с полосатыми шарами до края бортов медленно пока- тились вперед от носа аналога. Арбузы звучно шлепались на землю, обильно ус- тилая ее скользкой мякотью на протя- жении около 70 метров. Подняв аппарат краном, мы подложили сочные поло- винки кавунов и под все лыжи. Фасто- вец снова сел в кабину. Когда обороты двигателя вышли на “максимал”, аппа- рат наконец стронулся и, к всеобщему удовлетворению, заскользил по полосе все быстрей и быстрей...» 1 Двигатель № 18-05 был выпущен 19 февраля 1974 г. 2 По данным архива В. А. Труфакина, в ходе первого этапа испытаний было выполнено 23 работы. В то же время по данным ОКБ Микояна на ЭПОСе на первом этапе испытаний (конец 1975 - 1976 гг.) всего было 10 подлетов, 15 полетов и перелет. Тем не менее, формуляр ЭПОСа как официальный документ, в котором учитывался налет самолета, выработка ресурса и указано выполнение основных регламентных и ремонтных работ, заслуживает наибольшего доверия. Поэтому, несмотря на имеющиеся в формуляре неточности, мы в своем повествовании опираемся именно на его данные. 3 В. Казьмин «Тихая трагедия ЭПОСа» / «Крылья Родины», №11 и №12, 1990; № 1, 1991. 319
Космические крылья Фото В. Лукашевича ▲ Катапультное кресло КМ-1 М самолета-аналога «105.11». Вид сверху, через открытый люк (направление полета снизу вверх) - именно так видит кресло летчик при посадке в кабину. После страгивания аналога на «ар- бузном поле» он начал разбег1 при ра- боте двигателя на «максимале», и после достижения скорости 170 км/ч (по другим данным, 120 км/ч) дальней- ший пробег до остановки выполнялся на режиме двигателя «малый газ». Эти испытания показали возможность бе- зопасного выполнения послепосадоч- ного пробега при выполнении основ- ных работ - можно было переходить к полетам и посадке на четырехстоечное лыжное шасси. Во время очередной подготовки к по- летам, когда Авиард Фастовец нахо- дился в ЭПОСе, произошел курьез, ед- ва не закончившийся трагедией. К это- му времени Валерий Меницкий, оста- ваясь дублером Фастовца, в качестве ведущего летчика-испытателя по прог- рамме создания высокоточного ору- жия «Кайра», которая была на прямом контроле ЦК КПСС, приступил к испы- тательным сбросам с самолета МиГ-27 корректируемой авиабомбы КАБ-500 с лазерной головкой наведения. Сбросы новой авиабомбы осуществлялись над полигоном № 100, предназначавшемся для точечного бомбометания. «Сотый» полигон находился недалеко от гро- шевского полигона №200, на котором проводились работы с ЭПОСом. До сих пор ни расследовавшие этот инцидент специалисты, ни сам Валерий Мениц- кий не могут понять причины такого поведения злополучной авиабомбы. Несмотря на то что МиГ-27 «Кайра» был тогда, пожалуй, единственным са- молетом, способным выполнить точеч- ное бомбометание с попаданием в квад- рат 2x2 м за счет того, что лазерная система самонаведения позволяла уп- равлять бомбой в пределах 800 м по всем осям, в этом роковом полете бомба отклонилась в сторону и упала в 250 м от ЭПОСа! Последовал взрыв, и в сторо- ну самолета полетел град осколков; бли- жайший упал всего в 15 м от А. Г. Фас- товца. Ситуацию спасло только то, что бомба не была снабжена боевым заря- дом. Валерий Меницкий вспоминал: «Если бы эта бомба была боевая, то от нашего “лаптя” не осталось бы и сле- да. И слава богу, что на этом полигоне мы не использовали бомбы большого калибра, как на «трехсотом». Калибр был не тот: на «трехсотом» полигоне мы испытывали боевые бомбы, и там ка- либр был будь здоров, под 1500 кг, а здесь было всего 500 кг, и все ушло в ос- колки. Хорошо, что бомба была не бое- вая, была бы боевая - полный привет... Вот так дублер мог грохнуть товари- ща, основного летчика. Я помню, Фе- дотов прилетел: - Что ж ты... елки-палки... вот это да!.. Дублер - ведущего, это ты почему так?! - Улететь отсюда хочу, пусть спецы разбираются!..» Анализ результатов первого этапа летных испытаний самолета-аналога «105.11» с двигателем РД36-35К и не- убирающимся колесно-лыжными шас- си показал удовлетворительные харак- теристики устойчивости и управляе- мости в обследованном диапазоне ско- ростей полета и подтвердил расчетные взлетно-посадочные и летные характе- ристики. Максимальные зафиксиро- ванные нагрузки на элементы кон- струкции шасси на разбеге, посадке и послепосадочном пробеге не превыси- ли 50% от «ожидаемых». Следующий, второй этап испытаний был запланирован на следующий год, поэтому ЭПОС был законсервирован со снятием 25 ноября 1976 г. ката- пультного кресла для выполнения го- довых регламентных работ. После вы- полнения этих работ кресло не стали возвращать на самолет, поместив его на хранение в ангаре. Второй этап испытаний ЭПОСа В 1977 г. испытатели стали готовить- ся к следующему этапу - реальным самостоятельным полетам ЭПОСа. По плану самолет-аналог «105.11» дол- жен был стартовать в воздухе из-под фюзеляжа самолета-носителя, в кото- рый еще в 1968 г. был переоборудован серийный (№2667) тяжелый страте- гический бомбардировщик Ту-95КМ. Выбор Ту-95КМ в качестве носителя был не случаен. Серийный Ту-95К («ВК») являлся ракетоносцем, самолетом-но- сителем управляемой ракеты Х-20М, элементом стратегической авиацион- но-ракетной системы Ту-95К-20 (К-20). Всего на заводе №18 МАП в Куйбышеве (ныне Самара) было построено 48 та- ких машин. Эта модификация бомбар- дировщика отличалась от базовой мо- дели 1у-95МА системой подвески раке- ты в нише фюзеляжа (бомбоотсеке) и установкой систем управления пуском и наведением ракеты* 2. Впоследствии основная часть само- летов 1\-95К была оснащена системой дозаправки и новым радиотехничес- ким и радионавигационным оборудо- ванием, после чего они получили обоз- начение Ту-95КМ. Этот самолет иде- ально подходил под носитель ЭПОСа, т.к. имелась возможность использо- вать штатные узлы крепления (балоч- ный держатель БД-205) сбрасываемой полезной нагрузки, находившейся на внешней подвеске. Доработки Ту-95КМ №2667, продол- жавшиеся почти год, начались с визи- та в Куйбышев делегации микояновцев в составе Г. П. Дементьева, Л. М. Щего- лева и В. В. Студнева. Там они застали А. А. Туполева, который вел тему Ту-95. В ходе встречи был выбран конкрет- ный экземпляр самолета для доработ- ки и определен общий объем работ, целью которых было обеспечение воз- можности безопасного перехода лет- чика из самолета-носителя в ЭПОС и обратно при измененном (по сравне- Интересен отзыв И. П. Волка по поводу «истории с арбузами» (которую, кстати, подтверждает и В. Е. Меницкий): «Эту чепуху кто-то нарочно придумал - ничего подобного у меня не было! Сел в самолет, завел двигатель, нормально стронулся, разбежался и взлетел». От себя добавим, что этот случай, относимый к первому периоду испытаний, достаточно сложно привязать к испытаниям ЭПОСа, задокументированным в формуляре изделия. Дело в том, что арбузы в Астраханской области появляются в середине августа, и могут лежать на открытом грунте до первых заморозков, т. е. до начала декабря. Однако в 1976 г. в указанный период наличия арбузов А. Г. Фастовец пробежек не делал (был только один подлет 24 сентября). Можно предположить, что В. Казьмин, публикуя эту историю, допустил неточность, и в описанном эпизоде аналог пилотировал не А. Г. Фастовец. Возможно и другое объяснение - «арбузная» история датируется 1977-м годом, но в этом случая нужно допустить возможность созревания арбузов уже в конце июля. 2 Первоначально комплекс предназначался для стратегических ударов по стационарным протяженным целям, но в дальнейшем подразделения, вооруженные этим комплексом, переориентировали для борьбы с авианосными ударными соединениями стран НАТО. В конце 1980-х годов оставшиеся в строю машины переоборудовали в учебные Ту-95КУ(«ВКУ»). 320
Летающий «лапоть» нию с ракетой Х-20) полуутопленном положении последнего. Подвеска ракеты имела бугельную (тросовую) систему с направляющими иглами и четырьмя распорными точ- ками. Эта исходная система подвески была сохранена и для изделия«105.11» (а также других планировавшихся к постройке аналогов). В результате ба- лочный держатель цеплял корабль, «натягивал» на себя и подтягивал под самолет-носитель. Но пуск ракет Х-20 отличался от сброса «105.11» - перед отделением ЭПОСа балочный держатель должен был выдвигаться в воздушный поток из походного положения, а для этого пришлось сильно расширить бомбо- отсек. Так как габариты фюзеляжа са- молета-аналога значительно превы- шали размеры ракеты Х-20, то было очевидно, что спрятать его внутри бомбоотсека было невозможно, но для более плотного наружного «прилега- ния» пришлось изрядно (и необратимо) «подрезать» внешние обводы Ту-95. После втягивания балочного держа- теля в походное положение кабина ЭПОСа до половины остекления уходи- ла за обрез бомбоотсека, оставляя лет- чику небольшой обзор в передней по- лусфере. Поэтому находившийся в ка- бине изделия «105.11» летчик мог не- много, но видеть землю. Впоследствии это было использовано в совместных (без отцепки аналога от 1у-95КМ) тре- нировочных полетах. Так как воздухо- заборник при такой полувнешней под- веске оказывался внутри бомбоотсека, для обеспечения запуска двигателя пришлось смонтировать дополнитель- ную систему наддува воздухом. Из-за задержки в реализации проек- та «Спираль» доработанный для сбро- сов Ту-95КМ несколько лет в ожидании целевой работы находился без дела на балансе ГНИКИ ВВС и использовался только для тренировки летчиков, так как для испытательных полетов (пуска ракет или бомбометаний) он был не- пригоден. Техническое командование ВВС несколько раз пыталось его спи- сать из-за нехватки технического сос- тава, но ГНИКИ удалось его отстоять до начала испытаний самолета-анало- га«105.11». Испытательные полеты самолета-но- сителя Ту-95КМ №2667 по программе «Спираль» начались летом 1976 г., па- раллельно с первыми пробежками из- делия «105.11» в ГНИКИ ВВС. Перед на- чалом полетов на Куйбышевском авиа- ционном заводе при участии ведущего конструктора Леонида Михайловича Щеголева (подчиненного П. А. Шусте- ра) был изготовлен габаритно-весовой макет изделия «105.11», представляв- ший собой сборку из тяжелых металли- ческих плит, подвешивавшихся на ба- лочный держатель. Самолет-носитель выполнил серию испытательных поле- тов - сначала без макета, затем с маке- том без сброса, и в завершение - сброс макета в полете. Испытания показали полную готовность Т\-95КМ к полетам с ЭПОСом. Основными целями второго этапа испытаний аналога «105.11» с лыжны- ми шасси являлось: - определение, уточнение парамет- ров движения на режимах снижения в плотных слоях атмосферы; - определение летно-технических характеристик и характеристик устой- чивости и управляемости в диапазоне дозвуковых скоростей полета; - оценка посадочных характерис- тик и поведения на пробеге; - оценка прочности и вибропрочнос- ти элементов конструкции самолета; - оценка работоспособности сило- вой установки. Первый совместный испытательный полет Ту-95КМ и изделия «105.11» сос- тоялся 19 февраля 1977 г. Самолет-но- ситель пилотировал экипаж в составе летчика-инструктора Валентина Ива- новича Цуварева (командир) и летчи- ка-испытателя Анатолия Петровича Кучеренко (второй пилот). Но, вопреки программе испытаний, этот полет про- ходил не над полигоном ГНИКИ ВВС - этим рейсом ЭПОС... был срочно воз- вращен в Москву для показа секретарю ЦК КПСС Якову Петровичу Рябову. Чтобы понять всю значимость этого события в судьбе «Спирали» и возла- гавшиеся на этот показ надежды про- ектировщиков, нам нужно вернуться на несколько лет назад. 17 мая 1974 года руководство стра- ны в лице Политбюро ЦК КПСС, обес- покоенное неудачами в разработке и испытаниях лунного комплекса Н1 -ЛЗ, Постановлением Совета Обороны СССР №П 137/VII объединило «королевское» ЦКБЭМ и «глушковское» КБ энергети- ческого машиностроения с опытными заводами в новое Научно-производ- ственное объединение «Энергия» во главе с академиком Валентином Пет- ровичем DiyniKO. Одним из следствий этих преобразований стала разработ- ка «Комплексной ракетно-космической программы» СССР на ближайшие деся- тилетия. В связи с успешными работа- ми в США по созданию многоразовой космической системы Space Shuttle пункт о создании аналогичной отече- ственной системы появился и в проек- те «Комплексной программы». При работе над «многоразовым» раз- делом «Комплексной программы» Ми- нистерство общего машиностроения, желая обобщить имевшийся в стране задел, сделало официальный запрос в Министерство авиационной промыш- ленности по поводу ведущихся работ по авиационно-космическим систе- мам. Авиаторы, занимавшиеся «Спи- ралью» в тайне от ракетчиков, ответи- ли однозначно: «По указанным систе- мам Минавиапром никаких работ не ведет!» Но, как водится, у «ракетного» мини- стра Сергея Александровича Афанась- ева были свои осведомители в Минави- апроме. Они доложили ему, что «в Дуб- не что-то делается». И он решился на беспрецедентный шаг - инкогнито приехать в ДПКО «Радуга» и самолично посмотреть, что же там от него скрыва- ют? Вот как об этом визите министра рассказывает Л. М. Богдан: «Когда к нам приезжал наш министр Петр Васильевич Дементьев, он всегда прилетал на самолете, который садился на футбольное поле рядом с ДМ3. Это было событие - прилетел министр! За мою бытность в Дубне это было два раза. И вдруг мы узнаем (у нас тоже везде бы- ли свои люди), что к нам в Дубну, на ма- шине, из Москвы, на предприятия авиа- прома, но без нашего министра, едет министр МОМ. Мы знали, что Афанась- ев должен был доложить в ЦК КПСС о планах и перспективах космической от- расли на следующие годы. Нам было из- вестно, что он обратился в МАП, но так как они всячески мешали нам делать “Спираль”, то мы это скрывали и ему от- ветили отказом. Поэтому он приехал на разведку, никого не предупредив и не распорядившись о встрече. Но мы были готовы - удивленного министра встретили директор завода и Александр Яковлевич Березняк. Всех нас, чтобы спрятать от министра, соб- рали в кабинете Шустера. Сначала ми- нистр захотел зайти в кабинет Берез- няка, но застал там «потемкинскую де- ревню» в лице разливающего «горькую» Ю.Д. Блохина. Поняв, что в заводоуп- равлении и КБ он ничего не узнает, Сергей Александрович решил пройти по заводским цехам. И вот тут-то ему повезло - в опустевшем (перед его при- ездом) сборочном цехе он случайно встретился с нашим конструктором из отдела шасси Вячеславом Цветковым. Слава не был предупрежден о появле- нии министра, и на вопрос: - Что тут делают? простодушно ответил: - А это мы тут “Спираль” делаем... Министр все понял, и недовольный, резко отказавшись от обеда и чая, раз- вернулся, сел в машину и уехал». Во второй половине 1975-го года стало ясно, что создание советского шаттла станет первоочередной зада- чей ближайшего десятилетия. Было очевидно, что разработка крылатой орбитальной ступени будет поручена Минавиапрому. Мы не будем останав- ливаться на всех деталях этого инте- реснейшего периода становления про- граммы «Буран», а коснемся только со- бытий, непосредственно относящихся к судьбе «Спирали». Проработка вопросов создания нового орбитального самолета1 показала, что для полномасштабного развертывания работ необходимо создание в структуре Минавиапрома новой организации, впоследствии получившей название На- 1 Авиаторы упорно называли его «самолетом», в то время как ракетчики настаивали на термине «корабль». 321
Космические крылья учно-производственного объединения «Молния». Естественно, что конструк- торско-производственный костяк новой организации должен был составить кол- лектив, имевший практический опыт работы над «Спиралью». Вот как об этом вспоминал В. В. Студнев: «Как только было принято решение о “Буране”, о “Спирали” можно было за- быть. Когда мы проводили еще первый этап [испытаний], я уже знал, что мы должны будем уйти на вновь создавае- мую “Молнию”. К тому времени внутри ОКБ Микояна была создана неболь- шая группа во главе с зам. главного конструктора П. А. Шустером, Г. Е. Ло- зино-Лозинским, Г. П. Дементьевым, Л.М. Щеголевым и мной. Сначала нас было пятеро, затем осталось трое - я, Дементьев и Шустер. Так как мы стали готовить Постановление правитель- ства по “Бурану”, то мы знали, что бу- дем делать его не у Микояна, а на вновь создаваемой фирме на базе КБ М. Р. Бисновата и А. В. Потопалова. В итоге после окончания первого этапа (рулежки, пробежки и подлеты) мы написали отчет и вообще хотели это дело бросить. Второй этап даже не планировали - слишком много было противников! После этого я получил команду сроч- но вернуться в Москву и заниматься организацией “Молнии”: - Все, хватит техники, вот тебе че- модан, работай с документами». Организация 24 февраля 1976 г. НПО «Молния»1 с производственной базой на Тушинском машинострои- тельном заводе (ТМЗ) сопровождалась серьезными кадровыми перемещения- ми, повлекшими за собой передачу производства экспериментальной се- рии орбитальных самолетов с Дубнен- ского машиностроительного завода, работавшего с ДПКО «Радуга», на ТМЗ. Это объяснялось двумя причинами: во-первых, новому генеральному ди- ректору и главному конструктору НПО «Молния» Г. Е. Лозино-Лозинскому1 2 бы- ло поставлено условие, что он может взять из ОКБ имени А. И. Микояна только 10 человек, но при этом ему разрешалось забрать себе всех специ- алистов из Дубны, работавших по «Спирали». Во-вторых, Тушинскому машиностроительному заводу на пе- риод развертывания конструкторских работ по «Бурану» и получения первых чертежей нужно было чем-то загру- зить производство, и было принято ре- шение организовать на нем сборку из- делий * LQ5. L2* и * 105.13». Это позволя- ло, с одной стороны, избежать просто- ев, а с другой - набрать определенный опыт подготовки производства и сбор- ки орбитальных самолетов. В резуль- тате при переводе специалистов сна- чала В. В. Студнев привез на «Молнию» с «Зенита»3 шесть спецчемоданов с до- кументацией по изделию «105.11», а затем и Л. М. Богдан - четыре анало- гичных чемодана документации по «105.12» и «105.13» из Дубны. Используя большой накопленный за- дел по «Спирали», Г. Е. Лозино-Лозинс- кий уже 27 мая 1976 г. утверждает пер- вый документ, в котором изложены ос- новные параметры и конструкция буду- щего «Бурана». Продолжая линию обоз- начений «Спирали» (ОС - изделие «105», ГСР - изделие «205»), новый проект по- лучил обозначение «305-1». Согласно за- мыслу Лозино-Лозинского, новый ОС «305-1» представлял собой многократно увеличенный ОС «Спираль» стартовой массой около 100 т, выполненный по хо- рошо отработанной схеме «несущий корпус», имевший проверенные в ис- пытаниях складные консоли крыла и способный выводить на орбиту полез- ный груз массой до 30 тонн. В рамках этого проекта принятым к постройке на ТМЗ самолетам-аналогам«105.12» и «105.13» отводилась роль масштабно- уменьшенных пилотируемых летаю- щих лабораторий в будущих атмосфер- ных испытаниях «Бурана». Решение НПО «Молния» по проекту «305-1» было подкреплено положитель- ными решениями Коллегии и научно- технического совета Минавиапрома и заказывающего управления ВВС от Министерства обороны СССР. Но решению Минавиапрома созда- вать «Буран» по проекту «305-1» катего- рически воспротивились ракетчики в лице головного института Минобщема- ша (ЦНИИмаш), предлагавшего свой проект многоразового корабля, способ- ного выводить на орбиту 40 т, и воен- ные в лице ГУКОС, ратовавшие за ко- пирование американского шаттла. В возникшем противостоянии ЦАГИ во главе с Г. П. Свищевым встало на сторо- ну МАП. Завязалась ожесточенная схватка, окончившаяся формальной победой ракетчиков: 11 июня 1976 г. Совет главных конструкторов во главе с В. П. Птушко «волевым порядком» при- нял решение создавать «Буран» по об- разу и подобию шаттла, и постройка «105.12» и «105.13» в долгосрочной перспективе потеряла смысл... Но «Молния» не сдалась, и, начав проработку «шаттлоподобного» проек- та «305-2», продолжила работы и по ва- рианту «305-1», перейдя к постройке деревянного полноразмерного макета. С переходом «спиральных» специалис- тов на «Молнию» создалась необычная система руководства по теме «Спираль», которая осталась у ОКБ имени А. И. Ми- кояна (ММ3 «Зенит»). Г. Е. Лозино-Лозин- ский административно перешел на «Молнию», но продолжал осуществлять техническое руководство. Его роль уже была больше идеологической, так как все технические решения принимал ос- тавшийся на «Зените» П. А. Шустер, фор- мально выполнявший обязанности Отав- ного конструктора по теме «Спираль». Вот как об этом вспоминал Л. М. Богдан: «После перехода Г. Е. Лозино-Лозин- ского на “Молнию” тема осталась в КБ Микояна, т. к. испытательная бригада, летчики и все прочее остались “зени- товскими”. Там же остался Петр Абра- мович Шустер, который, помимо “Спи- рали”, стал заниматься гиперзвуком вместе с Л. М. Щеголевым. Птеб Евгень- евич мало занимался “Спиралью”, все решал Петр Абрамович. За Лозино-Ло- зинским оставалось “генеральское ре- шение”, но мимо Шустера пройти к Ло- зино-Лозинскому было невозможно. К слову, Шустера было более чем доста- точно - умнейший, тактичный был му- жик, хотя и страшно матерился на со- вещаниях [смеется - В. Л.]». Полноразмерный макет был готов к концу 1976 г., и в начале 1977 г. усилия «Молнии» увенчались тактическим ус- пехом - 21 февраля 1977 г. в цехе ТМЗ макет был представлен Государствен- ной межведомственной комиссии «по осмотру натурного макета» во главе с секретарем ЦК КПСС Яковом Рябо- вым4. В состав комиссии вошли: - министр авиационной промыш- ленности П. В. Дементьев; - министр общего машиностроения С. А. Афанасьев; - председатель Военно-промышлен- ной комиссии при Совете министров СССР (ВПК) Л. В. Смирнов; - заведующий оборонным отделом ЦК КПСС И.Д. Сербин. Кроме членов комиссии, при осмот- ре присутствовали заместитель мини- стра авиационной промышленности И. С. Силаев, директор ТМЗ И. К. Зве- рев и сопровождавшие лица. За несколько дней до назначенной даты показа Г. Е. Лозино-Лозинский вызвал к себе В. В. Студнева и поручил ему срочно доставить изделие «105.11» из ГНИКИ ВВС в Москву, наТМЗ. Необ- ходимо было продемонстрировать гос- комиссии не только деревянный макет, но и его летающий пилотируемый ана- лог, показав тем самым, насколько да- леко зашли работы в Минавиапроме по схеме «несущий корпус». Предоставим слово В. В. Студневу; «Как только Птеб Евгеньевич дал мне пинок-задание (у нас это так и называ- лось - “пинок-задание”), я тут же по- 1 Правительственное постановление №132-51 о начале широкомасштабных работ по созданию многоразовой космической системы «Энергия-Буран» вышло 17февраля 1976г. 2 Уволен с Московского машиностроительного завода «Зенит» переводом на НПО «Молния» приказом № 113 к от 26 февраля 1976 г, назначен на должность генерального директора и главного конструктора НПО «Молния» приказом №40к от 9 марта 1976 г. 3 Сленговое наименование фирмы Микояна от ключевого слова «ЗЕНИТ» в телетайпном адресе фирмы. 4 По другим данным, полноразмерный деревянный макет варианта «305-1» существовал всего 3-4 месяца во второй половине 1976 года, а Госкомиссии 21 февраля 1977 г. был показан натурный деревянный макет уже варианта «305-2». 322
Летающий «лапоть» звонил Главкому ВВС Павлу Степано- вичу Кутахову: - Павел Степанович, нужно срочно слетать во Владимировку... И 95-ю ма- шину [Ту-95КМ - В. Л.] там полетать! А он нас любил. Ну вот любил, и все тут! Спрашивает: - Что вы там еще придумали? Я ему объяснил. По приказу Главко- ма для нашего перелета откуда-то из- за рубежа срочно пригнали Ан-22 “Ан- тей”, и разыскали 1^-95. Я приехал во Владимировку, экипажей на месте не оказалось, пришлось их срочно разыс- кивать, и как только 95-ю машину под- готовили, проверили балочный держа- тель, я собрал испытательную бригаду и скомандовал: - Как будете готовы, цепляйте “ 105-й”, и сразу в воздух, в Москву! А я на “Ан- тее” полечу за вами. Как только они улетели, мне позво- нил Птеб Евгеньевич: - Как дела, “тушка” вылетела? - Да, вылетела, я сам загружаюсь, как могу. - Что ты там мешкаешь?! Давай быстрее! Мы загрузили в “Антей” технологи- ческий стенд и прочее наше оборудо- вание - в экипаже оказались хорошие ребята, даже ничего не стали взвеши- вать, как они обычно это делают, и мы полетели следом. Ту-95 прилетел в Раменское [ЛИИ имени М. М. Громова - прим. В. Л.], есте- ственно, первым. Учитывая шум, под- нятый Главкомом, самолет аккуратно отбуксировали в сторонку, да так и ос- тавили. Все бы ничего, но перед взле- том по инструкции мы вытащили из бу- геля, на который подвешивался “105.11”, фиксирующую шпильку. Это делалось в целях безопасности, чтобы в случае возникновения аварийной ситу- ации в полете экипаж 1^-95 мог сбро- сить груз, сохранив свой самолет. Но после посадки нужно было или вновь вставить предохраняющую шпильку на место, или быстро снять “105.11”. Но нас-то еще нет, а без нас разгрузиться невозможно, и шпильку никто не вста- вил. Так и стоял Ту-95 с нашим грузом несколько дней, пока мы не прилетели. Садиться мне пришлось с большим трудом, в метель, при нулевой види- мости, летчики были из Венгрии и не знали “лиишный” аэродром. При захо- де на посадку мы едва, не промазали мимо полосы, но в последний момент я сориентировался, и все обошлось. Пос- ле этого мы разгрузились, доставили “ 105.11” в Тушино и там два дня наво- дили на машину лоск: чистили, мыли, пока не засверкала, как новенькая. Не стыдно и Рябову показать. Нужно сказать, что Якова Петрови- ча я знал давно, еще с тех времен, когда он возглавлял Свердловский об- ком КПСС. В свое время мы приезжа- ли к нему вместе с Шустером, а потом и я один. ▲ Утро 21 февраля 1977. ЭПОС готов к показу Госкомиссии Фото из архива ТМЗ Мне было нужно предприятие, ко- торое смогло бы нам изготовить ави- ационные заправочные пистолеты для токсичного (АТ+НДМГ) топлива. В итоге я вместе с представителем ВПК Юрием Васильевичем Шалаги- новым приехал на завод “Пневмо- строймашина” имени Серго Орджо- никидзе в Свердловской области. Ди- ректором завода оказался замеча- тельный сибиряк Иван Иванович Ле- вин, который очень проникся нашей проблемой. Сначала он внимательно меня слушал, затем пригласил на обед и, хлебая сибирские щи, стал пе- респрашивать меня моими же слова- ми. Убедившись, что все правильно понял, он сказал: - Сделаем! Тебе какой срок нужен? Я ответил. Он снова: - Сам вывезешь или мне привезти? Как удобней? - Сами вывезем!1 На обратном пути, в Свердловске, я заехал к Рябову и рассказал о наших перспективах и о том, какие заводы об- ласти можно было бы подключить к нашей работе. Он меня выслушал и от- ветил: - Ты мне справочку оставь, в кото- рой расскажи о проекте и о перспекти- вах в приложении к нашим заводам. Идея понятна, и при случае я перегово- рю на высоком уровне. Наверно, вы не будете возражать, если я предложу вам более мощное производство, чем вы сейчас используете. После этого он позвонил директору “Уралмаша” Н. И. Рыжкову, и тот дал понять, что выполнит все, что нужно. И вот наступил день показа, 21 фев- раля 1977 года. Мы поставили нашу “птичку” около деревянного макета и вместе с Юрой Блохиным встали ря- дом, ожидая подхода ГЪскомиссии. Кро- ме нас, экспонатов для показа было много: ТМЗ выставлял всю свою ракет- ную продукцию. Появилась Госкомиссия с много- численными сопровождающими. По мере обхода экспонатов Рябову дава- ли пояснения, рассказывая о выстав- ленных образцах. Среди докладчиков был Л. В. Смирнов (он, как председа- тель ВПК, был в подчинении у секре- таря ЦК), директор завода И. К. Зве- рев, представлявший свою продук- цию, и Г. Е. Лозино-Лозинский. Что- то говорили Рябову и министры - Афанасьев с Дементьевым. И они все ходят, ходят, а Яков Петрович все вре- мя в нашу сторону смотрит. Он же ви- дит - что-то знакомое, ведь мы с ТПус- тером ему в свое время фотографии показывали. Уловив направление на- чальственных взглядов, от процессии отделился и подошел к нам Сергей Александрович Афанасьев. Остано- вился и впился в нас глазами. Юрка Блохин стал ему нагло улыбаться, и Афанасьев тихо произнес: - Ну, теперь я все понял... Вот что они сделали... Конечно, ведь это готовое изделие стоит! В металле! Уже летавшее, кото- рое не раз приземлялось! Делай эту те- матику дальше! Вот оно перед тобой стоит, вот что нужно делать дальше! И дешевле, и выгоднее, и старта не требу- ет, и никакие лишние стройки не нуж- ны! Поработаем лет пять-шесть, гипер- звуковой разгонщик сделаем, да и “Мрия” была уже на подходе, ее можно использовать для воздушного старта. К нам подошел Яков Петрович, и Сергей Александрович только хотел что-то вякнуть, как Рябов посмотрел на меня и спросил: - Это ты мне про это говорил? - Ага! И больше я ничего не успел сказать, меня тут же оттерли. И Афанасьев ушел злющий! А Птеб Евгеньевич Ло- зино-Лозинский был ужасно доволь- ным! Он потом все повторял, обраща- ясь ко мне: - Как ты ему доложил, как сказал! - Да ведь я только “ага” и сказал... ~ Зато как сказал! Показ завершился, но нашим надеж- дам на Якова Петровича не суждено было сбыться - он долго не продержал- 1 Так и вышло - в указанный срок заправочные пистолеты были готовы, и их привез во Владимировку начальник главка Минавиапрома Эдуард Иванович Литарев на министерском самолете Як-40. 323
Космические крылья Фото В. Лукашевича ▲ Александр Николаевич Обелов. 16 января 2007 г. ся, и его сняли1. Через несколько дней после приезда Рябова Птеб Евгеньевич рассказал мне, что ему во время прос- мотра сказал Афанасьев, с сожалением кивая в сторону нашего самолета-ана- лога “105.11”: - Что мы здесь изобретаем? Вот же, со звездой на киле, уже летает!». 26 мая 1977 г. обратным рейсом на Ту-95 ЭПОС был возвращен на Волгу, в ГНИКИ ВВС. В связи с выбытием В. В. Студнева испытательную бригаду возглавил но- вый ведущий по летным испытаниям от ДПКО «Радуга» Виталий Тетянец. К со- жалению, Тетянец по своему опыту ско- рее был ракетчиком, чем авиатором - после окончания радиотехнического факультета Днепропетровского уни- верситета он, как ученик М. К. Янгеля, имел очень опосредованное отноше- ние к самолетам. До прихода в тему «Спираль» он успел поработать по ра- кетной тематике, затем закончил шко- лу летчиков-испытателей и после этого возглавил испытательную бригаду. Именно неопытностью В.В.Тетянца многие впоследствии объясняли пло- хую организацию второго этапа испы- таний и, в конечном итоге, аварию ЭПОСа в 1978 году. От ОКБ имени А. И. Микояна в бригаду вошел веду- щий инженер по летным испытаниям Игорь Власов, но все организационные решения принимал В. В. Тетянец. После этого ЭПОС стали готовить к пилотируемым испытаниям: 18 июля 1977 г. на катапультном кресле были выполнены очередные шестимесяч- ные регламентные работы и 26 июля, после установки кресла на самолет, пиропистолет люка кабины был заря- жен новыми боевыми пиропатрона- ми. После этого А. Г. Фастовец совер- шил на самолете две скоростные про- бежки (27 и 29 июля) по грунтовой по- лосе на лыжном шасси* 2. 1 августа на ЭПОС были установле- ны армированные кислородные балло- ны питания летчика. После установки баллонов кислородная система была трижды «промыта» медицинским кис- лородом с последующей проверкой на герметичность. На следующий день, 2 августа, после испытаний системы управления был произведен осмотр подшипников, тяг и качалок управления самолетом. Все было в порядке. 12 августа возобновились пассив- ные полеты аналога под самолетом-но- сителем Ту-95КМ. В этот день ЭПОС пробыл в воздухе 1 час 10 минут. Всем испытателям этот полет запом- нился литературным талантом летчи- ка-испытателя ГНИКИ ВВС Василия Евгеньевича Урядова, проявленным им при написании послеполетного от- чета. Этот полет вообще впоследствии стал постоянным поводом для шуток. В этом полете впервые предстояло проверить безопасность перехода в по- лете летчика из Ту-95 в самолет-аналог «105.11». Сделать это было непросто - для перехода был смонтированы специ- альные подвижные ступеньки с поруч- нями и средствами фиксации, без ис- пользования которых человек мог прос- то выпасть из бомболюка. Проверить возможность перехода в воздухе было поручено инструктору ГНИКИ ВВС по безопасности полетов Василию Урядо- ву. Но перед выполнением перехода ему было необходимо оценить силу воздуш- ного потока, проникающего в зазоры между самолетом-носителем и подве- шенным ЭПОСом. Для этого экспери- мента методический совет при состав- лении программы испытаний решил использовать... конфетти, которое было поручено купить в магазине военторга авиатехникам А. Лучкову и В. Будько. Однако утром, перед самым выле- том, выяснилось, что авиатехники за- были купить конфетти, понадеявшись друг на друга. Выручил один из членов экипажа iy-95, вспомнивший, что у него в летной комнате лежат куплен- ные накануне новые ботинки, заверну- тые в газету: «Если газету порвать на мелкие кусочки, то...». Оскорбленному нарушением чистоты эксперимента Василию Урядову пришлось согласить- ся. В полете он, находясь в открытом бомбоотсеке, рвал газету на мелкие клочки и наблюдал за направлением и скоростью их полета. Неизвестно, о чем он думал в эти минуты, но его офи- циальный многостраничный отчет по испытаниям поразил всех - впослед- ствии его неоднократно переписывали от руки «на память». Мы приведем только начало документа: «Громоподобный рев ураганного по- тока воздуха сотрясал машину. Само- лет стонал и скрежетал от натуги - стальная птица противостояла разбу- шевавшейся стихии. Бешенные поры- вы ветра яростно метались вокруг ме- ня, жадно вырывая все из рук. Взбун- товавшаяся атмосфера бросала мне свой вызов. Грохот двигателей могуче- го ракетоносца пронзал каждую мою клетку. Я чувствовал себя ничтожной пылинкой в руках непокорной судьбы, смело встающей на пути непокорных сил необузданной природы...» 17 августа начали подготовку двига- теля аналога к высотному запуску: бы- ли заменены агрегаты кислородной подпитки двигателя с проверкой герме- тичности всей системы. На следующий день, 18 августа, ЭПОС снова вывезли в воздух под самолетом-носителем. За- тем последовало еще два (29 августа и 15 сентября) аналогичных полета без летчика. Во всех полетах ЭПОСа под «тушкой» его сопровождал на самолете- имитаторе МиГ-21 Авиард Фастовец или другие летчики, впоследствии так- же летавшие на аналоге«105.11». Можно было переходить к следующей, более ответственной фазе испытаний. Реальным отцепкам предшествовали совместные тренировочные полеты аналога под носителем без отцепок, но с летчиком ЭПОСа на борту. Эта мето- дика предварительных тренировочных полетов на Ту-95 без сброса ЭПОСа ис- пользовалась для всех летчиков, вы- полнявших самостоятельные полеты на аналоге. Во время полета можно бы- ло перемещаться из кабины 1^-95 в ка- бину «105.11» и обратно, поэтому в за- висимости от конкретного задания летчик аналога во время взлета само- лета-носителя мог находиться как в кабине ЭПОСа, так и в пилотской ка- бине Ту-95. Однако при посадке Ту- 95КМ с подвешенным аналогом летчик изделия«105.11» всегда размещался на специальном месте в кабине самолета- носителя. Первый совместный полет 1у-95 и ЭПОСа с Авиардом Фастовцом на борту (и седьмой совместный полет с начала испытаний) продолжительностью 2 ча- са2 был выполнен 4 октября 1977 г. Символично, но этот полет состоялся в день двадцатой годовщины запуска в СССР первого искусственного спутни- ка Земли. Погода была идеальной - ви- димость 10 км при полном отсутствии облаков. Официальной целью этого ис- В 1979 г. Я. П. Рябов был направлен на хозяйственную работу - его перевели на должность 1 -го заместителя председателя Госплана. Сейчас представляется, что надежды на Рябова как на защитника «Спирали» были сильно преувеличены: к моменту его снятия с партийной работы разработка «Бурана» в конфигурации американского шаттла уже шла полным ходом. 2 Отметим, что таблица испытаний ЭПОСа составлена на основе формуляра изделия «105.11», в то время как в тексте использованы данные из летных книжек летчиков-испытателей Александра Обелова и Петра Остапенко. Поэтому внимательный читатель может заметить некоторые несоответствия. Например, в формуляре полет 2 октября имел продолжительность 2 часа 02 минуты, а по летной книжке Александра Обелова на две минуты меньше. Далее по тексту, чтобы не загружать внимание читателя, мы будем обращать внимание только на существенные противоречия в документах. 324
Летающий «лапоть» пытания, записанной затем в полетные книжки экипажа, было «определение характеристик устойчивости и управ- ляемости с изделием 1051». Необходимо было изучить характеристики самоле- та-носителя с новой для него полуутоп- ленной подвеской под фюзеляжем. Пос- ле взлета и набора высоты 5500 м эки- паж Ту-95 выполнил на различных ре- жимах разнообразные маневры: летчи- ки пытались определить, не измени- лось ли что-нибудь существенное в по- ведении самолета-носителя в целом, что может помешать его дальнейшему пилотированию. Так как никаких работ с изделием «105.11» в первом полете не предусматривалось, его кабина все вре- мя была пуста. История не сохранила фамилии командира экипажа Ту-95, но в правом кресле второго летчика само- лет пилотировал летчик-испытатель 1-го класса подполковник (позже - ге- нерал-майор) А. Н. Обелов. Александр Николаевич впоследствии вспоминал: «В нашем институте была практика (она и сейчас сохранилась) испытаний авиационной техники и вооружения пу- тем создания испытательных бригад, в каждую из которых входило много спе- циалистов, начиная от ведущего инже- нера, ведущего летчика, всех членов бригады вплоть до самого последнего механика самолета (последнего по ран- гу или по чину, но не по значимости). Одна из таких работ была связана с изделием “105”. Я как член бригады Ту-95, носителя этого маленького са- молетика, в октябре 1977 г. выполнил четыре полета вместе с изделием “105”. Первый состоялся 4 октября 1977 г. Он должен был дать ответы на вопросы о поведении 1^-95 в сцеплен- ном состоянии с изделием “105.11”. Полет показал, что самолет Ту-95 при своей взлетной массе чуть более 190 тонн воспринял это изделие мас- сой 5-6 тонн как нечто невесомое, как пылинку, соринку на своем теле, т. е. не было заметно никаких изменение ни по аэродинамике, ни в пилотировании. Забегая вперед, скажу, что ничего нео- бычного не было впоследствии и при отделении самолета»1 2. Восьмой совместный тренировоч- ный полет без отцепки ЭПОСа состоял- ся через три дня, 7 октября. На следую- щий день, 8 октября 1977 г., в девятом полете (и третьем с участием Фастовца) А. Н. Обелов вновь занимал правое крес- ло второго пилота. В полетном задании значилось: «Отработка заходов с имита- цией посадки с изделием 105». В этом полете Авиард Фастовец с самого нача- ла сидел в кабине аналога и через сво- бодную часть фонаря наблюдал за тра- екторией снижения, в то время как Ту- 95 многократно имитировал заход на посадку на грунтовую полосу по расчет- ной траектории снижения ЭПОСа. Вот как об этом полете продолжительностью ▲ Страница летной книжки Александра Обелова: октябрь 1977 г. ▼ Страница летной книжки Александра Обелова: июль 1978 г. Из архива А. Обелова Из архива А. Обелова 1 час 45 минут рассказывает Александр Обелов: «Во втором [для А. Н. Обелова - В.Л.] полете определяли характеристики траектории снижения изделия «105» в совместном полете с Ту-95, т. е. произ- водили имитацию посадки этого само- летика. Но, прежде чем это делать, мы, по просьбе Алика (и, соответственно, по полетному заданию), полностью вы- пустили ЭПОС на держателе из бомбо- отсека в воздушный поток. После этого Фастовец проверил управление по всем каналам, затем приступил к за- пуску своего двигателя. Он запускал этот двигатель несколько раз, выводил на соответствующие режимы, записы- вал параметры, выключал, по-новому запускал. После окончания работы он доложил о завершении, и мы втянули его в бомбоотсек. При этом и он следил за тем, как выглядит его траектория снижения, запоминал зрительно, а за- поминал он здорово! На меня впослед- ствии [при разборе полета - В. Л.] про- извело впечатление, хотя я и сам лет- чик-испытатель, то, как Фастовец за считанные секунды запоминал столь- ко параметров. Я был просто удивлен! Какие температуры, какие обороты, все-все-все, и он успевал при этом за- пустить двигатель, посмотреть, как он выходит на режим, нет ли помпажа и так далее. Все успевал сделать. Моло- дец! Сказывался опыт работы на ист- ребителях - там надеяться не на кого, сам и швец, и жнец, и на дуде игрец, все должен делать сам. В этом плане 1 В летной документации ГНИКИ ВВС самолет-аналог именовался именно как изделие «105». 2 Интервью Александра Обелова, которое он дал В.П. Лукашевичу 16 января 2007 г. во время съемок фильма «Воздушная спираль» для передачи «Ударная сила» («Первый канал»). 325
Космические крылья летчики-истребители себялюбивы, другого члена экипажа поначалу вос- принимают очень тяжело. Они так приучены со своего летного детства, а тем более летчики-испытатели, при- выкшие полностью полагаться только на себя, на свои знания, интуицию». По результатам первых трех совмест- ных полетов с летчиком ЭПОСа на бор- ту были отработаны и дооборудованы средства самолета-носителя, обеспечи- вающие безопасный переход летчика аналога в носитель (страховочный фал, радиосвязь, дополнительное уплотне- Кинохроника из архивов Музея ФГУП РСК «МиГ ние на передней кромке грузового отсе- ка и т.п.). Первые совместные полеты позволили испытать в реальных полет- ных условиях основные системы само- лета-аналога, отработать силовую ус- тановку (с выпуском аналога балочным держателем в воздушный поток и вклю- чением в таком положении его двигате- ля), азотно-топливную и пневмосисте- мы, системы внутренней и внешней связи, системы телеметрии, кондицио- нирования и выпуска шасси. Зачетный, десятый (четвертый с участием А. Г. Фастовца) совместный полет часовой продолжительности со- стоялся 22 октября. В нем Александр Обелов последний раз занимал правое кресло в самолете-носителе - в следую- щий раз при отработке изделия«105.11» он будет уже командиром экипажа Ту-95КМ. Задачи десятого полета («Отработка траектории полета изделия 105») по- вторяли задачи девятого, но с той раз- ницей, что после выполнения всех за- планированных тренировок (опробо- вания всех систем аналога при полной имитации захода изделия «105.11» на посадку) Авиард Фастовец выбрался из кабины ЭПОСа и перешел в кабину Ту-95КМ. Александр Обелов вспоминал: «Летчик мог покинуть кабину самоле- та [аналога - В. Л.] после завершения экспериментов, открыв люк, и по лазу пройти в кабину Ту-95, что и сделал Алик Фастовец. Завершался [мой - В. Л.] третий полет, и вдруг Алик появляется в проходе между сиденьями летчиков: - Ну, бомберы, и как вы с такой тех- никой справляетесь?! ЧЧ На кадрах кинохроники, сверху вниз: самолет-носитель Ту-95КМ с подвешенным изделием «105.11» выруливает на взлет; Посадка Авиарда Фастовца в изделие «105.11» Четыре нижних кадра: подготовка и сброс с последующим свободным полетов ЭПОСа 27 октября 1977 г. Ч На кадрах кинохроники, сверху вниз: Выход на посадочную глиссаду; Выпуск передних стоек шасси; Завершение выпуска шасси; Выравнивание перед посадкой; Последние метры над землей (вверху - двухместный самолет сопровождения МиГ-21УТИ); Последние секунды перед касанием грунтовой ВПП ▼ На кадрах кинохроники, сверху вниз: Первый сброс с самолета-носителя и самостоятельный полет успешно завершен; Встречающие на земле приветствуют успешное завершение полета. В воздухе - Авиард Фастовец 326
Летающий «лапоть» Он ведь летал на МиГ-21, -23, -25, а тут такая махина, одни только 6-метро- вые соосные винты чего стоят... Я к то- му времени эту машину освоил прилич- но, поэтому никаких проблем не было, приземлились очень мягко - надо ведь было истребителю показать, что и бом- беры не лыком шиты! Так он посмот- рел, как сажают тяжелые машины, поблагодарил, естественно, за полет, за посадку, как у летчиков водится». После всесторонней проверки в деся- ти совместных полетах (рабочая высо- та в которых была одинаковой - 5500 м) было решено перейти к самому трудно- му и ответственному этапу - сбросу с самолета-носителя, автономному поле- ту и самостоятельной посадке ЭПОСа. Полетное задание 11-го полета в со- кращенном виде звучало так: «Опреде- ление характеристик изделия 105, от- цепка изделия». Длительная подготовительная рабо- та закончилась Т1 октября 1977 г. - в этот день самолет-носитель Ту-95КМ, пилотируемый экипажем во главе с Александром Обеловым, на скорости 420 км/ч сбросил аналог «105.11», пи- лотируемый Авиардом Фастовцом, с высоты 5500 метров перпендикулярно створу посадочной глиссады грунтово- го аэродрома «Грошево». Предоставим слово самому Авиарду Гавриловичу1: «Занимаю место в кабине. Держате- ли подтягивают аппарат к люку. Загро- хотали винтами и турбинами все четы- ре двигателя носителя, и он после тя- желого разбега уходит в хмурое осен- нее небо. На высоте 5 тысяч метров сцепка ложится на “боевой курс”. Рас- считан он был заслуженным штурма- ном-испытателем СССР полковником Юрием Алексеевичем Лобковым так, чтобы в случае экстремальной ситуа- ции после отцепки я имел возможность без больших эволюций, снижаясь <...>, «вписаться» в посадочную глиссаду и приземлиться на своем аэродроме. По самолетному переговорному устрой- ству (СПУ), к которому подключен и от- цепляемый аппарат, штурман с борта Ту-95К предупреждает: “Готовность ноль-четыре”. <...> Когда до расцепки оставалось четы- ре минуты, мы к тому времени летели уже в довольно большом разрыве об- лачного слоя. Сползая на держателях в упругий воздушный поток под фюзеля- жем носителя, моя “птичка” мелко под- рагивает от напора струй. Отклонен балансировочный щиток, чтобы сразу после отцепки обеспечить пикирую- щий момент, поскольку мы опасались подсоса в струе между фюзеляжами обеих машин. Запускаю двигатель - работает надежно. - Двигатель в норме! - докладываю командиру экипажа и продолжаю пос- леднюю проверку систем. “Готовность ноль-один”, - предупреж- дает СПУ голосом Лобкова. Но я уже все закончил, о чем и сообщаю экипажу но- сителя. Затем слышу: “Сброс!”. Знаю, что сейчас Лобков нажал кнопку, что- бы раскрыть замки держателей. Отделившись, аппарат довольно кру- то опускает нос, будто собрался ныр- нуть с обрыва. Похоже, чуток переста- рались с углом установки балансиро- вочного щитка, настроив на быстрей- ший уход из спутной струи от носите- ля. Парирую отклонением рулей - “птичка” слушается их хорошо. Авто- номный полет продолжался по задан- ной программе без больших отклоне- ний. Значит, воздушный старт для от- работки аналога вполне годится». Рассказ Фастовца производит впе- чатление, что все прошло удивительно гладко. Но это не совсем так - ведь он, сидя в кабине «105.11», не мог знать о трудностях, возникших у экипажа са- молета-носителя. Посмотрим на собы- тия, предшествовавшие моменту пер- вого сброса ЭПОСа, глазами команди- ра экипажа Ту-95КМ, Александра Обе- лова* 2: «Курсы взлета ахтубинских полос (их две - малая и большая для тяжелых са- молетов) - 276° и соответственно, 96°. А полоса Алика была дальше, длиной 10-12 км, причем курс его посадки ма- ло отличался от курса посадки боль- шой ахтубинской полосы. Площадка специально выбиралась для изделия “105”, и для создания ВПП ничего осо- бенного не надо было делать - вся пре- лесть Ахтубинска заключалась в том, что там кругом чистая ровная степь. Ровная она, когда на нее смотришь сверху, а если ехать на машине, то ска- жешь: “Боже мой!”, - то кочки, то сус- лики норы выкопали, то бархан какой- то, то еще что-нибудь. Поэтому пло- щадку, естественно, бульдозерами про- шли, скреперами, катками прокатали. Обозначили границу полосы, поставив шаблышки (треугольники красного цвета), отмаркировали середину осе- вой линией, чтобы летчик ее видел. Никаких специальных навигационных средств не было, поэтому садились на нее только днем и всегда одним курсом. Расстояние между двумя ВПП - 30 км. Это полигон Грошево. Там и сейчас ра- ботают: бомбят, пускают малые ракеты “воздух-земля”. Мы взлетели с большой полосы, с курсом 96°. После взлета я развернулся влево и с набором высоты пошел на “коробочке”, т. е. по кругу, затем вышел на предполагаемую траекторию своего полета с набором высоты 5500 м. Я построил маршрут так, чтобы выйти на траекторию отцепки на заданной высоте 5500 м и отцепить его в задан- ной точке. Для этого я развернулся перпендикулярно линии его посадки, и мне нужно было отцепить его почти на продолжении оси его посадочной поло- сы. После отцепки он должен продол- жить движение, сколько ему было нуж- но, затем выполнить разворот вправо, уходя от своей полосы, как мы и трени- ровались, когда отрабатывали заход, летая перед этим без отцепки, и затем выполнить правый разворот для захо- да на посадочную полосу. Метеоусловия были довольно сред- ними, была облачность несколько ниже высоты полета, в пределах 3000-4500 метров, но ее было порядка 5 баллов. Так как мы взлетали в первой половине дня, с 12:00 до 13:00, то в это время ку- чевая облачность еще развивалась, а не расходилась... Вообще конец октяб- ря в Ахтубинске - это бабье лето: хоро- шая такая погода, градусов 15-18, не ветрено, не жарко, не холодно... Для другого полета я бы сказал, что это безоблачная погода, - ну что такое 5 баллов? Половина неба затянута об- лаками, но как раз там, где нужно от- цеплять, именно там - облака. Ну что мне делать? А ведь мне как командиру было очень важно Алика отцепить в нужной точке, а не где получится, что- бы он потом не плевался и не ругался: “Ну, Обелов, ты..отпустил меня, а я потом выгребал!” Другими словами, я как командир экипажа чувствовал всю меру ответственности за точную от- цепку изделия в заданном месте, что- бы не создать летчику еще проблем с определением своего местоположения, чтобы он потом не мучился с заходом на посадку. Я не вижу ориентиров, а мне нужно отцепить его точно, потому что летчик в дальнейшем будет строить правую пет- лю (с постоянным снижением с высоты 5500 м) с заходом на посадку. А мой штурман, Юрий Лобков, сразу после вы- хода на траекторию отцепки говорит: - Саш, здесь воронка [радиотехни- ческих средств - В. Л.]! Проще говоря, мы попали в место, в котором из-за диаграммы направлен- ности радиотехнических средств пот- ребители не могут принимать их излу- чение. Поскольку система РСБН (ради- осистема ближней навигации) стояла в Ахтубинске, мы как раз в эту воронку и попадали. Он не мог мне уверенно ска- зать, как мы идем по этой линии, точно или нет... Обычно он настраивает при- боры, и я соответствующую планочку на курсовом приборе загоняю в центр и точно по этой линии иду. А здесь - не могу! Лобков мне говорит: - А ведь я и дальность считаю не- точно! Ну ладно, дальность можно по лока- тору запросить у земли, что мы и де- лали. Спрашивали, какая дальность, и руководитель ближней зоны мне ее для контроля подсказывал. Смотрю сквозь разрывы облаков, вижу Гроше- во - ага, определился. Теперь знаю, где полоса! И в общем-то мы отцепили Алика сравнительно точно, хоть и за облаками. Ну, а он молодец, справил- ся отлично. 7 В. Казьмин. «Тихая трагедия ЭПОСа» / «Крылья Родины», №11 и № 12, 1990; № 1, 1991. 2 Интервью В. П. Лукашевичу 16 января 2007 г. 327
Космические крылья Между экипажем Ту-95 и летчиком изделия “105” существовала связь по СПУ. И естественно, когда он занимал свое место, он докладывал: - Я в кабине, занял место, готов к работе. А мы его предупреждали за несколь- ко минут: - Пять, четыре, три, две, одна минута... Секунды: - Тридцать секунд, пятнадцать се- кунд, отцепка! Штурман нажимает кнопку сброса (по ней сбрасываются бомбы, ракеты). Можно было все делать и в автомате, но при сбросах “ 105-го” всегда исполь- зовалась кнопка. Я на своем веку много отцеплял от 1\-22 и от Ту-95 больших ракет боль- шой дальности, они по весу точно та- кие же, каждая ракета ничуть не мень- ше 5 с лишним тонн, и когда она отцеп- ляется, самолет только вздрогнет, и все. Казалось бы, из-за резкого умень- шения веса самолет должен взмывать вверх, но нет. Так и в этом случае - Ту- 95 даже ничего и не заметил!» В первые секунды самостоятельного полета аналог, имея аэродинамическое качество менее 5, снижался с верти- кальной скоростью 50-70 м/сек. В слу- чае неполадок с двигателем летчик дол- жен был выполнить с высоты 5000 м ле- вый планирующий разворот на 90° со снижением и последующим заходом на посадку на грунтовую ВПП «Грошево». При нормальной работе двигателя летчик должен был выполнить посадку после выполнения правой «коробочки», что Фастовец и сделал, пройдя над тра- версой ВПП на высоте 3000 м и заложив первый правый вираж с креном 30° на скорости 420 км/ч. Далее последовал участок прямолинейного полета парал- лельно ВПП (с удалением от нее), затем правый разворот на 180° (крен 30°) со снижением для выхода на посадочную глиссаду на высоте 1500 м, с которой начался заход на посадку. Выпуск шас- си был произведен на высоте 800 м при скорости 420 км/ч, на высоте 20 м и скорости 360 км/ч Фастовец выполнил выравнивание и произвел посадку. Александр Обелов продолжает: «Отцепка произошла в заданном райо- не, в заданной точке, с минимальными отклонениями по месту и по высоте. Вре- мя у нас не было ограничено, и Фастовец произвел благополучную посадку. Мы видели, что у полосы его встречали ма- шины начальства: руководители полета, Герой Советского Союза, генерал-майор авиации Вадим Иванович Петров (он был замминистра МАП по летной рабо- те, поэтому все микояновские летчики, те. “маповские”, были под его началом), и Степан Анастасович Микоян. После отцепки мы также сделали большой круг, петельку по траектории изделия “105”, но несколько растянули ее для того, чтобы Алик успел сесть, спокойно выйти из кабины. Затем мы выполнили проход над ним, немного в стороне, над полосой, и, как сейчас помню, с левым разворотом, с набором, я покачал крыльями и ушел на аэро- дром посадки1. Потом при встрече С. А. Микоян меня спрашивает: - Обелов, а как 1^-95 к таким углам крена относится? Терпеливо или нет? Я говорю: - Степан Анастасович, мы летаем в пределах инструкции. Дело в том, что когда самолет выпол- няет набор [высоты - В. Л.] с поворо- том, то в таком положении угол не- большой, но с земли зрительно он вос- принимается как большой, чуть ли не как у истребителя. На самом деле, это был плавненький набор, ну может быть, мы немного добавили для ощу- щения... Ведь надо было показать, что и Ту-95 что-то может сделать. А если серьезно подходить, то он не для этих вещей был предназначен. Так в наш четвертый полет 27 октяб- ря изделие “105” впервые выполнило свою основную задачу - прошло в ат- мосфере и село на полосу. После того, как наземные бригады собрались обсудить полет, весь летный экипаж Ту-95 получил приглашение ве- чером навестить микояновских летчи- ков и бригаду, которая вела испытания “105-го” изделия, в их домике. У них был маленький одноэтажный коттедж на крутом берегу Ахтубы, который так и назывался - “микояновский домик”. Каждая авиационная фирма имела на полигоне свой домик, где летчики жи- ли. В микояновском домике была кухня с газом, где можно было вечером приго- товить себе яичницу или что-нибудь другое сделать себе в выходные. Завт- ракали летчики, как правило, в столо- вой. Они там годами безвылазно жили, особенно пока шел МиГ-25, потом МиГ-31, потом МиГ-29... Мы прибыли к 19:00, без опоздания. Вечерело. Угощение было обычное - ах- тубинские помидоры, ну еще чего-то. уж не помню, не так это важно, мужс- кая житейская обстановка... Но графин спирта стоял! На микояновской фирме с этим вообще не было никаких проб- лем (только в каждый МиГ-25 его зали- валось 400 литров для охлаждения ло- катора). Нас приняли очень радушно. Помимо задействованных по програм- ме “105-го” изделия были и другие ми- кояновские летчики: Володя Кондра- тенко, Володя Горбунов, Виталий Се- ливанов. Вечеринка получилась очень душевной и приватной. Вместе обсуди- ли, как все прошло - “вы отцепили, мы сели, все нормально”. По молодости я не очень был близок с летчиками микояновской фирмы, они особняком стояли. Это был част- ный случай взаимного сотрудничест- ва, а так все-таки мы не контачили, тем более что у меня бомбардировоч- ное направление, а они истребители. Они не чурались, они абсолютно не были гордыми, что Борис Орлов, что Петр Остапенко или Валера Мениц- кий. Валера вообще парень такой ши- рокой души, очень контактный. Алик Фастовец был молчаливый, чуть повы- ше среднего роста, сухощавый, симпа- тичный парень, так особо в разговоры не лез. Все знали меру, никто к спирту особо не тянулся. В заключение нам на память вручили по юбилейному знач- ку микояновской фирмы с символикой “МиГ”. Мы были, конечно, довольны-и выполнением работы, и оценкой того, что мы сделали вместе. Еще раз повторю: в тот вечер, при обсуждении, меня особенно поразил Алик Фастовец своей расторопностью, всевидением, мгновенной реакцией на происходящие действия, события в ка- бине его маленького самолетика». Сегодня, спустя десятилетия, можно уверенно сказать, что первый сброс са- молета-аналога ОС является эпохаль- ным событием1 2, по настоящему не оце- ненным до сих пор... Все помнят запуск первого спутни- ка, полет Юрия Гагарина, автомати- ческую посадку «Бурана», но мало кто знает и помнит о первом полете и по- садке нашего орбитального самолета. И этот факт тоже является красноре- чивым отражением печальной судьбы «Спирали»... Птядя с высот нашей исто- рической перспективы, порой кажет- ся, что все, словно по какому-то злому року, складывалось против проекта - ну не судьба! Характерно замечание В. Е. Меницкого3: «Думаю, если бы машину поднимал Федотов, этому событию было бы при- дано гораздо большее значение, вокруг него поднялся бы ажиотаж. Неучастие Александра Васильевича привело к то- му. что тема “Спираль” находилась как бы на отшибе основной работы фирмы. Особенно мы почувствовали это после смерти Алексея Васильевича Минаева. Алик тоже переживал. Он очень скрупулезно готовился по этой темати- ке, и хотя он был молчуном, но я это чувствовал»4. Первым сбросом Т1 октября програм- ма испытаний ЭПОСа на 1977 год была закончена. Самолет был законсервиро- ван со снятием стоек шасси. 25 ноября с него было снято и разряжено ката- пультное кресло. То же самое было сде- лано и с люком кабины. После этого аналог был помещен в технологический стенд и оттранспортирован в ангар на хранение. Интересная деталь - само- лет-аналог оставался в ведении ОКБ Микояна, но с этого момента все серьез- 1 Общая продолжительность полета Ту-95КМ составила 50 минут. 2 Для нас, для страны, и не более, к сожалению... 3 Интервью В. П. Лукашевичу 17 января 2007 г. 4 Трудно сказать, что замена летчика-испытателя могла что-то изменить в судьбе «Спирали». Но таково мнение В. Е. Меницкого, он в это верил. 328
Летающий «лапоть» ные регламентные и ремонтные работы на ЭПОСе выполнялись специалистами вновь созданного для разработки орби- тального корабля «Буран» НПО «Мол- ния». В то же время предполетная под- готовка и межполетное обслуживание по прежнему выполнялись микояновс- кими специалистами. Испытательная программа следую- щего, 1978 года началась 11 апреля выполнением годовых регламентных работ по катапультируемому креслу и фонарю кабины. Через месяц, 29 мая, пиромеханизмы кресла и люка были заряжены ранее стоявшими боевыми пиропатронами, и кресло было уста- новлено на самолет-аналог. В тот же день на ЭПОС были установлены стой- ки шасси и произведена проверка ра- ботоспособности основной и аварий- ной системы выпуска шасси. Заключительные подготовительные операции были выполнены в июне: - 6 июня заправили медицинским кислородом систему питания летчика и систему подпитки двигателя (до дав- ления 150 атм); - 8 июня была выполнена проверка кабины на герметичность. 29 июня Авиард Фастовец провел комплексную тренировку в полете ЭПОСа под самолетом-носителем (без отцепки). Тренировочный полет (с по- летным заданием «Облет трассы перед отцепкой изделия 105») продолжался 1 час 10 минут, командирское кресло Ту-95КМ занимал Александр Обелов. В полете Ту-95К сопровождал двух- местный МиГ-21У, с которого операто- ром 9-го Управления ГНИКИ ВВС Ни- колаем Хрестиком велась киносъемка всех этапов тренировки. МиГ-21У пи- лотировал Алексей Бородай. Успешное завершение тренировки позволило выполнить 6 июля второй сброс аналога с А. Г. Фастовцом. Инте- ресная деталь: согласно летной книж- ке пилотировавшего самолет-носитель А. Н. Обелова, он в этом полете продол- жительностью 45 минут выполнил два захода (!) на посадку. В этот день произошло и еще одно событие, едва не окончившееся лет- ным происшествием. Во втором сбро- се, как и в предыдущем испытании, са- молет-аналог сопровождал МиГ-21У, с которого экипажем в составе Алексея Бородая (пилот) и Николая Хрестика (кинооператор) осуществлялась съем- ка ЭПОСа. Вот как об этом полете мно- го позднее (в ноябре 2008 г.) вспоминал Алексей Сергеевич: «К тому времени я, молодой летчик, только что приступил к испытатель- ной работе в ГНИКИ ВВС. В испытате- ли я перешел с самолета МиГ-27, и в институте уже тоже летали на новых машинах. Чтобы я быстрее врастал в испытательную работу, мне сразу пос- ле прихода в Управление поручили “во- зить” кинооператора. У нас постоянно были различные сбросы бомб, опыт- ных образцов топливных баков, испы- тательные пуски ракет, отстрелы ката- пультных кресел и другие “работы”, вот тов.БЕЛЯКОВУ Р.А. КОНСТРУКТ московского аьного ЗАВОДА им. А. И. МИКОЯНА Л' V ПРАВИТЕЛЬСТВЕННАЯ тов.ЛОЗИНО-ЛОЗИНСКОМУ Г.Е. рабочих, инженерно-технических лично с новым творческим дости- Поздравляю коллективы работников, служащих и Вас жением в канун 60-летия Октября - успешной автономной работой изделия "105" Отмечаю образцовое выполнение задания товарищами Фастовг.ец и Обеловым. Желаю Вашим коллективам новых творческих и трудовых успехов в выполнении заданий 10 пятилетки. Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ* «А В.А.Казаков ▲ Правительственное поздравление по случаю первого сброса ЭПОСа. Александр Обелов узнал об этом документе только спустя 30 (!) лет, весной 2007 г., во время съемок фильма «Космическая Спираль». Обращает на себя тот факт, что к моменту первого сброса ЭПОСа уже более полугода существовало новое НПО «Молния», созданное внутри МАП для разработки орбитального корабля «Буран». Дни «Спирали», по большому счету, были уже сочтены - страна в любом случае не могла потянуть две такие программы одновременно... мы это и снимали. Иногда это было совсем непросто, т.к. оператор посто- янно просит: “Чуть-чуть подойди, нем- ного отстань, выше, ниже и т. д.”, - что- бы ему было удобно снимать. Однажды ко мне обратился началь- ник: - На МиГ-21 оператора повезешь? - Хорошо! - Постановка задачи будет, там все расскажут. Когда я через день пришел на поста- новку задачи, сразу стало понятно, что это совсем не рядовая постановка за- дачи на полеты. Кругом волнение, ажиотаж. Сразу бросилось в глаза, что в зале было непривычно много предс- тавителей промышленности и средств обеспечения полетов. Я еще ничего не понимал, но к тому времени у меня уже были боевые работы, и по расширен- ному контингенту присутствующих стало ясно, что работа предстоит не- обычная и ответственная. Слишком много промышленности в зале сидит! БАЛЬНОМУ ДИРЕКТОРУ ДИКО "РАДУГА1 тов.ФЕДОРОВУ Н.П. в/ч 15650 тов.ГАЩЕНКО И.Д, Шутка ли - отцепка изделия, посадка на грунт, на лыжи! На следующий день я вылетел на МиГ-21У. Я давно на нем не летал, для меня это был пройденный этап, но за- чет по нему был (если по полетам на какой-то машине был большой пере- рыв, то нужно было сдать повторный зачет). А вот то, что на этом самолете стоял старый двигатель, и поэтому его приемистость была целых 14 секунд - про это я забыл! Занял место в строю, слушаю радио- обмен: “Готов! Отцепка!” ЭПОС с Фас- товцом нырнул вниз, я за ним, никаких проблем - иду рядом, сопровождаю. Мы с Аликом все совместные действия об- говорили еще на постановке задачи, вместе обсудили все нюансы. Вот он садится - касание, клубы пы- ли за ним, я вывожу [увеличиваю - В.Л.] обороты, чтобы перейти к набору высоты (мне ведь садиться на грунт нельзя, нет этого в моем задании), а самолет... молчит! И я вспомнил! Когда 329
Космические крылья ▲ Степан Анастасович Микоян. рычаг [РУД - рычаг управления двига- телем - В. Л.] от себя отдал, а самолет молчит, тут я и вспомнил - елки-пал- ки, спарка-то старая! На всех совре- менных самолетах, даже на спарке МиГ-2 ХУС (и МиГ-21УМ), приемис- тость двигателей 3-5 секунд, а тут 14! Руководитель полетов, видя, что я “сыплюсь”, сначала спокойным голо- сом, а затем уже на “чисто русском” кричит по связи: - Обороты... Обороты! ОБОРОТЫ, ТВОЮ...!!! И я вывел самолет в самый послед- ний момент, буквально в сантиметрах от земли! Ух, ушел, все нормально... ▲ Летчик-испытатель ОКБ Микояна, Герой Советского Союза Петр Максимович Остапенко ▲ Анатолий Петрович Кучеренко. Фото из журнала «Крылья Родины», №4, 1990 На следующей постановке задачи мне указали на мою ошибку: - Ты пораньше давай обороты, что- то ты слишком близко к земле был прошлый раз... Ты все понял? - Да, я учту, все нормально будет! И на этом все! Но совсем иначе вос- приняли этот инцидент представите- ли промышленности, наблюдавшие за посадкой. Мне начальник отдела, ведущий инженер по “Спирали” Вяче- слав Чернобривцев впоследствии рас- сказал: - Когда мне сказали, что снимать испытания будет новый летчик - Боро- дай, я еще подумал - что он за летчик? А тут смотрю - ну пилотяга новый поя- вился, ну мастер! Это ж надо так ле- тать - в сантиметрах над землей, так низко, что с грунтовой полосы пыль клубится от его двигателя! Все мы ре- шили, что это настоящий ас! Только спустя много лет, во время од- ной из встреч ветеранов, в ответ на восхищенный рассказ Чернобривцева я признался ему, что это было не мас- терство, а моя ошибка... Вот поэтому этот полет мне так хоро- шо и запомнился, что я чуть не сел ря- дом с Аликом Фастовцом...» Накопление опыта позволило рас- ширить круг летчиков-испытателей ЭПОСа - 2 августа свою тренировку без отцепки самолета-аналога от носителя выполнил Василий Евгеньевич Урядов. В тот же день1 А. Г. Фастовец участво- вал в третьем сбросе ЭПОСа. Тем не менее вторым летчиком, пи- лотировавшим ЭПОС после отцепки от самолета-носителя, стал не В. Е. Уря- дов, летчик-испытатель ГНИКИ ВВС, а другой микояновский летчик-испыта- тель - Петр Максимович Остапенко. Самое интересное, что сначала Петра Максимовича вообще не допускали к этой программе по причине... высоко- го роста. Вот как он сам об этом вспо- минал1 2 зимой 2007 г.: «Конечно, я хотел попробовать сле- тать - какой летчик-испытатель не за- хочет слетать на новой машине! Но я к нему [ЭПОСу - В. J1.] не был допущен по той причине, что мой торс выходил за рамки дозволенного. Там 92 см разре- шалось, а у меня было 94 см сидя, т. е. на 2 см выше. При создании ЭПОСа экономили на всем, чем было можно, отсюда и такие внутренние объемы. И поэтому я был все время в стороне. А потом, когда у меня образовался перерыв в полетах и мне нечего было делать, мне предложили: “Слетай!” Ну конечно, я поехал в Ахтубинск и про- вел там полтора месяца. Сначала сде- лали тренировку, потом полетел, упи- раясь головой в люк надо мной. Ну, приходилось как-то менять положение тела, изгибаться, но, тем не менее, по- лет я выполнил». Первую тренировку Петр Остапенко выполнил на самолете-лаборатории МиГ-23ЛЛ 3 августа 1978 г.3, в тече- ние 40 минут сопровождая в воздухе сброс изделия «105» с Авиардом Фас- товцом. Как можно судить по летной книжке П.М. Остапенко, он пристро- ился к отцепленному аналогу на высо- те 5000 метров, через несколько се- кунд после сброса. На следующий день, 4 августа, была выполнена тренировка в совместном полете ЭПОСа и Ту-95КМ без отцепки. «Вывозил» Петра Остапенко наТу-95КМ командир испытательной эскадрильи ГНИКИ ВВС, полковник Анатолий Петрович Кучеренко. Всего по про- грамме испытаний ЭПОСа Кучеренко выполнил четыре полета, и во всех он был командиром экипажа. Этот опыт потом сыграл решающую роль в лет- ной судьбе Анатолия Петровича: имен- но ему через четыре года4 доверили первому поднять в небо транспортный самолет-носитель ВМ-Т «Атлант», соз- данный для транспортировки на внешней подвеске (над фюзеляжем) крупногабаритных фрагментов много- разовой космической системы (МКС) «Энергия - Буран». Но вернемся к полету 4 августа 1978 г. Вот как об этом вспоминал Петр Остапенко: «Я взлетел в кабине изделия “105”, но после взлета перебрался в кабину Ту-95 и сидел там рядом с командиром, пока в расчетной точке на расчетной высо- те не получил команду забраться в из- делие “105”. Помощники из состава экипажа Ту-95 помогли мне застегнуть ремни и закрыть люк. После этого я до- 1 Сброс ЭПОСа (с А. Г. Фастовцом) 2 августа 1978 г. зафиксирован в формуляре изделия «105.11» № 1-01. Однако согласно полетной книжке П. М. Остапенко, сопровождавшего аналог в этом сбросе на летающей лаборатории МиГ-23ЛЛ, этот полет был выполнен 3 августа. 2 Интервью В. П. Лукашевичу 16 января 2007 г. 3 По формуляру изделия 105.11 это было 2 августа. 4 Первый полет «Атланта» без груза был совершен 29 апреля 1982 г. 330
Летающий «лапоть» ложил командиру экипажа: “К запуску двигателя готов!” По этому моему докладу командир дает мне команду “Выпускаю!”, и меня вместе с кораблем “105” выдвинули в воздушный поток. Слышу следующую команду: “Запуск двигателя разре- шаю!” Я запустил двигатель и погонял его на разных оборотах. Сложность была в том, что двигатель, стоявший на “105”, надежно запускался только до высоты 5000 метров. Это была глав- ная причина, почему перед отцепкой нужно было запустить двигатель, так как потом времени на его запуск оста- ется очень мало. По нашим старым инструкциям, если до высоты 2000 м двигатель не запускался, то нужно бы- ло катапультироваться. Поэтому при сбросе на высоте 5 км на раздумья ос- тавалось всего 3 км высоты, а наш аг- регат, хоть и напоминал собой перевер- нутую [автомашину] “Победу”, на само- лет был мало похож и поэтому имел плохое аэродинамическое качество по сравнению с другими самолетами. По- этому на 3 км он проваливался минуты за полторы. Именно поэтому мы так и не дошли до следующего этапа испыта- ний - сброса “105” с высоты 10-15 км. Двигатель перед отцепкой там запус- тить было нельзя, и его все равно пришлось бы запускать в диапазоне 5-2 км на падающем самолете1». Дальше все повторилось, как и в пер- вых совместных полетах Авиарда Фас- товца: Ту-95КМ шел по предполагае- мой посадочной траектории ЭПОСа, по маршруту, уже многократно прой- денному А. Г. Фастовцом, а Остапенко запоминал его из кабины аналога. По- лет продолжался полтора часа. Однако 8 августа ЭПОС в самостоя- тельном полете после сброса вновь пилотировал не П. М. Остапенко, а А. Г. Фастовец. Петр Максимович, как и 3 августа, только сопровождал «105-й» на летающей лаборатории МиГ-23ЛЛ. Но интересно другое: если Фастовца, как обычно, сбросили с высоты 5500 м, то Остапенко перед началом сопро- вождения забирался на максимальную высоту 18 000 м. И только после сниже- ния он пристроился в полете к летяще- му на ЭПОСе А. Г. Фастовцу. Примеча- тельно и количество зафиксирован- ных посадок в течение 50-минутного полета - две. Причина такого полетно- го задания остается загадкой. Следующий полет на ЭПОСе без от- цепки выполнил 10 августа шеф-пи- лот ОКБ имени А. И. Микояна Алек- сандр Федотов. 31 августа аналогич- ные полет выполнил А. Г. Фастовец, и только после этого вновь за штурвал аналога сел Петр Остапенко. Его вы- лет (продолжительностью 45 минут) со сбросом ЭПОСа состоялся только 6 сентября 1978 г., причем полет на «105-м» был для Остапенко в этот день уже третьим! Перед этим он сначала А Страница летной книжки Петра Остапенко: первая декада августа 1978 г. ▼ Страница летной книжки Петра Остапенко: первая половина сентября 1978 г. Из архива В. Лукашевича Из архива В. Лукашевича отлетал 45 минут на МиГ-25ПД, а за- тем выполнил полет продолжитель- ностью 1 час 15 мин на прототипе ист- ребителя-перехватчика МиГ-31 - са- молете Е-155МП «012» для отработки бортовой системы управления воору- жением «Заслон». Программа полета и пятого сброса ЭПОСа 6 сентября в целом повторяла уже выполненные Фастовцом полеты с той лишь разницей, что в процессе сни- жения Остапенко выполнял более ин- тенсивное маневрирование с включе- нием и отключением бортового автопи- лота. Вот как об этом полете на ЭПОСе вспоминает сам Петр Остапенко: «Взлетел я в кабине Ту-95, сидя сбоку от командира экипажа. Затем по ко- манде командира в расчетной точке опустился из кабины Ту-95 в люк “ 105- го” и привязался к креслу. Меня на ба- лочном держателе выпустили в воз- душный поток, и я повторил всю тре- нировку, после чего доложил команди- ру: “Готов к запуску!” Затем запустил двигатель, и в расчетной точке коман- дир передал: “Приготовиться к сбросу!” Я перевел управление в нужное поло- жение, и меня сбросили вниз. Я сидел в кабине неудобно, пристег- нутый в катапультном кресле и упира- ясь головой в защитном шлеме в верх- ний люк. Очень все было несуразно... Сложность была еще в непривычном обзоре из кабины. В истребителе плот- ность кабины больше, поэтому за счет близкого расположения фонаря и при- боров там все близко вокруг лица лет- чика, а хороший обзор достигается близко расположенным фонарем: чем он ближе, тем обзор лучше, видно ме- нее искаженно и дальше. В “105-м” па- норама обзора была как бы широкая, но боковые стекла находились далеко - на расстоянии, не менее чем в два раза дальше привычного для истребителя. Это усложняло круговой обзор. Но са- мое главное, что уменьшенная пло- щадь остекления хуже воспринима- лась летчиком, он хуже видел землю. 1 Добавим к словам Петра Максимовича, что с учетом большой вертикальной скорости снижения главным требованием к воздушно- реактивному двигателю серийного орбитального самолета (изделия 50) являлся эффективный и надежный запуск ВРД от авторотации (пассивного вращения компрессора от встречного потока воздуха) не более чем с трех попыток. 331
Космические крылья ▲ Самолет-аналог «105.11» в экспозиции Музея ВВС в подмосковном Монино, на территории Военно-воздушной академии имени Юрия Алексеевича (агарина Поэтому видимость была отвратитель- ная1. Конструкторы утверждали, что хороший обзор для космоса вовсе не обязателен. Главное - это торможение в атмосфере при возвращении на Зем- лю, поэтому расположение и форма ос- текления выбрана из условия мини- мального нагрева стекол. Но, тем не менее, [несмотря на плохой обзор из кабины] вполне возможно было летать. Самолет слушался рулей хорошо. Конечно, больших маневров я не делал, максимальный крен достигал 45-50°. Дер- жал скорость и высо- ту, какую сказали. На высоте 5000 м отвер- нул в сторону Баскун- чака (в сторону Бал- хаша), затем повер- нул на запад, на аэ- родром, и сел. По программе полета мне нужно было от- ключить автопилот и ▲ летчик-испытатель ГК НИИ ВВС полковник Василий Евгеньевич Урядов оценить поведение самолета после этого, сравнив его с полетом при включенном автопилоте. С включенным автопило- том машина совсем похожа на лета- тельный аппарат. Отключаю... Разни- ца, как между небом и землей! Самолет словно подменили: появилась инерт- ность, ощутимые запаздывания на мои действия, возникли колебания, ка- кие-то вихляния. Включение автопи- лота рядом с полосой сразу это ликви- дировало: вполне приемлемо были по- добраны передаточные числа автопилота и ру- ли вполне управляли всем процессом полета. Другими словами, на “105-м” сразу, изна- чально стоял мощный автопилот. Фастовец сопровож- дал меня на истреби- теле, но ничего не подсказывал, т.к. по- года была прекрасная, все было хорошо вид- но. Вышел на курс по- садки, сориентировал- ся по большой (длиной 5-6 км) меловой отметине центра грунтовой посадочной полосы. Зашел и сел на эту самую грунтовую полосу. Затем написал отчет по выполнению задания». После П. М. Остапенко следующий, шестой сброс должен был выполнять А. В. Федотов - шеф-пилот тоже решил слетать на «105-м». Но во время совмест- ного тренировочного полета наТу-95КМ 8 сентября двигатель аналога РД36- 35К показал свой своенравный харак- тер. При попытке запуска он как бы не- довольно завис1 2 на высоте, не набрав нужных оборотов. Сброс был отменен, однако после начала снижения двига- тель ЭПОСа все-таки завелся и вышел на заданные обороты. Но решение о возвращении на аэродром менять не стали - решили не рисковать. После приземления программа испытаний была приостановлена, а двигатель сня- ли с самолета и отправили к разработ- чику. Там его разобрали, но ничего су- щественного так и не нашли. Заключе- ние двигателистов сводилось к выводу о «малой приборной скорости для за- пуска двигателя; экипажу следовало 1 Заметим, что это впечатление П.М. Остапенко об обзоре из кабины изделия «105». Но конструкция семииллюминаторного остекления кабины ЭПОСа кардинально отличалась от двух иллюминаторов кабины-капсулы орбитального самолета, из-за чего обзор там был еще более ограничен: летчик располагался между двумя стенками и смотрел практически только вперед в небольшом пространственном (преимущественно горизонтальном) сегменте, а бокового обзора не было вообще! Рассматривая компоновку кабины капсулы, понимаешь, почему летчики-испытатели были уверены в своих «опережающих» полетах в космос - пилотировать орбитальный самолет при таком обзоре мог только опытнейший летчик-испытатель. 2 Зависание двигателя - резкий рост температуры перед турбиной при попытке летчика увеличить обороты. 332
Летающий «лапоть» уменьшить высоту на 1000 м или уве- личить приборную скорость». Когда двигатель вновь установили на «105-й», возник спор - кому лететь следу- ющим? ОКБ Микояна настаивало, что- бы следующий полет выполнил их шеф- пилот, фактически уже начавший тре- нировки, а руководство ГНИКИ ВВС утверждало, что пришла пора совер- шить первый полет летчику-испытате- лю ВВС. Фактически спор сводился к вы- бору между А. В. Федотовым и В. Е. Уря- довым. Решение принимал Григорий Александрович Седов, заместитель глав- ного конструктора ОКБ Микояна по лет- ной работе. На доводы А. В. Федотова он ответил так: «Какая разница, кто в ка- кой последовательности будет летать?» В итоге было решено сначала слетать Урядову, а затем Федотову. Тренировка В. Е. Урядова в совмест- ном полете с Ту-95КМ, проведенная ме- сяцем ранее (2 августа), прошла успеш- но, но самостоятельный полет военного летчика-испытателя полковника Васи- лия Урядова 13 сентября 1978 г. стал для ЭПОСа последним: при посадке са- молет потерпел аварию, после которой его так до конца и не восстановили. Микояновские летчики-испытатели до сих пор между собой с горечью гово- рят: «Дали бы нам дальше летать, и все было бы нормально, а так...» Но вины Урядова в аварии не было: как часто бывает в авиации, причиной летного происшествия стали чужие ошибки - подвел посадочный курс... Так как полет проходил в вечернее время, то при заходе на посадку с кур- сом 276° Урядову пришлось лететь по посадочной глиссаде против закатно- го солнца, светившего ему прямо в гла- за с запада, как прожектор, причем видимость ограничивалась дымкой. В воздухе Урядова сопровождал Авиард Фастовец на своем МиГ-23, всегда го- товый прийти на помощь. Незадолго перед полетом полосу расширили и, соответственно, переставили ограни- чительные флажки. Да только расчис- тить до конца, заровнять колдобины и кочки на полосе не успели. Руководитель полетов был опытный - уже известный нам заслуженный лет- чик-испытатель СССР Вадим Петров, но и его подвела плохая видимость. По ошибке, приняв уклонившийся влево МиГ Фастовца за аналог, Вадим Ивано- вич дезориентировал летчика, дав ко- манду Урядову довернуть вправо, что тот и выполнил. Снижаясь против солнца, Урядов поздно заметил, что вот-вот призем- лится правее полосы. Реакция опыт- ного испытателя позволила ему в пос- ледний момент отвернуть и войти в зону флажков1, но на большее высоты уже не хватило. Аппарат приземлился нормально, но на пробеге одной лы- жей ударился в камень, не убранный с ВПП. Силовой шпангоут выдержал удар (пилот при этом не пострадал), что позволило конструкторам на практике проверить соответствие их прочностных расчетов испытанным нагрузкам, но в элементе шасси воз- никла трещина. 24 октября 1978 г. израненный ана- лог «105.11» был доставлен самолетом- носителем Ту-95 в Раменское, в ЛИИ имени М. М. Громова, откуда его пере- везли в Москву. К сожалению, этот по- лет был для ЭПОСа последним... В ноябре 1978 г. на Тушинском ма- шиностроительном заводе на самоле- те-аналоге начался капитальный ре- монт. Так как большинство сотрудни- ков ОКБ имени Микояна и его Дубненс- кого филиала, занимавшихся ЭПОСом, к этому времени уже перешли на рабо- ту в НПО «Молния», то все ремонтно- восстановительные работы выполня- лись уже не по документации ДПКО «Радуга», а по документации НПО «Молния». После принятия решения о создании «Бурана» по аналогии с американским шаттлом НПО «Молния» продолжило работы над ЭПОСом. Однако теперь он рассматривался в качестве прото- типа орбитального самолета перспек- тивной авиационно-космической сис- темы (шифр 9А-10485), работы над ко- торой в обстановке глубокой секрет- ности (в том числе и от МОМа) НПО Фото Н. Чеканова JJL УТКЕ"-"АГ" неоконченных работ по отработке изделия 105.II № I-OI по состоянию на 15 июня 1979г. Фото Н. Чеканова ПЕРЕЧЕНЬ несавепшечннх работ на изделии "105-11" № 1-01 по цеху 4. Содержание работ п/п I Не скомплектованы детали в ЗИП по с/е С1С".11.76-5; 259.1050-251. Будут скомплектованы и переданы ЛО1б/УП-79г. в НПО "Молния". С. Че произведен монтаж передней и ос- новные шасси. Пасси на доработке, С к’СТЗНОВЛини слон» пи ».омплеита II Плоим но доработке в г.Ленинграде. 4. Re -становлен Д'/АС-в1-11, Будет передан после проведения входного контроля до 1/УП-79г. Начальник цеха ff ^-/^ДАН/ Начальник БТК-4 A ^ИТЮ10В/ /Начальник техбюро---------------> -/ШАЛАЕВ/ /ЛАБЕЦКИИ/ ЛртЯНЕЦ/ П/аакаечика Вед. конструктор п/л В-вО5В^! I. Проверка Р0 Ш 105.II-71-01 2. Проверка Сд-105.11 ИНВ. ЮН 3. Проверка автономно-рулевой системы АPC-40 ИНВ. 1011 4. Проверка работы механизмов триимерного эффекта ПИ I05.II-5I-03 Б- Проверь» работы CBl-O,I Бисота срабатывания ПИ 105.11-72-07. 6. проверю тарировки датчиков по С/2 105.П - III0-3 7. Комплексная проверка оборудования с записью ПИ. 105.II.-79-01. Указанные работы выполняются на предприятии п/я^-2739 сипами испытательной бригады. начальник НАЧ.^ГК ПРЕДСТАВИТЕЛЬ 11ГЫ11ШТИЯ В-Ь05& /ПИВОВАРОВ В.М./ /сорок:и м.в./ 1 Видимо, он успел войти в зону, если ударился о камень на ВПП; очевидно, это было у самого края полосы, которую убирали не так тщательно. 333
Космические крылья Фото Н. Чеканова ПЕРЕЧЕНЬ выподненных доработок по изделию "105.11" № 1-Q1 ! JWP документов на п ? доработку_______ . С105.11-5.5-1 . С105.11-1110-1 J Кратное содержание доработок . 0105.11-58-1. . С105.11-76-2 . 0105.11.51-3 С105.11.1Н0-3 . 0105.11.79-4 <. С105.11.78-6 9. 0105.11.79-7 J Примечание Ппинято ВТК и п/з Выполнено на ЛИЗ. Е1 (ГО ин . раб Принято ВТК и п/з. Принято ВТК. и п/з. I Принято ВТК. I датчиков. 10. С105.11.76-8 И. 0105.11.64-11 12. С105.11.58-12 С1С5.11.220/1 .4, 15. 059-10530-256 ПИ105.11-51-03 Ремонт рамн.№ 2. —— Регламент кресла,замена гот.нал осмотр бака,(замена баллонов,замена шлангов герметизации люков. Доработка пневмосистемы. Доработка наддува кабины. Замена гидроагрегата АРС-40. Снятие,тарировка и установка Доработка схемы БИА и замена гот.изд. Замена кислородного оборудования. Доработка эл.борта и установка новых гот.изделий. Установка нового баллона Д2М-6108-0 в системе наддува. uiuo-u кислородной системы подпитки двигателя и опрессовка ее. л Установить новые кронштейны ны Д2И-6108-0 = 4 шт. Снять комплект РСНП и АФУ и в г.Ленинград. Общий техосмотр изделия. Проверка ручного управления клонирование. Отработка ел.оборудования под током. под балло- отправить .6. на функ- П105.11-72-01 Начальник Начальник Начальник Начальник Начальник /1АДАН/ /БИТЮ10В/ /ШАЛАЕВ/ /ПИВОВАРОВ/ / С орок^,' / /У /ЛАБЕЦКИЙ/ цеха № 4 БТК-4 техбюро цеха № ЕТК-28 «Молния» начало в 1978 г.1 Впослед- ствии эта система стала известна под обозначением МАКС - Многоцелевая авиационно-космическая система. По- этому «Молния» приложила максимум усилий для восстановления ЭПОСа. Используя производственные мощ- ности Тушинского машиностроитель- ного завода, к лету 1979 г. были вы- полнены все ремонтно-восстанови- тельные работы, которые завод смог завершить своими силами. 19 июня 1979 г. ТМЗ передал отремонтирован- ный ЭПОС представителю заказчика. К сожалению, восстановить удалось Принято ВТК.' Принято Принято Принято Принято Принято ВТК. ВТК, ВТК ВТК ВТК. Принято ВТК. Отправлено. Принято Принято ВТК,п/з ВТК Принято ВТК. не все - вместе с ЭПОСом были пере- даны и два перечня незавершенных работ. В первом из них под пунктом №2 значилось: «Не произведен мон- таж передней и основных шасси». Ре- монт шасси не мог быть выполнен на ТМЗ, эта работа должна была выпол- няться только на специализированном предприятии. Для этого заместитель главного конструктора НПО «Молния» по летным испытаниям С.А. Микоян (до апреля 1978 года занимавший должность заместителя начальника ГНИКИ ВВС и отвечавший в институ- те за работы по теме «Спираль») по по- ручению Лозино-Лозинского ездил в г. ГЬрький на производственное объе- динение «Гйдромаш», изготавливав- шее шасси для всех самолетов в СССР, и долго уговаривал генераль- ного директора Владимира Ильича Лузянина отремонтировать шасси ЭПОСа. Тот пообещал, но так как фи- нансирования «105-го» уже не было, ничего не сделал... Общая статистика испытаний изде- лия «105.11» № 1-01 такова. Всего в пе- риод с ноября 1975 г. по октябрь 1978 г. на ЭПОСе было выполнено две рулеж- ки, 12 скоростных пробежек, 8 подле- тов, один перелет на другой аэродром и 23 совместных полета под самоле- том-носителем 1у-95КМ, в шести из которых был выполнен сброс самоле- та-аналога с последующим автоном- ным полетом и посадкой на грунтовую ВПП «Грошево». Общий налет самоле- та-аналога составил 32 часа 47 минут 23 секунды2. Заканчивая рассказ о летных испы- таниях ЭПОСа, необходимо упомянуть об одной необъяснимой записи в фор- муляре изделия «105.11», воспроизве- денной на следующей странице. На странице формуляра №86, в наруше- ние всей хронологической последова- тельности, после записей за июль 1977 г. следует приписка №24 о двухчасо- вом полете ЭПОСа под самолетом-но- сителем, датируемым... 5 сентября 1975 г., т. е. почти за три месяца до пер- вой рулежки! Но странности на этом не кончаются. Правила ведения фор- муляра таковы, что после каждого ме- сяца указываются суммарные значе- ние продолжительности полета, об- щий налет с начала эксплуатации и количество посадок. Так вот, после якобы сентябрьского полета подводит- ся черта и указываются суммарные значения за... май! Самое интересное, что эта запись помечена двумя звез- дочками, обозначающие как «Исправ- ленному верить», и продолжитель- ность двухчасового полета далее учи- тывается в суммарном налете. Однако суммарный налет с начала эксплуата- ции считается как в бухгалтерии - двойным счетом. Для этого в конце формуляра в разделе «Итоговые сведе- ния о работе самолета» приведены по- месячные значения налета. Никакого упоминания о полете 05.09.1975 там нет, а суммарный налет по этому раз- делу отличается от приведенного в раз- деле «VII. Журнал работы самолета» (см. рис.) в меньшую сторону именно 7 Первые расчеты оптимальных траекторий разгона и выведения на орбиту при старте с дозвуковых (Ан-124 «Руслан», Ан-22 «Антей») и сверхзвуковых (Ту-144, Ту-160, Т4, МиГ-31) самолетов-разгонщиков были проведены в отделе Систем автоматизированного проектирования (САПр) в 1978 г. (Осин М. И. Будни российских аэрокосмических инженеров. - М. : МАТИ, 2008, стр. 104) 2 Данные по общей численности полетов со сбросом изделия «105.11» мы приводим на основе формуляра ЭПОСа. Однако в других источниках они отличаются от указанных. Например, в воспоминаниях В. А. Труфакина также упоминается о шести сбросах - четыре из них выполнил Авиард Фастовец, один - Петр Остапенко, и последний - Василий Урядов; в то же время есть неподтвержденная информация о том, что А. В. Федотов выполнил не только один совместный с Ту-95 полет, но и один автономный после сброса. Имеющаяся информация не позволяет подтвердить это, но, судя по продолжительности полета 08.09.1978, это мог быть и сброс ЭПОСа с А. В. Федотовым. В этом случае описанные проблемы с запуском ТРД РД36-35К следует отнести на полет 10 августа 1978 г. Интересно, но Г.Е.Лозино-Лозинский в своем докладе на симпозиуме в Ванкувере (Канада) в 1989 г. [Лозино-Лозинский Г.Е. «Буран», его создание и перспективы использования // Симпозиум «Взгляд в 2020 год», Аэрошоу «Канада-89», Ванкувер, Канада, 1989] утверждал, что было выполнено всего 3 сброса (причем с высоты 9000 м.). Заметим, что эти данные из доклада противоречат всем имеющимся документам. 334
Летающий «лапоть» на два часа. На этом основании можно сделать вывод, что никакого полета в сентябре 1975 г. не было. Но откуда тогда взялась и что означает эта за- пись в формуляре ЭПОСа?! Все автономные полеты соверша- лись после отцепок от самолета-носи- теля Ту-95КМ в горизонтальном полете на высоте 5500 м в диапазоне скорос- тей 420-460 км/ч со стартового (выпу- щенного) положения балочного держа- теля с последующей посадкой аналога на грунтовую ВПП «Грошево», тем са- мым пополняя научно-технический за- дел по программе ЭПОСа. В процессе второго этапа летных ис- пытаний1 аналога орбитального само- лета «105.11» с двигателем РД36-35К в дозвуковом диапазоне скоростей на высотах 0-5500 м были достигнуты следующие предельные значения па- раметров полета: - максимальная и минимальная скорость полета 550-290 км/ч; - максимальная и минимальная продольная перегрузка пу=4,0-0,3; - максимальный угол крена 78°. Испытательные полеты полностью подтвердили соответствие реальных и заданных (на основе продувок) летно- технических и посадочных характе- ристик, а также эффективность выб- ранных органов управления в указан- ном диапазоне режимов полета. В за- ключении по результатам испытаний было отмечено, что «самолет имеет со- ответствующие , удовлетворительные характеристики устойчивости и уп- равляемости, несложен в управлении. В процессе летных испытаний прове- рена безопасность отделения от носи- теля, отработаны бортовые системы и оборудование. Максимальные нагруз- ки, действующие на стойки шасси при посадке на грунтовую ВПП, не превы- шают 70% от эксплуатационных на задних стойках и 54% на передних». Однако в заключении по результа- там испытаний отсутствовал ответ на главный вопрос - какие задачи стави- лись перед ЭПОСом и что качествен- но удалось (или не удалось) получить? С этой точки зрения итоги двух эта- пов испытаний самолета «105.11» вряд ли можно назвать успешными... Во-первых, ЭПОС создавался в рам- ках темы «Спираль», поэтому результа- ты его испытаний нужно оценивать в свете возможностей цельнейшей реали- зации программы. Во-вторых, полеты ЭПОСа проводились параллельно с на- чалом разработки многоразового орби- тального корабля «Буран», и логичным шагом выглядела бы эксперименталь- ная отработка вопросов, связанных с проектированием нового корабля. Оба подхода в конечном итоге укладыва- лись в одну общую задачу, которую ре- шал Г. Е. Лозино-Лозинский - создание космической авиации. С этой позиции летные испытания ЭПОСа - скорее упу- щенные возможности, нежели успех... Приведем оценку В. В. Студнева: «Птеб Евгеньевич с давних пор, как говорится, спал и видел космическую авиацию. Нашей конечной задачей было создание ГСР и выполнение стар- тов с него. А чтобы к этому подойти, [ЭПОСу] нужно было пробежаться, подлететь, сесть, нужно было научить- ся сбрасываться с внешней подвески, заходить на посадку и садиться. Нам нужно было исследовать учас- ток сброса: как, по какой траектории садиться, какую глиссаду использо- вать - пологую трехградусную или кру- тую 19-градусную. Только после этого можно было переходить на следующих машинах на гиперзвук - подниматься вверх на траектории в 45°. Это позво- лило бы нам после разгона, на участке возвращения, получить на небольшом отрезке траектории маленький учас- ток гиперзвука. ЦАГИ нам подтверди- ло, что этого было бы достаточно для исследований. Лозино-Лозинский был уверен, что если он поймет газодинамику гипер- звукового полета, включая плазму, ко- торая всех так напугала на первых БОРах, то космическая авиация будет. В свете сказанного приходится толь- ко сожалеть, что со всех летных испы- таний “105.11” мы не получили той ин- формации, которую могли бы иметь. Это не только мое мнение, так же дума- ли и Шустер с Дементьевым. Мы могли бы по испытаниям “105.11” сделать го- раздо больше и получить следующие результаты: - Провести сбросы с высоты 10 000 м с исследованием посадочной динамики на нижнем участке; при этом можно было изучить посадку по пологой трех- VII. ЖУРНАЛ РАБОТЫ САМОЛЕТА Фамилия*) летчика \ш '5& 52 -tzczef 2^'2^ '7ч tz ,3'ti Характер полета техника (механика) Продолжитель- ность полета Налет с начала эксплуата- ции Нагрузка п кг (при пзлстс) to $ 2* г Oe ее lexiiiiua (механика), выпускавшего самолет. Фото из архива В. Лукашевича (ЗАПОЛНЯЕТСЯ ЭКСПЛУАТИРУЮТ П ОРГХИИЗАЦИГП) Лата /У 7/ /£ /£ К 75 7? /с to to & e9 Кб и da k) Записывать фамилии: летчика, летавшего па самолете, ▲ Страница формуляра изделия 105.11 №1-01 7 Ответственными исполнителями второго этапа испытаний являлись О.Т.Рязанов, И.А.Власов, А.Г.Фастовец, В.В.Тетянец, Ю.Т.Клепов, А. Т. Сенченко и состав комплексной испытательной бригады. 335
J40II ПИ Я ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ АНАЛОГА ОС (ТЕМА “СПИРАЛЬ”) . (ПО СОСТОЯНИЮ НА МАЙ 1978г.) ОБЪЕМ ИСПЫТАНИЙ ВИД ИСПЫТАНИЙ кол- -во ТИП ШАССИ ПРИМЕЧАНИЕ ПРОБЕЖКА 8 КЮ1ЕСН0-ЛЫЖН. ПЕРВАЯ ПРОБЕЖКА ВЫПОЛНЕНА 2.12.75 Г. СМ,9 С (254 KM/HJ ПОДЛЕТЫ 8 и ПЕРВЫЙ ПОДЛЕТ ВЫПОЛНЕН 20.07.76r. УГ-ЗЗЭкмл Н£,-12м ПЕРЕЛЕТ 1 —„ У™=390км/ч; НП“’=45ОМ; 1ПЕрел=20км tz =300 сек АВТОНОМНЫЙ ПОЛЕТ 1 L лыжи ПЕРЕЛЕТ (11.10.76 г.) Космические крылья ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ НАБОР ВЫСОТЫ ВЫРАВНИВАНИЕ ГВПП„ Грошев" 5000*5000 Фото из архива В. Труфакина АВТОНОМНЫЙ ПОЛЕТ (27. ю. 77 г.) а ОТЦЕПКА ОТ НОСИТЕЛЯ Но=5500м, Уги>=420 км/ч 1. Заход на посадку при от* КАЗЕ ДВИГАТЕЛЯ Но»3000м 2. ВВОД В РАЗВОРОТ Н=3000м, Улр=420км/ч, j=30° 3 ВВОД В РАЗВОРОТ СО СНИЖЕНИЕМ Н=3000м, Упр=420кмл,||=30в 4. ВЫХОД НА П0САД01НУЮ ГЛИССАДУ Н=1500м, Vhp=420 км/ч. 5. ВЫПУСК ШАССИ Н=800м, Упр=420км/ч. 6. НАЧАЛО ВЫРАВНШНИЯ Н=20М, Упр=360км/ч. 7. КАСАНИЕ ГВПП ЗОНА ОТЦЕПА ОТ НОСИТЕЛЯ ПЛАНИРУЕМЫЙ СВЕРХЗВУКОВОЙ ПОЛЕТ АНАЛОГА ОС С УСКОРИТЕЛЕМ 5Я24 Рис. 13 10ТЦЕПКА ОТ НОСИТЕЛЯ Но=1100м М=0,8 и=9° 2.3АПУСК 5Я2' Но=10300 М = 0.65 17=12.0° з.СБРОС 5Я24 М=Ммх=163 Н-15500 17=26,0 4.МАКСИМАЛ1НАЯ ВЫСОТА М'=1,0 Н=16500 1=5.0 5 ВВОД В РАЗВОРОТ ХпООО- М-0,7 1=25* 6.3АПУ0К ТРД Но»б000 Упр= 420 км/ч 73АХ0Д НА ПОСАДКУ ПРИ ОТКАЗЕ ДВИГАТЕЛЯ X со
Летающий «лапоть» Фото из архива Музея ФГУП РСК «МиГ> градусной глиссаде с работающим дви- гателем, затем перейти на крутую 19- градусную глиссаду с двигателем на ма- лом газе, и закончить это можно было безмоторной посадкой по крутой глис- саде; именно эти траектории мы к тому времени уже считали для “Бурана”. Я к тому времени уже посадочный комп- лекс делал, и нам это было нужно для будущего, и не важно, для чего конк- ретно -для “Бурана” или “Спирали”. Но к тому моменту мы уже знали, что если “Буран” будет такой, как нам навязыва- ли, садиться мы будем только по крутой глиссаде, а “105.11” все посадки совер- шил по пологой глиссаде, как обычный самолет; другие варианты не предпола- галось исследовать даже в будущей программе полетов; - Мы так и не узнали, где кончается диаграмма обзора летчика при сниже- нии по крутой глиссаде на “105.11”. Одно дело, когда обзор определяет конструктор, сидя в пилотском кресле в макете кабины - тут все нормально. И совсем другое, когда летчик снижается по крутой глиссаде, не видя привыч- ных ориентиров, в особенности линии горизонта. Впоследствии мне много пришлось много летать в правом кресле [на месте пилота “Бурана” - В. Л.] на ле- тающей лаборатории (ЛЛ Ту-154-083). И когда машина выходит в крутую глиссаду, горизонт резко уходит вверх, и летчик его не видит! При обычной по- садке летчик даже на самом нижнем участке пологой глиссады видит од- новременно землю и горизонт, к тому же у него есть контроль по приборам, и на земле он видит ориентиры - струк- тура бетона ВПП, коробок спичек на земле, отдельная спичка, гайка. Это его высотомер и дальномер. На крутой глиссаде - только приборы и земля, да- же без посадочной полосы. Отработка этого сложнейшего вопроса даже не была предусмотрена; - Отработать возможные нештат- ные ситуации. Никакая нештатная си- туация даже не предусматривалась!1 В результате - из-за элементарной ошиб- ки чуть не разложили машину! Солн- це? Ну и что? Кому мешает солнце? По- чему, имея ГШ [гермошлем - В. Л.] с солнцезащитным фильтром, кому-то помешало солнце? Не хочу об этом го- ворить - эти испытания проводили мои хорошие друзья, но то, что они натворили... Если подходить объективно, то за такую организацию сбросов я бы веду- щего по испытаниям лицензии лишил. Организация была ужасно гадкая. Я имею ввиду и Игоря Власова, и Вита- лия Тетянца. Виталий хороший па- рень, но он никогда не занимался ави- ационными системами как ведущий по летным испытаниям. Во-первых, никто не обращал ника- кого внимания на утвержденную программу испытаний, методичес- кий совет ими уже не руководил. Во- вторых, всем военным захотелось по- летать на необычном самолете. Они говорили так; - Первый этап испытаний вы со Студневым прошли, а вот второй - это этап совместных испытаний, так по закону положено!1 2 При мне, когда мы проводили рулеж- ки, пробежки, подлеты, такого не бы- ло, слова даже такого не говорилось, а тут все вдруг стали рваться полетать. И Вася Урядов кричит: “Дай, я туда зале- зу!” - а потом и Андрей Манучаров, и Александр Бородай начали пристраи- ваться... потом и остальные военные - все, кроме Степана Микояна. Он хит- рый был, выжидал - он был к тому вре- мени замначальника полигона, и ему было не очень удобно». Но дни ЭПОСа были уже сочтены. И причиной этого являлись не столько технические проблемы, сколько все тот же человеческий фактор. В самый разгар подготовки к испы- таниям ЭПОС понес очередную тяже- лую утрату: в январе 1974 г. прямо на полигоне ГНИКИ ВВС от сердечного 1 Обратите внимание на интересную деталь: на схеме «Траектории полетов изд. 105.11» показаны две траектории - штатная и аварийная («Полет при отказе двигателя»). Штатная глиссада пологая, в то время как безмоторная - единственно возможная крутая, 19-градусная! 2 Эта норма записана в ОТТ (Общих технических требованиях) ВВС. 337
Космические крылья приступа умер последний «локомотив» проекта - заместитель министра Алек- сей Минаев. Мы часто произносим избитую фразу: незаменимых нет. Неправда, они есть! История изобилует доказательствами незаменимости Личностей. Их мало, их очень мало, но на их плечах, нервах, на их коронарных сосудах и артериальном давлении держится все в нашем мире. И после их ухода замены им нет, и все, что они защищали, пестовали, развивали, уходит вместе с ними... Никто не сможет заменить нам А. С. Пушкина, П. И. Чай- ковского, С. П. Королёва, не нашлось за- мены и А. В. Минаеву. Валерий Меницкий, который был рядом с Алексеем Васильевичем в его последние дни, даже спустя многие го- ды не мог говорить об этом спокойно: «Он сгорел в 52 года... Он мне как-то сказал: - Я как на раскаленной сковородке! В тот последний памятный вечер мы с ним были вместе. По программе отра- ботки высокоточных боеприпасов мы сделали сброс аналогов ядерных бомб, уже подтвердили хорошие результаты, и наш министр с Главкомом ВВС прис- лали телеграмму “Поздравляем с блес- тящим успехом!”. Никогда такого не было! Потому что мы сделали классное оружие, рядом с которым американцы со своими “Фантомами”, со своей бом- бой, которой они в портрет Хо Ши Ми- на попали, и рядом не стояли. Я бы не сказал, что в этот вечер он вы- глядел как-то угрюмо, наоборот... Надо сказать, что он курил, много курил. Он как в летную комнату придет, начинал: - Закурим! Я ему: - Алексей Васильевич, у нас не курят! А там, если шеф курит, сразу и глав- ные конструктора начинают, руково- дители ведомств и все остальные. Ми- наев в ответ на мое замечание строго говорил всем: - Я кому сказал, прекратить курить! У Валеры не курят! Все сразу тушат, а он продолжал ку- рить. Он, конечно, мало занимался физической подготовкой. Он был су- хой, крепкий мужчина, но физичес- кой подготовки ему не хватало, он ус- тавал к вечеру. В таком бешеном ре- жиме, какой требовала командно-ад- министративная система того време- ни, разве можно работать?! Все так отдавались делу, что я не удивляюсь тому, как быстро он сгорел. После ужина в тот день я вернулся к себе, и Алексей Васильевич звонит мне: “Подходи ко мне!” Я сказал только, что возьму с собой Павла Андреевича Солодуна, он был директором нашего завода [ОКБ Микояна]. Он говорит: “Бери”. Нумы пришли, посидели, пого- ворили. На бытовые темы, обо всем. Сидели мы долго, где-то пол-одиннад- цатого разошлись. Примерно через час звонит повариха: - Валера, подойди, у нас нес- частье... Я думаю: какое несчастье? Пока пришли, уже было поздно... Захожу, он лежит на кровати. Она ведь полчаса потеряла, потому что была в панике: она убирала посуду и не ожидала тако- го оборота, а тут... Я говорю: “Что ж ты сразу не позвонила?” А она сильно пе- репугалась, забегала, как раз полчаса и прошло. Может быть, если бы она раньше позвонила. Атак... Минаев занимался всеми темами, и он полностью отдавался работе. Он, конечно, был ярчайший лидер. Будучи всего лишь третьим заместителем ми- нистра, он тем не менее курировал все КБ, испытания, отрабатывал всю перс- пективную тематику. Своей деятель- ностью Минаев настолько завоевал се- бе авторитет, что под его некрологом подписалось все Политбюро во главе с Брежневым. Для уровня замминистра на моей памяти такого еще не бывало. Замечу, что не под каждым министром все Политбюро подписывается. Люди правильно его оценивали». После смерти А. В. Минаева интен- сивность работ по ЭПОСу сразу и ощу- тимо пошла на спад. По свидетельству В. Е. Меницкого, буквально через 3-4 ме- сяца некоторые направления испыта- ний стали закрываться в плановом по- рядке, исчезая из программы работ. С этого момента у ЭПОСа фактичес- ки не осталось сторонников (министру МАП Дементьеву проект сам по себе, без заинтересованного в нем энергич- ного заместителя, тоже был не нужен), но зато подняли голову противники проекта, которых было немало. Так уж сложилось, что во второй половине 1970-х ЭПОС мешал многим, и поэтому за закрытие программы стали бороться совершенно разные группировки, как внутри Минавиапрома, так и вне его. Вне Минавиапрома против ЭПОСа и «Спирали» в целом выступал Минобще- маш со стороны промышленности и ГУКОС от военных, стремившиеся лю- бой ценой не пустить авиаторов (про- мышленность в лице МАПа и ВВС в ка- честве военных) в космос, бережно обе- регая свой кусок бюджетного пирога. ГУКОС доказывал ненужность «Спира- ли» и совместно с Минобщемашем пос- тепенно начинал инициировать рабо- ты по созданию альтернативы амери- канской системе Space Shuttle - много- разовой системы «Буран». В этой ситуа- ции для МОМа и ГУКОСа было очень важно раз и навсегда убрать с «косми- ческого поля» всех конкурентов. Вот как об этом рассказывает В. Е. Ме- ницкий: «Мы [авиаторы] понимали, что это совершенно новое направление. Но космос был под началом ГУКОСа, фак- тически под началом Германа Степа- новича Титова. Мы с ним познакоми- лись еще во время совместной подго- товки в ЦПК, я хорошо помню встречи с ним, да и потом по службе приходи- лось встречаться - он приезжал к нам в Жуковский, где мы проводили совме- стные совещания и на фирме [Микоя- на], и в Звездном городке. Я даже у не- го дома был один раз. К Г. С. Титову я отношусь с большим уважением и как к человеку, и как к космонавту, и как к летчику. Мы с ним много общались, и я понял так, что позиция у них железобе- тонная - стоять очень стойко и не про- пускать нас и новые авиационные тех- нологии. Он открыто говорил: - Куда вы лезете? Кто вам это от- даст?1 Доводы космонавтов и их руководства сводились к тому, что уже сделано много “Союзов”, что их проще запускать, что экономически это выгоднее. Когда я возражал, говоря, что у нас многоразовая, а значит, и более дешевая система1 2, то он своими аргументами в пользу уже летавших кораблей просто наводил тень на плетень, рассуждая, что и их можно сделать многоразовыми: - Можно просто доработать техно- логии, и в итоге этот шарик [спускае- мый аппарат], который из космоса прилетает, тоже можно будет повторно использовать. Но ведь многоразовый орбитальный самолет и повторно используемый спускаемый аппарат космического ко- рабля - это, как говорят в Одессе, две большие разницы! Ведь ставилась за- дача создать орбитальный корабль, не просто возвращающийся на Землю. Он должен был возвращаться в нуж- ную точку и при необходимости ме- нять место посадки. Мне мотут возра- зить, что путем выбора наклонения ор- биты, изменения координат ориента- ции то же самое может делать любой возвращаемый аппарат типа “Союз”. Причем без доработок и связанных с 1 Через двадцать лет Герман Степанович Титов, вспоминая «Спираль», скажет: «Сейчас по-разному оценивают ситуацию, сложившуюся со “Спиралью”. <...> В 1968 году <...> я серьезно заболел “Спиралью”. Пришел к Микояну, изложил ему свою просьбу: - Артем Иванович, я “Спиралью” хочу заниматься. Хотел бы в вашей фирме работать. <...> Не пошла дальше наша “Спираль”. А какой бы мог быть качественный прорыв! Трудно сказать, как бы эта система развивалась, но ясно одно: мощный потенциал, заложенный в ней еще в ОКБ А. И. Микояна, не реализован до сих пор». (Цитируется по: Н. Домбковский. «Проект Спираль» // «Транспорт России», 7 апреля 2008 г. На момент публикации Г. С. Титова уже несколько лет как не было в живых. Если он действительно так излагал историю «Спирали» - как говорится, без комментариев...) 2 Вывод, вообще говоря, не очевидный (и опыт создания и эксплуатации системы Space Shuttle это показал), тем более в то время, когда одноразовые ракеты в стране «штамповали, как сосиски». Однако, таково мнение летчика. Меницкий имеет право на него, тем более что также думает и вся авиационная отрасль. 338
Летающий «лапоть» ними денежных затрат. Но речь преж- де всего шла о создании аппарата, ко- торый решал бы в космосе уникальные задачи. А конструкция “Союза” не от- вечала требованиям, предъявляемым к такому классу аппаратов, его можно было приспособить лишь для частич- ного решения небольшого спектра пос- тавленных [военных] задач. Воздушно- космический самолет - это огромный шаг вперед, это уже другое поколение космических аппаратов, способных ре- шать как современные задачи во всем их многообразии, так и те, которые возникнут в будущем. Корабли типа “Союз” выполнить их не могли». Но помимо внешних противников «Спирали» были еще и свои, внутрен- ние, те. находившиеся в структуре Минавиапрома. Дело в том, что в то вре- мя как Минавиапром консолидирован- но боролся с Минобщемашем за бюд- жетные средства на, образно говоря, внешнем пространстве, внутри самого МАПа шла постоянная конкурентная борьба за заказы и деньги министер- ства. Наиболее серьезным конкурентом А. И. Микояна было ОКБ П. О. Сухого. Лоббирование интересов основных конкурентов внутри министерства осу- ществляли высокопоставленные чи- новники, как правило, выходцы из про- тивоборствующих ОКБ. Так было и с А. В. Минаевым, который, придя на должность третьего заместителя мини- стра авиационной промышленности из ОКБ имени А. И. Микояна, смог добить- ся возобновления работ по «Спирали». Но после смерти Минаева его место за- нял выходец из ОКБ Сухого - Михаил Петрович Симонов (впоследствии - ге- неральный конструктор ОКБ имени П. О. Сухого). Это был величайший мас- тер лоббирования интересов своей фирмы, который вел в отношении кон- курентов жесткую, порой просто агрес- сивную1 политику. Суть этой политики можно сформулировать так: все, что можно (работы, темы и т.д.), - забрать себе, а что забрать (или отнять) не уда- ется - остановить! Вот как об этом говорит Валерий Ме- ницкий: «Конструкторы обычно не питают друг к другу особой симпатии. Но ни- когда ни от корифеев авиации, ни от ее создателей я не слышал, чтобы, напри- мер, Павел Осипович Сухой резко или негативно высказался об Артеме Ива- новиче Микояне. Так же и Артем Ива- нович никогда не высказывался дурно о Павле Осиповиче. Они относились друг к другу с уважением. И многие специалисты нашей фирмы говорили о Сухом как о мудром и сильном гене- ральном конструкторе. Только с приходом Симонова в ОКБ Сухого наступил некий антагонизм в отношениях между фирмами. Вернее, он начался еще до его воцарения в кресле генерального. Когда Михаил Петрович стал работать в Минавиа- проме, он уже там развил весьма бур- ную деятельность по ниспровержению микояновской фирмы. Наши конст- рукторские бюро конкурировали. Кон- куренция всегда была жесткой, порой даже жестокой. Михаил Петрович был очень амби- циозный и агрессивный лидер. Кон- структор он был не особенный, но ру- ководитель очень мощный. Говоря сов- ременным языком, как менеджер он любому мог дать 100 очков вперед: в совершенстве владел всеми приемами лоббирования, и в хорошем, и в плохом смысле этого слова. Как мастеру под- коверной борьбы, ударов ниже пояса ему не было равных. Придя на место Минаева и будучи представителем суховского КБ, Миха- ил Петрович Симонов стал проводить политику, отличавшуюся особой агрес- сивностью, целеустремленностью и напористостью, которая была направ- лена в основном на поднятие собствен- ной фирмы и уничтожение конкурен- тов. При этом главную цель конкурент- ной борьбы Симонов видел не в сорев- новании технических достижений - главным для него было уничтожить конкурента. Он приложил немало усилий к тому, чтобы похоронить тематику [“Спира- ли”]. Сначала он мечтал перетянуть все на себя и напрямую обратился к Белякову: “Ничего у вас не получится, отдайте нам эту тему, и мы ее двинем”. И хотя Беляков отказался, его мотор- ности и пробивной силы не хватило на то, чтобы прокладывать путь этой теме дальше. Не было у него, очевидно, и особого желания это делать. Симонов понимал, что развитие “Спирали” имеет большое будущее и под нее будет идти мощное бюджетное финансирование микояновской фир- мы. А при успешной реализации прог- раммы повысится и ее авторитет. По- этому на всех уровнях он начал дока- зывать неактуальность темы. К нему подключились другие сотрудники ми- нистерства, которые стали доказывать Дементьеву бесперспективность про- должения работ: “Петр Васильевич, за- чем тратить средства на эту тематику, которая нам добра не приносит, нас только ругают!” Эти слова падали на благодатную почву: после смерти Ми- наева министр потерял к теме всякий интерес. А с учетом того, что у Симоно- ва было достаточно много единомыш- ленников в ракетно-космической от- расли, не выражавших открыто своего негативного отношения, но админист- ративными и иными ухищрениями тормозивших “Спираль”, он добился главного: тихого закрытия програм- мы1 2. Этому способствовала и политика руководителей Министерства оборо- ны, Птавкомата ВВС и Минавиапрома. Это была политика не только Михаила Петровича. Он был только “гвоздиком”, но одним из таких, которыми намертво забили дверь, ведущую нас к лидерству в космосе и на Земле. Был нанесен ко- лоссальный ущерб обороноспособнос- ти страны и всему нашему космичес- кому хозяйству». После смерти А. А. Гречко пост мини- стра обороны СССР в апреле 1976 г. за- нял Д. Ф. Устинов. Его мнение о перс- пективах развития боевых космичес- ких систем оставалось прежним: по его инициативе в СССР уже разворачива- лись поисковые работы по советской МКС «Энергия-Буран» - адекватному ответу американской системе Space Shuttle. Жизнь ЭПОСа как продолже- ния программы «Спираль» окончатель- но подходила к финалу. Пытаясь сохранить тему «Спираль», Юрий Дмитриевич Блохин, в дополне- ние к заявлениям в министерство, подготовил в феврале 1976 г. справку 1 Надо отдать должное М. П. Симонову: при нем (во время его работы в МАПе и в дальнейшем на посту генерального конструктора ОКБ) «суховцы» почувствовали себя каку Христа за пазухой. Это проявлялось во всем, и в итоге начиная с конца 1970-х - начала 1980-х годов ОКБ имени П. О. Сухого смогло обеспечить себе «режим наибольшего благоприятствования» в отечественной авиации, что позволило фирме лучше других пережить развал СССР и последовавшие за этим смутные времена. Можно привести такой пример: В. П. Лукашевич, работавший в период 1985-1992 гг. в ОКБ имени П. О. Сухого и участвовавший в создании первого корабельного истребителя Су-27К, был свидетелем непримиримой конкурентной борьбы с ОКБ имени А. И. Микояна за место на палубе наших авианосцев. В итоге, несмотря на то что для первоначально предполагавшегося смешанного состава авиакрыла микояновцы создали хороший многоцелевой палубный самолет МиГ-29К, на борту единственного российского авианосца «Адмирал Кузнецов» базируются только самолеты ОКБ имени П. О. Сухого. 2 Справедливости ради нужно отметить три момента: во-первых, М. П. Симонов пришел на должность замминистра МАП с должности первого заместителя генерального конструктора ОКБ имени П. О. Сухого в 1979 г. - к этому времени программа «Спираль» уже фактически сошла на нет под натиском работ по созданию многоразовой космической системы «Буран». Во-вторых, в течение двух лет после смерти А. В. Минаева министру МАП П. В. Дементьеву в самом деле было совсем не до «Спирали»: он был вынужден сначала отбиваться от навязываемой ему извне работы по «Бурану», а затем, после выхода правительственного постановления № 132-51 от 17.02.1976, заниматься организацией НПО «Молния» и созданием кооперации под «Буран». Наличие в такой ситуации внутри МАП собственной альтернативной темы по созданию своей авиационно- космической системы выглядело по меньшей мере странно, и министра можно было понять. А в-третьих, Петр Васильевич Дементьев скончался в 1977 г, поэтому М. П. Симонов, будучи в должности замминистра, никак не мог влиять на Дементьева. Михаил Петрович Симонов, конечно, мог сыграть роль злого демона в судьбе «Спирали» (ведя разговоры с Беляковым, еще будучи заместителем П. О. Сухого в его ОКБ), но, как представляется автору, его роль в этом преувеличена: в воспоминаниях В. Е. Меницкого отражаются сложные взаимоотношения между ОКБ имени П. О. Сухого и ОКБ имени А. И. Микояна. Валерий Меницкий ошибся в одном - на самом деле на место умершего Минаева пришел не М. П. Симонов, а И. С. Силаев, но, продолжая помогать «Спирали», он уже не был тем «локомотивом», каким был его предшественник. 339
Космические крылья Фото из архива НПО «Молния» ▲ Игорь Кириллович Зверев для ЦК КПСС. В ней он пытался убе- дить руководство страны в том, что работы, проводимые по программе ЭПОСа, и полученный в результате расхода около 75 миллионов рублей1 научно-технический задел объектив- но в ту пору были единственной в СССР практической базой для альтер- нативного решения по созданию мно- горазовой транспортной космической системы. Ссылался даже на то, что «и в США фирма McDonnell Douglas свы- ше семи лет проводила успешные ис- следования. а также летные экспери- менты в целях отработки аппарата с несущем корпусом, используя мало- размерные аналоги типа Х-24, от ко- торых можно было бы в дальнейшем перейди к созданию многоместного транспортного орбитального самолета по схеме “несущий корпус”. А уступила фирме Рокуэлл (Rockwell International), протолкнувшей свой проект шаттла благодаря своим более тесным связям с Пентагоном1 2». Обращался с письмом в ЦК КПСС, приводя артументированные доводы за ускорение работ по программе ЭПОС, и ведущий инженер ГНИКИ ВВС Вяче- слав Михайлович Чернобривцев. Но увы... К точке зрения авиационных специалистов так и не прислушались. Закрыть программу было достаточ- но легко, так как проект постановле- ния Правительства о создании «Спира- ли» так и не был подписан из-за отри- цательной резолюции А. А. Гречко. Тем не менее, несмотря на отсутствие офи- циального заказчика в лице Министе- рства обороны, ВВС были кровно за- интересованы в программе, правиль- но видя в ней свой независимый (от Минобщемаша и ГУКОСа) путь в кос- мос. Отношение ВВС к «Спирали» крас- норечиво характеризует такой эпизод, рассказанный3 директором Тушин- ского машиностроительного завода И. К. Зверевым: «На заводе [во время производства изделий “102” и “103” - В. Л.] и космо- навты бывали не один раз, и военные бывали всех родов, и заказывающие управления [Министерства обороны - В. Л.] в том числе. И, в частности, Глав- ком ВВС Павел Степанович Кутахов, который очень тщательно, доскональ- но разбирался в сущности вопроса. На одном из мероприятий в Кремле он нашел меня в толпе, совершенно не- ожиданно для меня отозвал меня в сторону, подальше от шумящей публи- ки, и начал задавать вопросы: как де- ла, как там наша птичка? Дела дви- жутся или нет? Другими словами, он крайне интересовался существом воп- роса, потому что, по сути, он был на- шим заказчиком». Однако отсутствие постановления Правительства о реализации проекта «Спираль» привело к тому, что, начи- ная с 1970-1971 гг. эта тема в ОКБ Ми- кояна оставалась как бы в стороне от основной деятельности предприятия. Такая же ситуация складывалась и на НПО «Молния». Вот как о состоянии дел по «Спирали» на «Молнии» вспоминал Л. М. Богдан: «Это был своеобразный симбиоз: формально тема “Спираль” все еще ос- Основные характеристики ЖРДЗУР5Я24 Масса конструкции, кг 124 Габаритные размеры, мм: длина 1713 диаметр 540 Топливо: окислитель АК-27И горючее ТГ-02 Тяга (у земли), кгс: I режим 18 000 II режим 5000 тавалась на “Зените”, у Шустера, но так как Лозино-Лозинский перешел на “Молнию”4, то под него передали всю документацию на ТМЗ. Но это не пото- му, что там планировали что-то серьез- ное - все уже было ясно. Работы по “Спирали” на ТМЗ представляли собой своеобразный импульс последействия - пусть люди тренируются, пока у них нет настоящей работы. Ведь ТМЗ был единственным заводом во всем МАП, который не имел хорошего Генерально- го конструктора. Был Потопалов, кото- рый делал небольшие ракеты, но хоро- шего конструктора не было». Предотвратить закрытие работ по «Спирали» пытался и ее главный кон- структор Г. Е. Лозино-Лозинский. По свидетельству5 директора ЦНИИ-50 МО СССР6 (в период 1988-1992 гг.) Э. В. Алексеева, Die6 Евгеньевич, зару- чившись поддержкой Бтавкома ВВС, обратился с прямым письмом к перво- му заместителю начальника Генераль- ного штаба Вооруженных сил маршалу С.Ф. Ахромееву. В своем обращении Лозино-Лозинский указал, что «осно- вываясь на принципе летать выше и быстрее, авиация в своем развитии по- дошла и неизбежно перешагнет преде- лы атмосферы, достигнув космических скоростей и высот. Более того, крыла- тые аппараты при достижении косми- ческих скоростей и высот не переста- нут быть по своей природе самолета- ми, но обретут новые свойства и зна- чительно расширят свои возможности и сферы боевого применения». На это обращение маршал грамотно ответил, что «в космосе не летают, а движутся по законам небесной меха- ники. Поэтому он согласен с авиаци- онным принципом летать выше, даль- ше и быстрее, но только в пределах воздушной атмосферы». Таким образом, взлететь ЭПОСу было уже не суждено. Аналог «105.11» можно увидеть и се- годня: после прекращения полетов и не- законченного ремонта он 10 лет хра- нился на стоянке ЭМЗ имени В. М. Мя- сищева в ЛИИ имени М.М. Громова (г. Жуковский), пока 1 сентября 1989 г. не был передан в качестве экспоната в Музей ВВС в подмосковном Монино. Самолет-носитель Ту-95КМ плани- ровалось переоборудовать в носитель экспериментального гиперзвукового самолета «139», а дальнейшие планы предусматривали его использование 1 Для сравнения - на программу Dyna-Soar до ее закрытия 10 декабря 1963 г. американцы успели потратить 410 миллионов долларов. 2 Забегая далеко вперед, с позиций сегодняшнего дня можно сказать, что для воздушно-космического самолета схема «несущий корпус» в самом деле имеет определенные преимущества перед крылатой «бесхвосткой» («Бураном» или «Шаттлом») с точки зрения компоновки, использования внутренних объемов и оптимизации теплозащиты за счет меньшей площади омываемой поверхности. Однако выбор между двумя конкурирующими схемами (крылатая и «несущий корпус») неоднозначен - его необходимо проводить исходя из конкретных особенностей каждого проекта и решаемых им задач (технического задания). 3 Интервью В. П. Лукашевичу 17 января 2007 г. Заметим, что связь Лозино-Лозинского с ОКБ Микояна до конца 1970-х годов была очень тесной. Он, например, держал тесный личный контакт с Меницким в надежде переманить его ведущим летчиком-испытателем на «Молнию». 5 Интервью В. П. Лукашевичу 6 июня 2007 г. 6 Центральный НИИ космических средств (ЦНИИ-50) Минобороны СССР в 1972 г. был выделен из «ракетного» ЦНИИ-4 и занимался вопросами военного применения космической техники. С образованием Военно-космических сил России являлся их головным научно-исследовательским центром; в 1995 г. ему было присвоено имя М. К. Тихонравова. С ликвидацией ВКС в 1997 г. был передан в состав ГКНПЦ имени М. В. Хруничева. 340
Летающий «лапоть» в качестве носителя эксперименталь- ного летательного аппарата для испы- таний гиперзвуковых ПВРД, которые должны были найти применение на беспилотном самолете-разведчике, разрабатывавшемся в ОКБ А. Н. Тупо- лева в рамках темы «Ворон». Однако эти программы не были завершены. После передачи всей конструкторс- кой документации на ТМЗ началась подготовка производства и постройка последующих самолетов-аналогов экс- периментальной серии. В период после 1976 г. на ТМЗ в дополнение к дубненс- кому дозвуковому аналогу«105.11» был также построен аналог орбитального самолета для испытаний на сверхзву- ковой скорости «105.12» (серийный №7510511201) и началась сборка ги- перзвукового аналога «105.13» (серий- ный №7510511301). Изготовление всех аналогов ЭПОСа было максимально унифицировано: основные конструкторские решения по всем комплектациям аналогов орби- тального самолета были выполнены в единой сквозной схеме, благодаря ко- торой 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 до- полнительное и более совершенное оборудование. В будущем это также позволяло сократить время на подго- товку производства самих орбиталь- ных самолетов. Сверхзвуковой аналог«105.12» также был оборудован поворотными консоля- ми крыла, способными изменять попе- речный угол установки консолей V в диапазоне от +45 до - 5° (у=95° вниз от вертикали1). Вместо первоначально предполагавшихся двух ЖРД 5Д21М разработки ОКБ-117, которые достать не удалось1 2, на «105.12» были установ- лены два ЖРД от первых ступеней зе- нитных ракет 5Я24, которые произво- дились на ТМЗ и стояли на вооружении ПВО Московского военного округа. При этом появилась возможность немного изменить направление вектора тяги для лучшей динамики разгона. Исполь- зование серийных двигателей также позволяло отказаться от проведения большого объема стендовых испыта- ний. Но одна проблема все же остава- лась - необходимо было отработать топливную систему, которую по усто- явшейся в авиации традиции спроек- тировали не производители силовой установки, а разработчики «105.12» в лице отдела Виктора Саенко. Трудность была в том, что внутри Минавиапрома было сложно найти стенд отработки не ракетной, а авиационной топливной системы, которая работает на токсич- ных компонентах топлива. НПО «Мол- ния» было вынуждено обратиться за помощью к В. П. Птушко, так как в под- ведомственном ему НПО «Энергомаш» необходимое оборудование имелось. Но Птушко, естественно, отказал. Согла- сился помочь только Петр Дмитриевич Грушин (по личной просьбе Дементье- ва), который провел полный цикл ис- пытаний топливной системы3. Одной из сложнейших задач подго- товки изделия «105.12» к испытаниям была разработка средств самолетной заправки на токсичном топливе. Имен- но самолетной, а не ракетной! Обра- щаться на предприятия других минис- терств было нельзя, а внутри Минавиа- прома такой системы не было - авиа- ция на таких топливах не летает... Выручило свердловское предприятие «Пневмомашина», спроектировав и из- готовив аэродромный заправочный комплекс, представлявший собой це- лый состав из нескольких десятков ав- томобильных платформ. По свидетель- ству В. В. Студнева, согласование, про- изводство и изготовление такого комп- лекса в условиях отсутствия правитель- ственного постановления было слож- нейшей задачей, для решения которой пришлось привлечь Германа Титова: «Когда Саенко сделал для “Спирали” заправочные пистолеты, мы ездили в Свердловск для организации ресурс- ных испытаний, которые нам никак не согласовывали. Пришлось, как обычно, брать с собой в поездку кого-нибудь из космонавтов. В конце-концов нам сог- ласовали, но было заметно, что с каж- дым разом становилось все тяжелее, тяжелее, тяжелее... Чувствовалось, что нас окончательно задавливают... Когда начались полеты “105.11”, и мы приступили к сборке “105.12”, на- ши обычные контакты на производ- ственном уровне перестали работать - нам понадобились большие начальни- ки, которые могли бы решать вопросы с советской властью. И здесь нам очень помогал Герман Титов. Мы с ним дого- ворились так: - Я буду решать технические вопро- сы, а ты, Герман, давай взаимодей- ствуй с представителями советской и партийной власти. Герман Степанович делал это блес- тяще! Тогда любили общаться с космо- навтами, а Титов не просто был космо- навтом №2, он был очень интеллиге- нтным человеком, мог прекрасно гово- рить - я всегда восхищался, когда он начинал говорить. Красиво, увлечен- ▲ ЖРД зенитной управляемой ракеты 5Я24. но! У него был испытанный прием - он, например, каждый раз на очеред- ной встрече с партийно-хозяйствен- ным активом какого-нибудь города проникновенно рассказывал, что у них будет построен новый большой аэро- дром “для ракетопланов”. Народ после такой его речи вскакивал с мест, хва- тался за пиджаки и в панике бежал ко мне со словами: - Ради Бога, отговорите его, не надо нам здесь никакого аэродрома! Мы 1 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. 2 Предполагалось также использовать два ЖРД «авиационного» ОКБ Н.Д. Кузнецова (г. Куйбышев) на топливе АТ + НДМГ, привлекались ОКБ А. М. Люльки и Тураевское МКБ, нои с этим ничего не получилось... В. В. Студнев вспоминал: «Пытаясь все организовать, мы много ездили по разным фирмам вместе с Дементьевым. Или приглашали оттуда различных спецов и слушали, как с ними ругался Глеб Евгеньевич». 3 Интересная деталь, которая отчасти помогает пролить свет на «каналы влияния», задействованные разработчиками «Спирали» - испытания в «грушинской» фирме организовывал Владимир Семичастный. Его отец, В.Е. Семичастный, до 1967 г. возглавлял КГБ СССР. Добавим, что впоследствии В. В. Семичастный перешел на работу в НПО «Молния». 341
Космические крылья Вам любую вашу бумагу подпишем, но не надо нам этого... Так и был сделан заправочный ком- плекс для “105.12”. Нужно сказать, что самые сложные технические и органи- зационные проблемы расшивались Геннадием Петровичем Дементьевым. Лозино-Лозинский, конечно, участво- вал во всем, но нельзя забывать, что Птеб Евгеньевич успел при этом [за последние годы пребывания в ОКБ Микояна - В. Л.] сделать МиГ-29». Но вернемся к сверхзвуковому само- лету-аналогу «105.12». Так как двигатели от зенитных ра- кет были меньшего размера (по срав- нению с изначально планировавши- мися 5Д21М), то для их размещения хватало места без переделки фюзеляжа ЭПОСа. Поэтому было принято реше- ние собирать самолет-аналог «105.12» по документации изделия«105.11», при этом кабина тоже повторяла кабину первой летной машины и была без от- деляемой капсулы летчика. Бортовое оборудование также было в основном аналогичным оборудованию «105.11», что исключало необходимость написа- ния новых ТЗ и дополнительные испы- тания. Все работы выполнялись под общим руководством НПО «Молния», но при этом всем занимался Юрий Дмитрие- вич Блохин, а Лозино-Лозинский осу- ществлял только общее руководство. Л. М. Богдан вспоминал: «Бтебу Евгеньевичу докладывались только основные моменты, например: - Мы решили делать вот так. - Давай, друже! в. П. Лукашевичу посчастливилось неоднократно встречаться и беседовать с Глебом Евгеньевичем Лозино-Лозинским. Он был настоящим Инженером и Личностью, у него была поразительная память и очень емкая речь. Благодаря диктофонным записям сейчас есть возможность дословно привести ответы Глеба Евгеньевича на вопросы автора, сохранив стилистику его речи. Справедливости ради приведем еще одну характеристику Глеба Евгеньевича, которую ему дал его заместитель в НПО «Молния» по летным испытаниям С. А. Микоян, отвечая на вопрос автора о его роли как руководителя проекта по созданию планера «Бурана» и его личности: «Это сложный вопрос. Человек он, безусловно, был талантливый, одаренный, с очень большой технической эрудицией, очень быстро схватывающий, знающий очень много областей техники. И при этом упорный и волевой. Я думаю, что если бы не он, не его характер, не его способности, мы бы вряд ли осилили создание «Бурана». Потому что он действительно держал в руках не только работу нашей фирмы, но и всех смежников, был для них мощным импульсом и толкачом. Без смежников эту тему вообще нельзя было сделать, в ней смежники играли колоссальную роль. Безусловно, только благодаря ему эта работа была сделана. Точнее, без него она не была бы сделана именно так. Но в то же время у него, как у человека и как личности, были и отрицательные качества. Например, у нас на «Молнии» не осталось, пожалуй, ни одного человека, на которого бы он не кричал, причем достаточно зло. Я думаю, он уважал людей как работников, а по-человечески он их не очень ценил. Это касается всех работ, которые он проводил, - и на фирме Микояна в качестве заместителя главного конструктора по силовым установкам, и на «Спирали» - его первой самостоятельной работе в качестве главного конструктора». У него было два обращения: “друже” и “коллега”. “Коллега” - это для тех, кто по- дальше, а “друже” - для тех, кто поближе. А иногда, как ему понравится - сегодня он меня любит, а завтра нет. Поэтому я сегодня “друже”, а завтра - “коллега”». Разработанный профиль сверхзву- кового полета выглядел следующим об- разом. Сброс с самолета-носителя про- исходит на высоте 11 000 м при ско- рости М=0,8. Снижаясь в планирую- щем полете, пилот отклоняет управля- ющие поверхности на 12° для создания кабрирующего момента и на высоте 10 300 м при скорости М = 0,65 включа- ет ракетный двигатель 5Я24. Сброс от- работавшего ускорителя происходит на высоте 15 500 м при достижении скорости М= 1,69. В этот момент тра- ектория имеет наибольший угол воз- вышения к горизонту, равный 26°. Дальше аппарат летит по инерции с потерей скорости по траектории, близ- кой к параболе, поднимаясь в наивыс- шей точке до 16 500 метров1. Имея око- лозвуковую скорость (М= 1), аппарат в этот момент находится практически над ВПП. Затем начинается участок равновесного планирования, в ходе ко- торого летчик выполняет правый раз- ворот на высоте 11000 м (при М=0,7) и на высоте около 6000 м при достиже- нии скорости 420 км/ч запускает тур- бореактивный двигатель РД36-35К. В случае отказа двигателя летчик совер- шает правый разворот на 90° и выхо- дит в створ ВПП, после чего совершает планирующую посадку. При нормальном запуске двигателя летчик отворачивает на 90° влево и co- вершает обычную посадку после вы- полнения штатной «коробочки». Сверхзвуковой аналог «105.12» дос- тиг высокой степени готовности - соб- рали каркас (кроме теплозащитного экрана), начали устанавливать систе- мы, осталось осуществить доработки (на нем, как и на «105.11», наблюда- лись «хлопуны» верхних панелей об- шивки), но... на завод стали поступать первые чертежи «Бурана». И на одном из производственных совещаний было сказано: - Все, «Спираль» закончилась, начи- наем делать «Буран»! ...Уникальная машина «105.12» стоя- ла никому не нужной в 45-м цехе ТМЗ до конца 1970-х годов... Теплозащитный экран на ней так и не установили - сво- еобразная тренировка ТМЗ перед «Бу- раном» закончилась. Одно время на ней пытались проводить ресурсные испы- тания, но с окончательным прекраще- нием полетов «105.11» ее, как у нас во- дится, попросту растащили по частям... У гиперзвукового аналога «105.13»1 2 (серийный №7510511301) был изго- товлен только фюзеляж, который при- нимал участие в испытаниях ТЗЭ в термобарокамере. Теплопрочностные испытания аналога «105.13» проводи- лись на специальном стенде КТПИ в ЦАГИ. Они показали, что при спуске в атмосфере при угле атаки 53° при гипе- рзвуковом качестве 0,8 основная теп- ловая нагрузка воспринималась ТЗЭ, который нагревался до +1500 °C. Ос- тальные элементы конструкции, нахо- дясь в аэродинамической тени от ТЗЭ, нагревались значительно меньше. Эксперименты показали, что в случае уменьшения угла атаки до 30° гиперзву- ковое аэродинамическое качество воз- растало до 1,5, существенно увеличи- вая возможную величину бокового ма- невра до 1500-1800 км. Но в этом случае нагрев ТЗЭ увеличивался до +1700 °C - рубежа, предельно допустимого для имевшихся в разработке сплавов. В процессе наземной экспериментально- стендовой отработки теплозащиты бы- ли достигнуты рабочие температуры до + 1300 °C, однако, несмотря на то что полный цикл испытаний не был завер- шен, расчетный ресурс теплозащиты оценивался в более чем 50 полетов. Тем не менее, как позднее вспоминал Г. Е. Лозино-Лозинский, «для металли- ческой теплозащиты так и не удалось решить проблему остаточного коробле- ния металла при циклических темпера- турных нагрузках. Становилось очевид- но, что теплозащита из жаропрочных 1 Как тут не вспомнить «непонятный» полет П. М. Остапенко 8 августа 1978 г., когда он перед встречей с ЭПОСом, пилотируемым А. Г. Фастовцом, забрался на своем истребителе сопровождения на высоту 18 км. 2 Уже перед самой сдачей в печать сверстанной (!) рукописи нашей книги в руки автора попал документ за подписью О. Н. Некрасова, озаглавленный «Спираль» - основа современных и перспективных авиационно-космических технологий» (вариант статьи для журнала «Авиационная техника и технологии», №4, 1999) В документе сказано, что «...испытания сверхзвукового “105-12” и гиперзвукового “105-13” [планировалось провести, - В.Л.] при использовании в качестве разгонной ступени знаменитой королевской “семерки”. Надо отдать должное Сергею Павловичу - он, имея глубокие авиационные корни, горячо поддерживал идею создания крылатого орбитального самолета и неоднократно встречался с А.И. Микояном, предлагая совместную работу. Правда, “Спираль” при этом становилась другой. К сожалению, ранняя кончина С. П. Королева не позволила воплотить эти идеи». Это не только объясняет рисунок орбитального самолета на двухступенчатой Р-7 в аванпроекте, но и демонстрирует неоднозначное отношение С. П. Королева к «Спирали». А также свидетельствует о том, что история ВОС «Спираль» содержит еще очень много белых пятен... 342
Летающий «лапоть» Фото Н. Чеканова Фото Н. Чеканова ▲ Восстановление эмблемы Дубненского филиала ОКБ-155 ▼ Поскраска приборных досок AV Восстановление бортового номера. Волонтеры Николай Чеканов и Софья Ковалёнок за работой Фото Н. Чеканова фото Н. Чеканова' сплавов сложна и громоздка в эксплуа- тации, и решить с ней задачу чрезвы- чайно тяжело - нужно искать другие ма- териалы». Нужно подчеркнуть, что вре- мя ЭПОСа к этому моменту уже прошло, и разработчики кварцевого плиточного теплозащитного покрытия (ТЗП) рабо- тали уже целиком на «Буран». Вот как Лозино-Лозинский описыва- ет стадию перерастания проекта «Спи- раль» в полеты «БОРов»: «Для обеспечения уверенности в аэро- динамических расчетах и особенно в качестве созданной кварцевой плиточ- ной теплозащиты было принято реше- ние на каком-то изделии типа модели космическою аппарата смонтировать теплозащиту и на траектории спуска, схожей с траекторией спуска “Бурана”, проверить ее надежность. Так как была достаточно хорошо и расчетно, и на продувках экспериментально отрабо- тана и выведена та уверенная по аэро- динамическому качеству и по управля- емости конфигурация орбитального са- молета “Спираль”, то было решено в масштабе 1:2 сделать модель, которую назвали БОР-4, которая обеспечивала и возможность выполнения траекто- рии, близкой к траектории спуска “Бу- рана”, и позволяла разместить доста- точное количество плиток теплозащи- ты, имея в виду, что температурные ре- жимы и внешние нагрузки на эти плит- ки будут очень близки к тем, которые должны иметь место в процессе натур- ного полета “Бурана”. Таких изделий было сделано четыре, они полностью подтвердили надежность перерасчета результатов продувок в трубах на нату- ру и подтвердили качество изготовлен- ных плиток теплозащиты, что и было в последующем доказано результатами полета “Бурана”. Следует отметить, что метод использования этой конфигура- ции орбитального самолета был начат Летно-исследовательским институтом в конце 1960-х годов на небольших мо- делях, на которых проверялась непос- редственно правильность расчетов и результатов продувок орбитального са- молета типа “Спираль”. Тогда эти более маленькие по своим размерам модели орбитального самолета, запускаемые с помощью одноразовых носителей, на- зывались БОР-1, БОР-2 и БОР-3, и они успешно прошли необходимый объем летных испытаний, подтвердив наше умение, пользуясь результатам проду- вок, делать перерасчет на натуру». Так, используя созданный задел по «Спирали», уже после закрытия прог- раммы для проведения комплексных натурных испытаний различных ти- пов теплозащиты (включая кварцевую) были возобновлены запуски БОРов. Прежде чем перейти к рассказу об этих полетах, скажем несколько слов о земной судьбе ЭПОСа. После прекра- щения испытаний с самолета было час- тично демонтировано оборудование, и он был передан в Центральный музей ВВС (под инвентарным №13576/142), расположенный на территории Воен- но-воздушной академии имени Ю. А. Га- гарина в подмосковном г. Монино. С тех пор самолет все время находился под открытым небом и, как и прочие экспо- наты, постепенно ветшал. Несмотря на жесткий пропускной режим музея, аппарат достаточно серьезно постра- дал от вандалов - были частично утра- чены приборы и другое оборудование кабины, некоторые внешние элемен- ты. После одной такой крупной пропа- жи пришлось заварить люк кабины. В рамках подготовки к шоу «Летаю- щие легенды-2004» ЭПОС был совер- шенно бездумно покрашен некачест- венной серебрянкой - в результате бы- ли потеряны оригинальные звезды, эмблема-логотип Дубненского филиала ОКБ имени А. И. Микояна, бортовой но- мер и вся нанесенная на внешнюю по- верхность техническая информация. В 2008 г., по инициативе Феликса Александровича Сорокина и по догово- ренности с администрацией Музея за восстановление ЭПОСа взялась волон- терская организация www.aviarestor- er.ru. Группу реставраторов ЭПОСа возглавил Николай Чеканов. 343
Космические крылья Фото Н. Чеканова ▲ 17 августа 2008 г. День открытых дверей в Центральном музее ВВС в подмосковном Монино. Активные работы непосредственно на аналоге начались в мае 2008 г. Сна- чала, впервые за многие годы, аппарат был помыт Затем были подготовлены к покраске внешние поверхности, на которые были нанесены звезды, пок- рашены законцовка киля и заглушка реактивного сопла. Через несколько дней была вскры- та пилотская кабина. Ее вычистили от накопившихся грязи и пыли и провели анализ комплектности внут- реннего оборудования и пилотаж- ных приборов. Приборные доски и панели были демонтированы для покраски и доукомплектации. После покраски в сигнализаторы цент- ральной приборной доски были встроены светодиоды. Следующим этапом стало восстанов- ление уникального космического лого- типа и бортового номера, для нанесе- ния которых были изготовлены специ- альные трафареты. Обновленный ЭПОС предстал пе- ред публикой на Дне открытых две- рей 17 августа 2008 г. Перед самоле- том были выставлены тематические стенды, рассказывающие посетите- лям о программе «Спираль» и испыта- ниях самолета-аналога, а сами волон- теры облачились в высотно-компен- сирующие костюмы. К люку самолета была приставлена стремянка, позво- лявшая каждому желающему загля- нуть внутрь кабины. Добавим, что все работы на ЭПОСе волонтеры выполнили за свой счет. Восстановление первоначального облика самолета-аналога «105.11» №1-01 является данью памяти этой незаслуженно забытой машине и программе «Спираль» в целом. Мы пе- рестаем быть «Иванами, не помнящи- ми своего родства»... Постскриптум Ближе к прекращению работ по «Спирали» как отчаянное средство ак- тивизации работ в обстановке стро- жайшей секретности стала изучаться возможность осуществления первого запуска орбитального самолета на PH «Союз». Вся программа получила кодо- вое обозначение «операция Внук». Это была уже агония проекта. Инициаторы операции «Внук» исходили из предполо- жения, что если удастся эффектно про- демонстрировать высшему руковод- ству страны орбитальный самолет в действии, то средства на продолжение программы «Спираль» найдутся. Пла- ном операции предполагалось органи- зовать силами Минавиапрома выстав- ку новой авиационной техники в под- московном аэропорту «Внуково» и при- гласить на нее членов Политбюро во главе с Генеральным секретарем ЦК. И в самый разгар осмотра экспозиции взо- ру высоких гостей должен был пред- стать... орбитальный самолет, призем- ляющийся на специально подготовлен- ную полосу после космического полета! В ходе проработки сценария также рассматривалась возможность замены запуска с Байконура на испытанный сброс с самолета-носителя. Это позво- ляло обойтись только силами МАПа и исключить противодействие МОМа. Сегодня очевидно, что операцию «Внук», результат которой должен был «открыть глаза» руководству страны, было бы невозможно подготовить и провести в тайне от самого этого руко- водства. Но сам факт партизанских методов защитников программы «Спи- раль» говорит об их отчаянном поло- жении и об их уверенности в том, что главным тормозом является админи- стративно-чиновничий аппарат Ми- нобороны и противодействие «ракет- ного лобби» в лице Минобщемаша и ГУКОСа. И об их безграничной вере в необходи- мость и преимущества своего проекта... 344
Глава 17 МОРСКАЯ ОДИССЕЯ БОРов Второе поколение БОРов Одной из основных проблем созда- ния аппаратов, возвращающихся из космоса, является задача защиты конструкции от аэродинамического нагрева на участке спуска и интенсив- ного торможения в атмосфере. Нагрев обусловлен тем, что набегающий воз- дух (а скорость встречного потока рав- на скорости полета) тормозится на по- верхности аппарата (или перед ней) с преобразованием кинетической энер- гии в тепловую. Теоретически, если обтекание имеет установившийся характер и не проис- ходит переноса тепла посредством из- лучения внутрь конструкции, то тем- пература поверхности (обшивки) будет близка к так называемой температуре адиабатического торможения. Чтобы представить себе влияние тор- можения набегающего потока воздуха на температуру поверхности, приведем пример роста этой температуры при движении тела в нижней стратосфере, на высотах 11-25 км, где температура воздуха постоянна и близка к -56°С (те. 217 К). При движении со ско- ростью М = 2 температура торможения 390 К вызовет нагрев поверхности на 173°; на скорости М = 3 температура торможения 606 К даст прирост темпе- ратуры поверхности на 389°, для ско- рости М = 5 температура торможения составит 1300 К и добавит к темпера- туре поверхности уже 1083°, а для ско- ростей М = 10 температура торможения 4550 К нагревает лобовую поверхность на немыслимую величину - на 4333°! Но на практике все гораздо сложнее. Переизлучение тепла нагретой обшив- кой снижает ее температуру, но в то же время при движении в воздушной среде со сверхзвуковой скоростью из-за сжи- маемости воздуха перед аппаратом воз- никает ударная волна, в которой ско- рость движения молекул воздуха (по от- ношению к движущемуся объекту) скач- кообразно меняется со сверхзвуковой на дозвуковую. При этом львиная доля теп- ла уносится потоком и не достается по- верхности КА. И хотя воздух на больших высотах крайне разрежен, благодаря космическим скоростям входа в атмос- феру температура воздуха во фронте ударной волны может достигать 28 000° по шкале Кельвина - в 5 раз выше, чем температура на поверхности Солнца! Поверхность аппарата, находящаяся заударной волной, нагревается меньше, но интенсивность нагрева существенно зависит от шероховатости и типа мате- риала самой поверхности. Шерохова- тость влияет на характер обтекания по- верхности воздухом, т. е. определяет ин- тенсивность трения, обусловленного вязкостью воздушного потока. Спокой- ное (ламинарное) обтекание вызывает умеренный нагрев, в то время как нали- чие неровностей вызывает интенсивное вихреобразование, и поток становится турбулентным, повышая температуру поверхности еще на 150-200°\ Ситуацию усугубляет то, что в набе- гающем потоке воздуха молекулы из- за высокой температуры распадаются на заряженные ионы (этот процесс на- зывается ионизацией) или на более простые частицы (диссоциация), обра- зуя плазму, которая может химически взаимодействовать с материалом пове- рхности (в зависимости от степени его каталитичности, те. химической ак- тивности), изменяя его свойства и вы- зывая дополнительный нагрев. Общая степень нагрева лобовых кро- мок и других выступающих частей ап- паратов при спуске в атмосфере суще- ственно зависит от интенсивности торможения, обусловленной углом на- клона траектории спуска, аэродинами- ческих качеств аппарата и местных уг- лов атаки. У спускаемых аппаратов космичес- ких кораблей, имеющих малое аэроди- намическое качество (менее единицы) и не способных к осуществлению пла- нирования, температура лобовых по- верхностей может достигать несколь- ких тысяч градусов. В таких случаях, как правило, используется теплозащи- та на основе абляционных материа- лов1 2, принцип действия которых осно- ван на последовательном уносе тепла за счет оплавления, испарения, разло- жения и химической эрозии раскален- ного поверхностного слоя защитного покрытия. Из существующих абляци- онных материалов в космической тех- нике наибольшее применение получи- ли обугливающиеся пластмассы на ос- нове фенольных, кремнийорганичес- ких и других синтетических смол, со- держащих в качестве наполнителей уг- лерод (в том числе графит), двуокись кремния (кремнезем, кварц), найлон и некоторые другие вещества. В силу своего одноразового характера и иска- жения формы аэродинамических пове- рхностей абляционные материалы не применимы в качестве основного теп- лозащитного покрытия (ТЗП) в кон- струкции многоразовых космических кораблей. В то же время крылатые орбиталь- ные корабли имеют аэродинамическое качество, позволяющее снизить мак- симальные температуры поверхности при спуске до значений 1200-1700 °C, что делает возможным создание мно- 1 Может показаться, что повышение на 150-200° при общей температуре поверхности 1500-1700° - это не так значительно. Однако верхний температурный предел теплостойкости основных конструкционных материалов как раз-то и лежит в диапазоне 1500-1800°, причем в этой зо- не нагрев очень сильно влияет на ресурс. Вот когда температура составляет 600-800°, лишние 150-200° менее критичны с точки зрения мате- риалов, а когда все на пределе - приходится бороться почти за каждый десяток градусов. Отсюда и все ухищрения по затягиванию ламинар- ного обтекания (зазоры, ступеньки и веерный раскрой плиток) и снижению каталитичности поверхности (а это еще 150-200°). 2 Исключением является возвращаемый аппарат (ВА) транспортного корабля снабжения комплекса «Алмаз» разработки КБ В. Н. Челомея. Конструкция теплозащитного экрана ВА из композиционного материала на основе стеклопластиковой матрицы и фенолформальдегидной пропитки была изначально рассчитана на многократное (до 10 раз) применение при условии достаточно сложной и очень длительной процедуры восстановления теплозащиты. Кроме того, применение (производство и последующее предполетное восстановление) такого теплозащитного покрытия площадью в несколько десятков квадратных метров технологически очень трудоемко. 345
Космические крылья горазовой теплозащиты на основе уг- леродных и кварцевых материалов или реализацию многоразовой тепло- защиты, основанной на принципе го- рячей конструкции планера. Но тепло- защита конструкции в любом случае необходима, т. к. при обтекании высо- котемпературным потоком разрежен- ного и диссоциированного воздуха с температурой в равновесном состоя- нии около 6000 К в течение 15-20 ми- нут на поверхности носового кока и ло- бовых кромок крыла создается равно- весная температура, превышающая температуру плавления углеродистых сталей, а на нижней поверхности кры- ла и фюзеляжа - температуру плавле- ния серого чугуна и меди. Особенности горячей конструкции мы подробно рассмотрели на примере «Спирали». Она предполагает в качестве основного силового элемента простран- ственную ферму с внутренними тепло- выми барьерами, массивным донным экраном, воспринимающим основной тепловой поток, и локальной теплоза- щитой всех жизненно важных агрегатов и оборудования с помощью внутренних теплозащитных экранов. При всей ее кажущейся простоте горячая конструк- ция может быть реализована только пу- тем применения жаропрочных сплавов на основе никеля, кобальта, молибдена и других дорогих металлов, а также вы- соколегированных сталей со сложными технологическими процессами произво- дства и нанесения защитных противо- окислительных покрытий. Горячая конструкция применима для сравнительно небольших крылатых ап- паратов (стартовой массой до 20 т), вы- полняющих к тому же узкоспециальные задачи в космосе. При увеличении мас- сы (и, что немаловажно, размеров) аппа- рата сложность реализации горячей конструкции неизмеримо возрастает. Достаточно сказать, что площадь тепло- защитного экрана растет пропорцио- нально квадрату линейных размеров, а его масса - пропорционально кубу1. К тому же все жаропрочные сплавы име- ют высокую удельную массу, что только обостряет весовые проблемы. В резуль- тате создание такого экрана при соблю- дении требования постоянства его аэро- динамических обводов во всем эксплуа- тационном диапазоне температур явля- ется сложнейшей инженерной задачей. При росте размеров проблема темпера- турного расширения (и остаточного ко- робления) металла выходит на первый план. При этом не нужно забывать, что в проекте «Спираль» конструкторам уда- лось решить проблему теплозащиты крыла орбитального самолета склады- ванием его консолей, но использование такого технического решения при росте размеров конструкции не всегда воз- можно, поскольку ведет к неоправдан- ным весовым издержкам. Выходом в этом случае может быть применение системы активного охла- ждения наиболее теплонапряженных элементов - носового кока, нижней по- верхности фюзеляжа и лобовых кро- мок крыла, а также оперения. Однако создание такой системы само по себе является сложнейшей инженерной за- дачей, а кроме того, требует наличия бортовых запасов очень теплоемкого хладагента, который, испаряясь, мог бы охлаждать нагретые элементы конструкции. Хладагентом может быть один из криогенных компонен- тов топлива, например жидкий водо- род, кислород или метан. Правда, здесь возникает другая проблема - не- рациональное использование хлада- гента. Дело в том, что система актив- ного охлаждения работает только на этапе торможения в атмосфере, т. е. на участке планирующего безмоторного спуска. А так как в этот момент двига- тель не работает, то газифицирован- ные после охлаждения конструкции компоненты топлива должны просто сбрасываться за борт. Именно поэтому активное охлаждение конструкции криогенными компонентами топлива перспективно для будущих ВКС, аэро- динамический нагрев конструкции которых происходит на участках поле- та в атмосфере - при разгоне с работа- ющими двигателями или при спуске с орбиты. В последнем случае для ох- лаждения могут использоваться ос- татки криогенных компонентов в топ- ливных баках. При выборе горячей конструкции для крупногабаритного транспортного орбитального корабля возникает еще одна серьезная проблема: скомпоно- вать аппарат, используя традицион- ные в авиации принципы проектиро- вания, очень сложно. Это обусловлено тем, что, во-первых, в конструктивно- силовых схемах тяжелых крылатых ап- паратов используется не силовая фер- ма, а продольно-поперечный силовой набор из шпангоутов, лонжеронов (стенок) и стрингеров, неприемлемых с точки зрения требований горячей конструкции. Во-вторых, классичес- кий внутренний силовой набор с уче- том заданного уровня весового совер- шенства конструкции предполагает и классические (для авиации) конструк- ционные материалы - алюминий, ти- тан и легированные стали, широкое применение которых, в особенности алюминия, трудно совместить с горя- чей конструкцией. (Например, темпе- ратура конструкций из основного алю- миниевого сплава Д-16Т не должна превышать +160 °C). А в-третьих - у тяжелого транспортного самолета (в нашем случае - орбитального корабля) основной внутренний объем занимает грузовой отсек, для которого нужно обеспечить практически комнатные температурные условия. В случае го- рячей конструкции выполнение этого требования может быть вообще нереа- лизуемым, поскольку конструктивные ухищрения могут свести на нет всю по- лезную грузоподъемность аппарата. Таким образом, при развертывании работ по созданию отечественной мно- горазовой космической системы «Бу- ран» в середине 1970-х годов было оче- видно, что использовать горячую кон- струкцию для орбитального корабля со стартовой массой более 100 т, имеюще- го внутренний грузовой отсек объемом более 320 м3 и грузоподъемность 30 т, неприемлемо. Это, кстати, подтверж- далось и холодной конструктивно-си- ловой схемой американского оппонен- та - корабля системы Space Shuttle. Оставалось только одно решение - про- ектировать «Буран» на базе традицион- ных для тяжелых транспортных само- летов конструктивных решений, а всю внешнюю поверхность закрыть на- ружным пассивным теплозащитным покрытием на основе очень термостой- кого материала с минимальной теп- лопроводностью и большой теплоем- костью для исключения нагрева внут- реннего планера корабля. Исследования показали, что необхо- димыми для создания пассивной мно- горазовой теплозащиты свойствами обладают два природных материала - углерод и кварц (на самом деле таких материалов очень много, но уже на первом этапе имеет смысл ограничить список приемлемой величиной). Тер- мостойкость этих природных материа- лов была известна давно (достаточно вспомнить упоминание о «перспектив- ных пенокерамиках» в аванпроекте «Спирали»), но технологии создания на их основе пригодных конструкцион- ных материалов к середине 1970-х го- дов в СССР не существовало. Такие ма- териалы, как и технологии их произво- дства, еще только предстояло создать. С самого начала теплового проекти- рования «Бурана» было очевидно, что для теплозащитного покрытия придет- ся использовать несколько типов теп- лозащиты на основе различных мате- риалов - настолько разными были как температурные условия на различных участках поверхности корабля (рабо- чий диапазон температур от -120° до + 1800 °C), так и свойства самих мате- риалов. Создать единое теплозащит- ное покрытие, одинаково оптимальное для всех диапазонов эксплуатацион- ных температур, на сегодняшний день не представляется возможным. В результате длительной, кропотли- вой и трудоемкой работы советским специалистам удалось создать три ос- новных типа надежного и технологич- ного многоразового теплозащитного покрытия орбитального корабля. Для самой теплонапряженной зоны - носо- В авиации эта зависимость получила название «закон квадрата-куба», который в общем виде звучит так: при увеличении линейных размеров самолета взлетная масса растет пропорционально квадрату коэффициента линейного увеличения, а масса силовой конструкции - пропорционально кубу коэффициента линейного увеличения, и относительная величина полезной нагрузки линейно уменьшается. 346
Морская одиссея БОРов вого кока и передних кромок крыла бы- ла разработана теплозащита из жароп- рочного композиционного углерод-угле- родного материала «Гравимол»1. Этот материал имел рабочий диапазон тем- ператур 1250-1650 °C, но обладал высо- кой плотностью 1,85 г/см3, что не по- зволяло использовать его для теплоза- щиты всей поверхности «Бурана» - об- щая масса теплозащитного покрытия в этом случае составляла бы более 40 т! Поэтому для диапазона температур 350-1250 °C пришлось разработать дру- гое, более легкое покрытие на основе су- пертонкого кварцевого волокна из дву- окиси кремния SiO2. Из-за высокой хрупкости кварцевой теплозащиты да- же незначительный прогиб защищае- мой металлической обшивки вызвал бы ее отрыв или разрушение, поэтому для снижения отрывающих усилий и внут- ренних напряжений кварцевая тепло- защита выполнялась в виде отдельных плиток, наклеиваемых на обшивку че- рез демпфер (фетровую подложку). Кварцевая плиточная теплозащита получилась очень дорогой при изго- товлении и трудоемкой при установке на защищаемую поверхность, поэтому для зон со сравнительно низкими ра- бочими температурами (ниже 650 °C) были разработаны более простые в из- готовлении и, соответственно, более дешевые покрытия в виде гибких мно- гослойных матов из термостойких во- локнистых материалов. Перед установкой на орбитальный корабль все типы теплозащиты пред- стояло всесторонне испытать и прове- рить. Высокая сложность и стоимость создания и летных испытаний корабля требовали соответствующего подхода к отработке всех систем, при этом тепло- защите было уделено особое внимание. Первым этапом работ явилась про- грамма наземных испытаний, целью которой была имитация факторов кос- мического полета и условий входа в ат- мосферу. Опытные образцы покрытий испытывались в тепловакуумных плаз- менных установках, исследовались на воздействие акустических и вибраци- онных нагрузок. Вторым этапом стали летные испы- тания в диапазоне до- и сверхзвуковых скоростей, которые проводились на са- молетах-лабораториях Ил-18Д и МиГ-25 (общим объем экспериментов - около 200 летных часов). Образцы устанав- ливались на наружной поверхности в зоне высоких скоростных напоров и акустических нагрузок от двигателя. Наконец, третьим этапом стали ис- пытания в космосе на летающих орби- тальных моделях БОР-4, которые должны были подтвердить работоспо- собность элементов теплозащиты в ус- ловиях реального полета по траекто- рии, близкой к траектории «Бурана». БОР-4 Основными целями и научно-иссле- довательскими задачами запусков аппаратов БОР-4 являлись: - испытание углерод-углеродного носового кока с антиокислительным покрытием, узлов его крепления и стойкости теплоизолирующих стыков с соседними конструктивными эле- ментами (теплозащитными покрытия- ми) в натурных условиях; - проверка в условиях реального по- лета кварцевой плиточной теплозащи- ты с нанесенными на нее покрытиями, обеспечивающих защиту от эрозии и в л агонасыщения; - испытание в натурных условиях гибкой теплозащиты и технологии ее приклейки; - испытания в натурных условиях конструктивных решений для «Бура- на» по обеспечению теплостойкости балансировочного щитка и элевонов; - оценка в натурных условиях теп- лостойкости кварцевых плиток с учетом специально нанесенных повреждений; - изучение температурных режимов носового кока и плиточной теплозащиты; - изучение аэродинамики и явле- ний теплопереноса на поверхности ле- тательного аппарата, выполненного по схеме «несущий корпус»; - исследование влияния каталитич- ности поверхности на теплопередачу в условиях химически неравновесного воздушного потока; - изучение аэродинамических осо- бенностей теплопередачи в межпли- точных зазорах; - натурное исследование испари- тельной системы теплозащиты гипер- звукового летательного аппарата; - определение аэродинамических сил и моментов для летательного аппа- рата в конфигурации «несущий корпус»; - исследование влияния вязкости и неравновесных физико-химических процессов в воздушном потоке на аэро- динамические коэффициенты, подъ- емную силу, сопротивление и управля- емость летательного аппарата; - изучение степени ионизации в го- ловной ударной волне на высоких ско- ростях полета, вплоть до орбитальной, исследование участков прекращения радиосвязи в плазменном облаке. Создать летательный аппарат, спо- собный выполнить все перечисленные задачи, было не просто. Принято считать, что при выборе в качестве космической лаборатории масштабной модели орбитального са- молета «Спираль», помимо известности аэродинамических характеристик и отработанности методики испытатель- ных пусков по суборбитальным траек- ториям, сыграл свою решающую роль тот факт, что обводы носовой части мо- дели - БОРа-4 практически совпадали с очертаниями носа «Бурана», включая подфюзеляжную часть. Вот как, к при- меру, рассказывает об этом Анатолий Александрович Кондратов (начальник лаборатории ЛИИ имени М. М. Громова) в документальном фильме, снятом ки- ностудией «Крылья России»: «Случилось так, что нижняя поверх- ность [БОРа-4 - В. Л.] при определенных углах атаки представляла собой почти точную копию нижней поверхности но- совой части «Бурана». И радиус кривиз- ны [носового кока - В. Л.] совпал у нас, что очень важно для образования тем- ▲ Член-корреспондент Российской академии наук Владимир Яковлевич Нейланд, май 2007 г. Фото В. Лукашевича пературы. Это очень счастливое совпа- дение, которое и было использовано». Эта же мысль об удачном совпадении формы обводов носовой части БОРов и «Бурана» встречается практически во всех других публикациях1 2 по БОРам. Но на самом деле такое сходство не счастливая случайность, позволившая возобновить запуски БОРов, а результат сознательной кропотливой работы веду- щих аэродинамиков страны - заместите- ля начальника ЦАГИ Владимира Яковле- вича Нейланда, впоследствии ставшего начальником ЦАГИ и членом-коррес- пондентом (1987 г.) Академии наук СССР (с 1992 г. - Российской академии наук), и 1 Название материала образовано из сокращения названий разработчиков: НИИ «Графит», ВИАМ и НПО «Молния». 2 Например, Гофин М. Я. Жаростойкие и теплозащитные конструкции многоразовых аэрокосмических аппаратов. - СПб.: ЗАО ТФ МИР, 2003, стр. 90. 347
Космические крылья Фото В. Лукашевича _________Фото из архива НПО «Молния> ▲ Евгений Алексеевич Самсонов заместителя главного конструктора НПО «Молния» по аэродинамике Евгения Алексеевича Самсонова. Вот как вспоминал1 об этом Влади- мир Нейланд в феврале 2007 года: «Существуют легенды о том, что внеш- не аппарат БОР-4 похож на орбиталь- ный самолет проекта «Спираль», что он является логическим развитием «Спира- ли» и тому подобное. Но это не так! На са- мом деле форма его была сделана гораз- до более простым и «надрывным» путем. Однажды Птеб Евгеньевич [Лозино-Ло- зинский] вызвал нас с Самсоновым, сво- им замом, к себе в кабинет и сказал, что- бы мы к такому-то числу придумали форму аппарата, которая обеспечит на- турные тепловые потоки на его лобовой поверхности, в зоне углерод-углеродного кока и первых рядов теплозащитных плиток, аналогичные тепловым потокам в носовой части “Бурана”». К этому времени в ЦАГИ уже велись продувки аэродинамической формы подобного аппарата для эксперимен- тальной отработки теплозащиты, од- нако Лозино-Лозинский поставил за- дачу полного соблюдения тепловых по- токов на носовую поверхность «Бура- на» и БОРа-4 в наиболее теплонапря- женной траекторной точке, которая для орбитального корабля располага- лась на высоте чуть ниже 70 км при скорости М = 23. Расчет Лозино-Лозин- ского был прост: если удастся прове- рить теплозащиту в «бурановской» на- турной траекторной точке с макси- мальными тепловыми потоками, то для всех других участков траектории можно уже не беспокоиться. Сложность задачи была в том, что для получения таких же тепловых по- токов в той же самой точке траекто- рии модель меньшего размера не мог- ла иметь просто масштабно уменьшен- ную форму орбитального корабля - в этом случае из-за свойств вязкости воздушного потока не удалось бы дос- тичь полного аэродинамического по- добия. Было понятно, что форма дол- жна быть другой. Но какой? Начались мучительные поиски, усложненные жесткими сроками. Предлагался вариант за вариантом, но все было не то. Решение пришло не- ожиданно - вновь предоставим слово В. Я. Нейланду: «Как-то мы в очередной раз сидели с Женей [Самсоновым - В. Л.] в Тушийо [НПО «Молния» - В. Л.], изобретали. При- мерно к трем часам утра мы додумались до простейшего решения - не нужно ни- чего изобретать, никакой особенной формы! Нужно просто взять за основу натурный нос «Бурана» и приделать к нему такую заднюю часть, которая поз- волила бы сбалансировать аппарат в нужной траекторной точке на нужном угле атаки. А дальше все просто: если мы обеспечим правильное отношение веса аппарата к площади его миделя2, то по- По отзывам сотрудников НПО «Молния», хорошо знавших Евгения Алексеевича, он был талантливейшим аэродинамиком и безусловным преемником Г. Е. Лозино-Лозинского на посту главного конструктора НПО «Молния». Но жизнь распорядилась иначе: в 1989 году Евгений Самсонов скончался в возрасте 55 лет... Вот как вспоминал о нем в беседе с В. П. Лукашевичем В. Я. Нейланд: «Самым замечательным партнером, с которым мне в жизни доводилось работать, моим близким другом был ныне покойный Евгений Алексеевич Самсонов, зам Лозино-Лозинского по аэродинамике, системам управления и динамике полета. Он был на два года моложе меня. Женя Самсонов был совершенно блестящим человеком. Надо сказать, что его вклад в программу «Буран» я ставлю гораздо выше, чем Г. Е. Лозино-Лозинского. У меня для этого есть серьезные основания: он координировал, связывал межу собой работы разных направлений, разных смежников. Судьба его сложилась трагически. У него был наследственный рак головного мозга, левой височной части, который передавался из поколения в поколение только по мужской линии, из-за чего все мужчины в роду умирали примерно в одном возрасте. Когда я его встретил, он был молодой и здоровый, лыжник, кандидате мастера спорта, цветущий человек. Он мне как-то сказал: - Володя, если нам с тобой удастся довести эту тему до конца, я буду счастлив. Я говорю: - Да что ты такое говоришь? Но, к сожалению, так и оказалось. И когда это с ним случилось, и он попал в клинику академика (Академии медицинских наук СССР) Коновалова, тот сказал: - Знаете что... Конечно, мы постараемся продлить ему жизнь, но на его участие в последних фазах работы вы уже не рассчитывайте. Помню, уже в клинике Женя мне сказал: - Володя, какое счастье, что у меня не сыновья, а только дочки. Примерно через год после пуска “Бурана” он умер...» В 1981 г, когда стало окончательно ясно, что программа создания «Бурана» становится масштабной, серьезной и очень дорогой многолетней работой, Политбюро ЦК всерьез озаботилось преклонным возрастом Г. Е. Лозино-Лозинского. Именно тогда Евгений Самсонов был представлен Л. И. Брежневу в качестве официального преемника Лозино-Лозинского. При выборе преемника также рассматривались кандидатуры первого зама Лозино- Лозинского Г. П. Дементьева (но всем было ясно, что он «не потянет»), а также ведущий специалист по тепловому проектированию Л. П. Воинов и беспартийный компоновщик Я. И. Селецкий. Двух последних отклонили, т. к. они вряд ли смогли бы руководить ^многочисленной и сложной кооперацией. ▼ Продувочная модель одного из ранних вариантов БОРа-4 1 Интервью В. П. Лукашевичу 19 февраля 2007 г. 2 Миделевое (миделево) сечение, мидель - наибольшее по площади поперечное сечение летательного аппарата плоскостью, перпендикулярной базовой оси. 348
Морская одиссея БОРов Фото В. Лукашевича Фото В. Лукашевича ▲ Продувочная модель космического аппарата БОР-4 в рабочей части гиперзвуковой аэродинамической трубы Т-117 ЦАГИ. ▲ Продувочная модель космического аппарата БОР-4 для испытаний в аэродинамических тубах Т-116 и Т-117 ЦАГИ. лучим требуемые натурные тепловые потоки на носу и что-то очень похожее на натуру на первых рядах плиток1. Для такого решения нужно было только преодолеть психологический барьер, а дальше все было уже триви- ально. В качестве носа «Бурана» была использована сфера подходящего ради- уса, и за оставшуюся часть ночи Женя от руки нарисовал заднюю часть. С ней было проще, так как балансировочные характеристики определяются сравни- тельно легко и с хорошей точностью. Как тут не вспомнить абсолютную правоту Сергей Павловича Королёва, выбравшего форму сферы для своего первого спускаемого аппарата? Чем проще, тем лучше в первом полете. Это мое глубокое убеждение. Обеспечив соответствие в требуемой гиперзвуковой траекторной точке, нам не нужно было соблюдать подобие на других режимах, особенно на дозвуко- вых и сверхзвуковых. Поэтому, чтобы уйти от лишних проблем обеспечения балансировки на этих режимах, было принято решение после прохождения гиперзвукового диапазона вводить ап- парат в штопор (с учетом ограничений по прочности), и после окончательного торможения дальнейший спуск и при- земление производить на парашюте. Именно поэтому нам не нужен был опыт дозвукового ЭПОСа и «Спирали» вообще - мы отталкивались только от «Бурана». Все слова о «Спирали» в БОРе-4 - это разговоры людей, которые не знают, как все происходило. Нам не нужна была ни «Спираль», ни дозвуко- вая посадка. Мы решали другие задачи, сохранив только прежнее название, хо- тя законы аэродинамики обеспечили некоторое внешнее сходство БОРа-4 с аппаратами БОР-1, -2, -3». Справедливости ради отметим: Евгений Самсонов, будучи замом Г. Е. Лозино-Лозинского, безусловно, был в курсе работ по «Спирали» и знал из опыта экспериментальной отра- ботки на первых БОРах вопросов про- дольной устойчивости на гиперзвуко- вых скоростях, что наиболее просто можно обеспечить самобалансировку подобных аппаратов путем попереч- И снова о вымыслах. Осенью 2004 г. Александр Мазин, подписывающийся как «ведущий сотрудник Института Латинской Америки РАН», опубликовал ряд статей [например, «МАКС - будущее космонавтики» в газете «Транспорт России» (г. Москва), №047 от 22.11.2004], смысл которых сводится к тому, «как один академик все Политбюро перехитрил». Вот лишь несколько выдержек из этих удивительных по своей некомпетентности публикаций: «... С самого верха была спущена новая команда - приступать к отработке летающей модели "Бурана”. И тогда академик пустился на хитрость, в которой признался лишь в 1996 г., незадолго до своей кончины. ▲ Судя по этой продувочной модели ЦАГИ, БОР-4 мог в самом деле в итоге выглядеть совсем иначе... Планирующий полет советского воздушно-космического самолета был своевременно зафиксирован американскими станциями слежения, но корабли США опоздали - первыми в точку приводнения вышли наши моряки. <...> В Кремль полетели победные реляции об успешном испытании первого прототипа “Бурана”. Успех действительно был. Да только не модели “Бурана ”. На свой страх и риск Г. Лозино-Лозинский и его сотрудники вывели в космос, а потом вернули на Землю макет “Спирали”. Что самое любопытное - никто ни из генералов, ни из партийных боссов рангом повыше не заметили подвоха. Видно, образования маленько не хватило. А те, кто поумнее, похоже, предпочли промолчать». Приведенная галиматья целиком на совести А. Мазина. Посудите сами: Лозино-Лозинский «на свой страх и риск» запускает совсем не то, что требуют. В ЦК все дилетанты, в ВПК (Комиссия Президиума Совета Министров СССР!) все сплошь простофили, да и в Министерстве обороны (а это заказчик, который все оплачивал) одни профаны - ну никакого представления о том, что там полетело и за что просят деньги. Да вот только промашка вышла у А. Мазина - полетами БОРов руководил первый заместитель начальника Главного управления космических средств (ГУКОС) Минобороны СССР по опытно-конструкторским и научно-исследовательским работам, председатель Госкомиссии Г. С. Титов. А под «оболванутого» «генерала и партийного босса» подходит секретарь ЦК, а затем и член Политбюро ЦК Д.Ф. Устинов - он же министр обороны. А ведь было еще руководство министерств общего машиностроения и авиапрома и много других людей, у которых с образованием, в отличие от «ведущего сотрудника РАН», все в порядке. Грустно порой читать подобные «произведения» доморощенных экспертов. Другое дело, что, как свидетельствует ведущий специалист НПО «Молния» Яков Ильич Селецкий, предлагая для отработки теплозащиты «Бурана» аппарат БОР-4, конструкторы хотели убить двух зайцев, подтвердив и правильность конструктивных решений, заложенных в проект «Спираль». Рисунок В. Лукашевича Фото В. Лукашевича 1 Заметим, что расположение первого за уплерод-углеродным коком ряда кварцевой теплозащиты определяется допустимой температурой 1250 °C при ресурсе в 100 полетов. Однако при этом первый ряд плиток допускал один экспериментальный полет с температурой до 1400 °C с последующей заменой плиток. 349
Космические крылья Фото В. Лукашевича ▲ Продувочная модель БОРа-4 в рабочей части аэродинамической трубы Т-117 ЦАГИ, установленная под рабочим углом атаки к встречному потоку. Вид снаружи, через правый проем. Обратите внимание на сдвинутую вправо по рельсовым направляющим массивную защитную дверь со встроенным иллюминатором из бронестойкого стекла
Морская одиссея БОРов ного отклонения подвижных консолей крыла. Это, конечно же, сыграло свою роль в похожести БОРов, создавав- шихся для разных проектов (БОР-1, - 2, -3 для «Спирали» и БОР-4 для «Бура- на») и разных задач (изучение управ- ляемости на гиперзвуковых скоростях аппаратов типа «несущий корпус» и испытание теплозащиты для «Бурана» соответственно). В соответствии с целевым предназ- начением БОРа-4 сразу определился основной круг руководителей этой те- мы (здесь необходимо разделять фор- мально-административное руковод- ство темой и деятельность ключевых специалистов, внесших непосред- ственный, личный организационный и интеллектуальный вклад в реализа- цию проекта): - от ЦАГИ по БОРу-4 головным спе- циалистом был Игорь Федорович Бе- лов, аэродинамикой занимался Влади- мир Яковлевич Нейланд, динамикой полета - Виктор Иванович Кобзев, все работы по БОРу-4 курировал замести- тель начальника института Юрий Алексеевич Стучалкин. Интересно, что в своих воспоминаниях Владимир Нейланд указывает ЦАГИ в качестве головной организации в деле создания БОРа-4, которая все координировала и за все несла ответственность; - от ЛИИ имени М.М. Громова те- мой руководили В. В. Уткин, Ю. Н. Шо- гин и В. Ф. Федорович. Однако весь ос- новной объем работ выполнялся под непосредственным руководством на- чальника лаборатории Геннадия Пав- ловича Владычина. Заметим, что именно Г. П. Владычина В. Я. Нейланд указывает в своих воспоминаниях как основного руководителя от ЛИИ. Важ- но подчеркнуть, что, несмотря на за- действование нескольких организа- ций в процессе создания и испытаний БОРа-4, каждая из которых решала свои важные и специфические задачи, именно ЛИИ отвечал за интеграцию всех работ. Этому немало способство- вал и тот факт, что ЛИИ имел опыт соз- дания первых БОРов (включая специа- листов и научно-производственный задел). Статус ЛИИ как головной орга- низации подчеркивался и тем, что Го- сударственная комиссия по испыта- ниям БОРов, сформированная из представителей различных участвую- щих и заинтересованных организаций и ведомств и возглавляемая Германом Титовым, проводила свои заседания именно в ЛИИ. Добавим, что в доку- ментации ЛИИ аппараты БОР-4 обоз- начались как ЛМ - летающие модели; - так как в основу проекта БОРа-4 были положены натурные тепловые испытания, то от разработчиков «Бу- рана» - НПО «Молния» к проекту под- ключился главный специалист по аэро- термодинамике, заместитель главного конструктора Лев Пантелеймонович Воинов. Формально от НПО «Молния» обязанности заместителя главного конструктора по БОРам-4 выполнял С. А. Микоян, ведущим инженером НПО «Молния» по БОРу-4 был Влади- мир Юльевич Гресс, всю проектно- конструкторскую работу возглавлял заместитель главного конструктора Я. И. Селецкий (именно его утверждаю- щая подпись стоит на всех теоретичес- ких и компоновочных чертежах, выпу- щенных на «Молнии»). Летательный аппарат серии БОР-4 1 - носовой обтекатель из материала ГРАВИМОЛ с противоокислительным покрытием М-46; 2- плиточная теплозащита ТЗМК-10 с черным покрытием ЭВЧ-4М1У-3; 3 - плиточная теплозащита ТЗМК-10 с белым покрытием ЭВС-4; 4 - гибкая теплозащита ATM-19 с белым покрытием УФ-11; 5 - калометрические датчики; 6 - термоиндикаторные краски на верхней и нижней поверхностях; 7 - термопары на носовом обтекателе, плитках ТЗП и несущем корпусе; 8 - термоиндикаторы в межплиточных зазорах Фото из архива НПО «Молния» Распределение работ между основ- ными смежниками осуществлялось следующим образом. Сначала в первой половине 1977 г. отделом аэродинамики НПО «Молния» (под общим руковод- ством Е. А. Самсонова) совместно с ЦАГИ (В. Я. Нейланд) был определен внешний аэродинамический облик ап- 351
Космические крылья Технографика А, Маханько Конструктивно-компоновочная схема БОРа-4: 1 - носовой теплозащитный обтекатель из жаропрочного углерод-углеродного композитного материала «Гравимол»; 2 - электрохимический источник тока (аккумулятор);3 - топливный бак для газореактивных ЖРД с компонентами топлива азотный тетраксид + несимметричный диметилгидразин; 4 - парашютная система спасения; 5 - блоки автономной бортовой системы управления (и навигации); 6 - блоки радиотелеметрической системы; 7 - научная аппаратура; 8 - силовой привод поворотных консолей крыла; 9 - поворотные (складывающиеся) консоли крыла; 10 - хвостовой стабилизатор (киль); 11 - два блока (по два ЖРД) двигателей газореактивной системы для управления по крену; 12 - центральных блок из четырех газореактивных ЖРД для управления по тангажу и рысканью; 13 - хвостовой силовой шпангоут, которым аппарат крепится к последней ступени ракеты- носителя; 14 - двигательная арматура. парата, что позволило отделению №35 НПО «Молния» (руководитель Н. В. Саф- ронов) выпустить комплект теоретичес- ких чертежей. По этим чертежам были изготовлены масштабные модели для продувок в аэродинамических трубах ЦАГИ, позволившие исследовать аэро- динамику и уточнить внешние обводы аппарата (с учетом масштабного факто- ра точность поверхности моделей вы- держивалась в пределах ±0,02 мм). Затем в НПО «Молния» на основе ут- вержденного внешнего теоретическо- го контура Николаем Кацюбой был вы- пущен комплект компоновочных чер- тежей (в конструкторской документа- ции НПО «Молния» БОР-4 имел обозна- чение «изделие 1500»), которые после согласования и утверждения были пе- реданы в ЛИИ имени М. М. Громова. Там на их основе, с использованием опыта работ по ранним БОРам, был выпущен полный комплект рабочих чертежей. После ЛИИ рабочая документация была передана на Тушинский машино- строительный завод (ТМЗ), где под ру- ководством И. К. Зверева (впоследст- вии, уже после полета «Бурана», став- шего директором ТМЗ) и М. Н. Востри- кова осуществлялась постройка аппа- ратов БОР-4 и наклейка теплозащит- ных плиток. На последнем этапе аппа- раты вновь возвращались в ЛИИ, где на них устанавливалось бортовое обору- дование. БОР-4 представлял собой беспилот- ный экспериментальный аппарат, ко- торый благодаря своему внешнему сходству с ОС «Спираль» часто ошибоч- но считался его «уменьшенной копией в масштабе 1:2»т. Выполненный по ин- тегральной аэродинамической схеме (на участке гиперзвукового планирова- ния, при сложенных консолях крыла, аппарат соответствовал аэродинами- ческой схеме «несущий корпус»), он имел длину 3,859 м, размах крыла 2,875 м (в разложенном положении подвижных консолей крыла), старто- вую массу около 1450 кг, массу 1074 кг на орбите и 795 кг после возвращения. Конструктивно-технологически БОР-4 состоял из следующих агрегатов и систем: - силового каркаса; - экспериментальной (испытывае- мой) теплозащиты; - базовой абляционной (уносимой) теплозащиты, расположенной под экс- периментальной и выполнявшей ох- ранные (дублирующие) функции на случай прогара испытываемой (экспе- риментальной) теплозащиты; - системы навигации и управления; - системы газодинамической стаби- лизации с исполнительными органами в виде реактивных двигателей; - тормозной двигательной установки; - комплекса измерительной аппа- ратуры; - системы бортовых радиотелемет- рических измерений; - системы бортовых траекторных измерений; - системы кондиционирования при- борного отсека (гермоконтейнера); - парашютной системы спасения; 1 Точнее, 1:2,07. 352
Морская одиссея БОРов - системы заполнения парашютно- го контейнера и поиска; - системы электропитания; - исполнительных механизмов (при- водов) раскладки консолей крыла; - системы аварийного подрыва объ- екта (АПО); - пиротехнических устройств; - антенно-фидерных устройств (АФУ). Основой конструктивно-силовой схе- мы (каркаса) аппарата являлась кле- панная пространственная ферма, со- стоявшая из продольного силового на- бора (стрингеров и стенок) и попереч- ных элементов (шпангоутов и попереч- ных поясов, выполнявших роль шпан- гоутов). В состав фермы также входили две продольные стенки, делившие весь внутренний объем на три части - цент- ральную и две боковые. По внешнему контуру на панель крепилась обшивка, образующая совместно с продольными панелями гермокорпус (обозначаемый в документации как «гермоконтей- нер»), в котором и размещалось почти все целевое оборудование. Плитки теп- лозащиты клеились к обшивке напря- мую, без фетра-демпфера. Телеметрическая система, которой был оснащен БОР-4, записывала ин- формацию в бортовое запоминающее устройство и передавала в пакетном режиме при пролете над наземными или корабельными командно-измери- тельными пунктами. Измерения шли от 150 термопар (кристаллических микродатчиков), установленных на дюралевой обшивке под теплозащит- ными плитками, а также под внешним покрытием плиток на глубине 0,3 мм. Телеметрировались показания акселе- рометров, индикаторов угловых ско- ростей, датчиков положения консолей крыла и информация нескольких де- сятков других датчиков температуры и давления; использовались также тер- мокраски и индикаторы плавления. Консоли крыла БОРа-4, как и орби- тального самолета «Спираль», могли поворачиваться в корневой части от- носительно осей, параллельных корне- вым хордам, при этом величина «раз- вала» (угла поперечного V) определяла угол атаки, при котором аппарат само- балансируется (т. е. становится стати- чески устойчив) при входе в плотные слои атмосферы. Если «Буран» и шаттл были неустойчивы по каналу курса в начале траектории спуска, во время полета на больших углах атаки, то БОР-4 был лишен этого недостатка. Запуски аппаратов БОР-4 произво- дились с космодрома Капустин Яр с по- мощью легкой двухступенчатой PH К65М-РБ. Эта ракета являлась моди- фикацией носителя К65М-Р, эксплуа- тировавшегося с 1973 г. и созданного на базе космической ракеты-носителя 11К65М («Космос-ЗМ») в интересах от- работки средств противоракетной обо- роны (ПРО) - для пусков изделий по баллистическим суборбитальным тра- екториям с имитацией подлета боего- ловок межконтинентальных ракет. Эти работы, как правило, проводились на специально созданном для этого поли- гоне Сары-Шаган рядом с озером Бал- хаш, в сторону которого по уже отрабо- танной к тому времени методике и был запущен первый БОР-4С. На первом аппарате БОР-4 (получив- шем обозначение БОР-4С) была уста- новлена уносимая абляционная тепло- защита на основе материала марки ПКТ-ФП, состоящего из силикатно- пропиленовой ткани, пропитанной смесью фенолформальдегидных смол (аналогичная теплозащита устанавли- вается на спускаемых аппаратах кос- мических кораблей «Союз»). Первый испытательный запуск ап- парата БОР-4 на суборбитальную тра- екторию в направлении озера Балхаш был произведен 5 декабря 1980 г.1 для проверки работоспособности всего комплекса (в том числе для подтверж- дения устойчивости и управляемости БОРа-4). С точки зрения методики ис- пытаний (траектория полета, место посадки и т.д.) этот первый запуск ▲ Сборка аппарата БОР-4 в цехах Тушинского машиностроительного завода. Общий вид термоконтейнера в поворотном стенде ▼ Б0Р-4С перед полетом. Фото ЛИИ имени М. М. Громова Фото из архивов ЛИИ им. М. М. Громова фото из архива НПО «Молния» «четвертого БОРа» повторял последние полеты предыдущего поколения БОРов, запускавшихся в рамках программы «Спираль». Успешные суборбитальный полет и приземление летающей модели под- твердили надежность такой теплоизо- ляции и работоспособность новых ти- пов бортовой аппаратуры. Немаловажную роль в получении те- леметрической информации с борта первого БОРа-4 помимо наземных средств сыграли самолетные измери- тельные пункты (ИПы) ЙЛ-20РТ (другое обозначение - Ил18РТ), созданные на основе гражданских дальнемагист- ральных самолетов Ил-18Д. Во время запуска 5 декабря 1980 г. два самолета дежурили в районе посадки БОРа-4С у озера Балхаш и успешно провели сеанс измерений. Главным результатом первого пуска явилось получение реальных аэроди- намических характеристик аппарата, в том числе значений балансировочных углов атаки на всех режимах полета, проверка эффективности органов уп- равления, получение данных по пере- 1 По другим данным - 12 декабря. 353
Космические крылья ▲ Аппарат БОР-4С в экспозиции ЛИИ имени М. М. Громова на авиасалоне МАКС-2005 ▼ Аппарат БОР-4С на МАКСе-2005. Вид 1/2 слева сзади Рисунок В. Лукашевича Фото И. Маринина из архива «Новостей космонавтики» Фото И Маринина из архива «Новостей космонавтики ▼ Левая поворотная консоль крыла аппарата БОР-4С ходу ламинарного пограничного слоя в турбулентный и т. д. Вот как рассказы- вает об этом В. Я. Нейланд: «Наши отношения с Геннадием Пав- ловичем Владычиным, руководителем программы БОР-4 в Летно-испытатель- ном институте имени Громова, начина- лись довольно резко, с жестких соуда- рений. Я это объясняю некоторой рев- ностью к ЦАГИ со стороны его “детей”, в число которых входит и Летно-испыта- тельный институт, как, впрочем, и все ▲ Аппарат БОР-4С на МАКСе-2005. Вид 1/4 спереди справа ▼ Аппарат БОР-4С на МАКСе-2005. Вид сзади ▼ Парашютный отсек БОРа-4С крупным планом. Направление полета справа налево основные авиационные государствен- ные научные центры: ЦИАМ, ВИАМ и прочие. Эта ревность постоянно про- слеживалась во всех отношениях. Когда после первого запуска БОРа-4С мы первый раз собрались втроем (Вла- дычин, Самсонов и я) и начали сравни- вать результаты первого полета с пред- полетным прогнозом, который мы вы- дали, я попросил Владычина: - Геннадий Павлович, у нас кроме номинальных характеристик есть раз- ▲ Аппарат БОР-4С на МАКСе-2005. Вид 1/2 спереди слева ▼ Вид на обгоревший носовой кок, покрытый абляционной теплозащитой бросы. Нарисуйте нам разбросы летно- го эксперимента. Г. П. Владычин, человек по натуре вспыльчивый и агрессивный, ответил: - Летный эксперимент - это истина в последней инстанции. Это надо по- нимать! У нас никаких разбросов не может быть по определению. Тогда я сказал: - Ладно, тогда покажите мне мага- зин, где вы купили тот прибор, кото- рый может производить измерения без погрешностей! В итоге после нескольких разгово- ром мы с Женей Самсоновым все-таки “дожали” Геннадия Павловича, и он оп- ределил погрешности. И выяснилось, что совпадение летных характеристик с предполетным прогнозом оказалось очень приличным». Запуск первого БОРа-4С, помимо ре- шения конкретных научно-технических и конструкторских задач, ознаменовал собой начало нового этапа в развитии отечественной космонавтики, факти- чески навязанного нам американцами. Установка теплозащиты на нижней поверхности космического аппарата БОР-4 (межплиточная забивка не показана). На обшивке условным цветом показаны зоны нанесения клея: 1 - кварцевая плитка; 2 - боковое эрозионностойкое покрытие; 3 - лаковое покрытие; 4 - внешнее эрозионностойкое покрытие; 5 - клеевой слой; 6 - металлическая обшивка; 7 - уносимая теплозащита (ПКТ-ФЛ); 8 - металлическая рама Установка теплозащиты на поворотных консолях крыла космического аппарата БОР-4 (межплиточная забивка не показана). На обшивке условным цветом показаны зоны нанесения клея: 1 - кварцевая плитка; 2 - боковое эрозионностойкое покрытие; 3 - лаковое покрытие; 4 - внешнее эрозионностойкое покрытие; 5 - клеевой слой; 6 - металлическая обшивка; 7 - охлаждаемый водой фетр Рисунок В. Лукашевича 354
Морская одиссея БОРов Фото из архива НПО «Молния ▲ Полностью готовый БОР-4 перед отправкой на космодром Капустин Яр Советский Союз приступил к практи- ческим шагам по программе создания «Бурана» - многоразовой ракетно-кос- мической системы первого поколения. Проиграв в «лунной гонке», мы с опозда- нием ввязались в гонку «многоразовую», в которой с самого начала было ясно, что первыми нам не быть. Но, идя вто- рыми, мы должны были, пусть и с опоз- данием, создать космическую систему, превосходящую по всем своим характе- ристикам американскую Space Shuttle. Однако сократить отставание не удава- лось: до первого пилотируемого запуска воздушно-космического самолета «Ко- лумбия» по программе Space Shuttle ос- тавалось всего чуть более 4 месяцев... Интересна дальнейшая судьба «суб- орбитального» БОРа-4С: именно этот аппарат и демонстрируется на различ- ных выставках и авиасалонах в составе экспозиции ЛИИ имени М. М. Громова. Но вернемся к нашему повествова- нию. Обработка полученной на БОРе-4С информации позволила внести необхо- димые изменения в конструкцию БОРа и через полтора года подготовить к по- лету в космос уже полноценный орби- тальный ракетоплан. Так как все последующие аппараты использовались непосредственно для испытаний теплозащиты «Бурана», их пришлось существенно модифициро- вать. Абляционная теплозащита «на всякий случай» осталась, но ее толщи- на была уменьшена, а поверх нее на тонкую металлическую обшивку, вы- полненную из того же алюминиевого сплава Д16-Т, как и обшивка планера «Бурана», смонтировали соответству- ющую «бурановскую» теплозащиту - керамические белые и черные плитки на основе ультратонкого кварцевого волокна, маты гибкой теплозащиты на базе органического войлока и носовой кок из композиционного материала «углерод-угл ерод». Технология наклейки теплозащиты на БОРах-4 полностью соответствова- ла «бурановской». Носовой кок для БОРа-4 также был изготовлен в соот- ветствии с требованиями «Бурана», но был установлен поверх абляционной основы с использованием жаропроч- ного металлического крепежа. Прост- ранство между носовым коком и абля- ционным покрытием было заполнено изоляцией из теплостойких волокон. Конструкция теплозащиты консо- лей крыла была иная. Это обуславли- валось тем, что из-за аэродинамичес- ких ограничений толщины крыла для его теплозащиты не хватало сравни- тельно небольшой минимально допус- тимой толщины керамических тепло- защитных плиток. По этой причине внутреннюю полость металлической конструкции крыла с рассверленны- ми микроотверстиями заполнили по- ристым фетровым материалом, про- питанным специальным составом из воды и загустителя (на основе гвоз- дичного масла). Испарение воды (фа- зовый переход) с выдавливанием пара в зону перед передней кромкой крыла в случае перегрева металлической конструкции должно было обеспечить эффективное охлаждение во время интенсивного нагрева на траектории возвращения в атмосферу. Технографика А. Маханько Фото из архивов ЛИИ им. М. М. Громова Заметим, что к моменту запуска пер- вых БОРов-4 отечественная промыш- ленность еще не выпускала сверхтонкое кварцевое волокно, необходимое для из- готовления теплозащитных плиток, по- этому для их производства пришлось на первых порах использовать волокна за- рубежного производства. Впоследствии в НПО «Стеклопластик» была изготовле- на промышленная установка для серий- ного выпуска требуемого кварцевого во- локна из отечественного сырья. После выхода на орбиту заданная ориентация аппарата в пространстве поддерживалась газореактивной сис- темой (8 сопел) по программе автоном- ной бортовой системы управления (в режиме инерциальной навигации). Топливом для двигателей служили ток- сичные долгохранимые компоненты - азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин (АТ+НДМГ). В начале второго витка аппарат ориен- тировался для выдачи тормозного им- пульса и после срабатывания двигателей входил в атмосферу. Тормозная двигательная установка (ТДУ), сбрасываемая перед входом в ат- 355
Космические крылья мосферу, размещалась «на спине» ап- парата и работала на тех же высококи- пящих компонентах топлива, как и система газодинамической стабилиза- ции. ТДУ фактически представляла со- бой второй комплект системы газоди- намической стабилизации, скомпоно- ванной в наружный сбрасываемый блок, и состояла из топливных баков, двигательной арматуры и одного ЖРД, вектор тяги которого проходил через центр масс аппарата. Отметим, что способ выдачи тормоз- ного импульса до сих пор вызывает наи- большие разногласия как среди истори- ков космической техники, так и среди непосредственных участников испыта- ний БОРа-4. Причин тому несколько: - анализ послеполетной кинохрони- ки и внешний детальный осмотр сохра- нившихся аппаратов (включая один из них, полностью подготовленный к пов- торному запуску) показывают, что на верхней поверхности отсутствуют ка- кие-либо крепежные элементы - верх- няя поверхность ровная и полностью покрыта теплозащитой; при этом нес- колько остающихся отверстий-каверн могут быть как гнездами для крепления сбрасываемой тормозной двигатель- ной установки, так и технологически- ми отверстиями, используемыми для транспортировки аппарата; - существует устоявшееся мнение, что тормозной импульс выдавался с помощью сбрасываемого порохового (твердотопливного) двигателя, уста- новленного «на спине» БОРа-4; этой точки зрения придерживается, в част- ности, С. А. Микоян1, руководивший испытаниями БОРов от НПО «Молния»; - кадры кинохроники свидетельству- ют о наличии на борту аппарата сущест- венных (многие десятки килограмм) за- пасов топлива (объем топлива можно представить на основе размера топлив- ного бака, см. позицию №3 на рисунке конструктивно-компоновочной схемы БОРа-4), что существенно превышает запасы топлива, требуемые для ориен- тации в течение одновиткового полета по орбите; это позволяет сделать пред- положение, что внутренних запасов топлива могло хватить на выдачу тор- мозного импульса двигателями системы газодинамической стабилизации1 2 3 4 5; То, как официальная советская печать сообщала об орбитальных полетах БОРов, - отдель- ная и очень интересная тема. Сообщение ТАСС о запуске первого орбитального БОРа, опубликованное в газете «Прав- да» 5 июня 1982 г., никак не указывало на его необычную задачу и почти не отличалось от стан- дартного сообщения о запуске военного спутника серии «Космос». Внимательный взгляд мог увидеть в нем лишь две необычных детали. Во-первых, были приведены лишь два параметра орбиты вместо стандартных четырех (период, апогей, пери- гей, наклонение): Спутник выведен на круговую орбиту с параметрами: - расстояние от поверхности Земли - 225 километров; - наклонение орбиты - 50,7 градуса. Во-вторых, вместо стандартной фразы «Установленная на спутнике аппаратура работает нормально» была вписана другая - «Научные исследования, предусмотренные программой, выполнены». Тем самым авторы сообщения, очевидно, хотели намекнуть, что к моменту пуб- ликации полет «Космоса-1374» был уже завершен. Сообщение о запуске «Космоса-1445» было самым коротким и не содержало ни стандарт- ного абзаца о «научной аппаратуре, предназначенной для продолжения исследований косми- ческого пространства», ни параметров орбиты. А вот итог - «научные исследования, предус- мотренные программой, выполнены» - присутствовал. Тем не менее параметры орбиты это- го КА неожиданно появились в годовой таблице пусков в Ежегоднике БСЭ за 1984 г. В сообщение о следующем пуске была включена емкая и точная фраза: После выполнения программы полета спутник «Космос-1517» совершил управляемый спуск в атмосфере и приводнился в заданном районе акватории Черного моря. Тассовка о запуске «Космоса-1614» была написана «под копирку» - она отличалась лишь да- той старта и номером аппарата. О потере БОРа, разумеется, не говорилось. Публикуемые обычно параметры орбит БОРов-4 основаны на зарубежных источниках - они взяты непосредственно из каталога Стратегического командования США, из ежемесячных сводок журнала Spaceflight или из справочника RAE Tables of Artificial Satellites. Эти парамет- ры, во-первых, рассчитывались по иным правилам, чем принято в советской баллистической школе, и заметно отличались от «наших». Во-вторых, они относились не к самому КА, а ко вто- рой ступени PH, остававшейся на орбите от полутора до двух суток. Ни одного надежного оп- ределения орбиты БОРа-4, судя по всему, американцы не сделали. В-третьих, даже за нес- колько витков высота орбиты заметно уменьшалась. Отсюда и разночтения в данных. В нашей таблице пусков приведены: для двух первых орбитальных пусков - параметры, опубликованные ТАСС и в Ежегоднике 1984 г., для двух последних - параметры, рассчитанные по советской методике. Такими они были бы, если бы авторы сообщений ТАСС их включили. - расположение сбрасываемой ТДУ над парашютным отсеком может при- вести к снижению надежности сраба- тывания парашютной системы; - сохранившаяся секретность кон- структорской документации по БОРам-4. Во время снижения поворотное крыло обеспечивало требуемую статическую устойчивость по курсу. При переходе на малые углы атаки консоли разворачива- лись на максимально возможный угол для повышения аэродинамического ка- чества. Балансировка обеспечивалась с высоты 70-60 км при угле атаки 57° в первом полете и 52-54° в последующих полетах. Раздельное (дифференциро- ванное) отклонение консолей крыла от балансировочного положения использо- валось для управления по крену с прове- дением контролируемых поворотов для прогнозирования попадания на задан- ную дальность с непревышением рас- четных тепловых потоков и перегрузок на всех этапах спуска3. Заметим, что раздельное отклонение консолей на БОРах-4 являлось последовательным продолжением экспериментов, начатых на предыдущих аппаратах БОР-3. После торможения и планирующего полета в верхних слоях атмосферы, пройдя участок плазмообразования, БОР-4 на высоте около 30 км вводился системой управления в крутую спи- раль (режим «крутка», фактически представлявший собой разновидность штопора4) для уменьшения скорости полета, и на высоте около 7500 м вы- пускался парашют5 (к стропам которо- 1 Например, в интервью 17.01.2007 С. А. Микоян сказал В. П. Лукашевичу: «На БОРе-4 сверху стоял пороховой тормозной двигатель, который сбрасывался перед возвращением после торможения, и аппарат приземлялся уже без него». 2 Расчеты показывают, что бортовой запас топлива в 85 кг или примерно 70-76 л обеспечивает характеристическую скорость 200 м/сек, чего хватает и на ориентацию, и на тормозной импульс, и на последующую газодинамическую стабилизацию. 3 Г. Лозино-Лозинский впоследствии рассказывал В. П. Лукашевичу: «БОР-4 имел активную систему управления, строго отследившую повторение спуска “Бурана” в процессе спуска БОРа-4, подтвердив хорошую устойчивость и управляемость. Уменьшенная модель [«Бурана» - В. Л.] БОР-4 совершала орбитальный полет, затем ориентированный и управляемый вход в атмосферу и при движении на участке спуска управлялась, формируя одну из программных траекторий спуска. Для управления использовались газодинамические органы, и так же, как у спускаемого аппарата “Союз” и командного отсека «Аполлон», осуществлялась стабилизация по курсу и тангажу и контролируемые повороты по крену в поточных осях. Тем самым прогнозировалось попадание на заданную дальность и полет с непревышением тепловых потоков и перегрузок. Были также опробованы элементы управления по крену в поточных осях как у “Спейс Шаттла” и “Бурана” со стабилизацией по тангажу и имитацией начальных предповоротов по курсу для последующего разворота по крену подъемными силами консолей крыла». 4 Штопор был выбран как наиболее энергопоглощающая фигура высшего пилотажа, в наибольшей мере позволяющая погасить остаточную скорость при сохраняющейся сравнительно высокой вертикальной скорости снижения. Принудительный ввод БОРа-4 в штопор обеспечивался заданным отклонением его аэродинамических поверхностей. 5 По другим данным, парашют выпускался на высоте 4 км. Тем не менее, значения 7-7,5 км выглядят более правдоподобными с учетом необходимого запаса по высоте ввиду высокой вертикальной скорости снижения аппарата в штопоре. 356
357 Фото В. Лукашевича ▲ Имитация предполетных испытаний БОРа-4 в криотермовакуумной барокамере НПО «Молния» при съемках фильма «Космическая Спираль» для «Первого канала», март 2007 г. БОР-4 размещен на подвижном лафете, который подается внутрь барокамеры по рельсовым направляющим. Именно так в 1980-х годах и проходили предполетные испытания всех аппаратов БОР-4 и БОР-5. Морская одиссея БОРов
Космические крылья Фото В. Лукашевича Фото В. Лукашевича Фото В. Лукашевича ▲ Носовой кок (крупным планом) из углерод-углеродного материала , приготовленный для повторного использования ▼ Нижняя поверхность подвижной консоли крыла БОРа-4. Хорошо видна «кирпичная» схема укладки керамических плиток из материала ТЗМК, при которой каждый слой смещен относительно предыдущего; в пространстве между плитками видно термическое уплотнение межплиточных щелей. ▲ БОР-4, вид спереди (против полета). Хорошо видны параллельные полосы термокраски, нанесенные на имитацию остекления кабины ▼ Аппарат БОР-4, подготовленный к повторному пуску (фото сделано 09.03.2007 в цехе НПО «Молния»). Обратите внимание на положение подвижных консолей крыла: левая консоль находится в максимально сложенном положении, использовавшемся при размещении аппарата под обтекателем ракеты-носителя при старте; правая консоль крыла - в максимально разложенном положении ▼ Внешний вид аппарата БОР-4, подготовленного к повторному пуску (фото сделано 15 марта 2007 г.). Теплозащита аппарата имеет многочисленные повреждения, появившиеся из-за небрежной транспортировки и длительного хранения после отмены повторного пуска. Обратите внимание на цветные параллельные полосы на верхней поверхности фюзеляжа и консолей крыла аппарата, нанесенных термоиндикаторной краской Фото В. Лукашевича Фото В. Лукашевича Фото В. Лукашевича го был прикреплен радиомаяк), обеспе- чивающий приводнение с вертикаль- ной скоростью 7-8 м/с. В верхней час- ти БОРа-4 после приводнения наду- вался конический баллон-пеленг с ми- гающим фонарем. Он увеличивал пла- вучесть аппарата и выводил наружу антенны поисковой системы. Привод- нение аппарата, не имевшего шасси и оборудованного только парашютной системой небольшой площади, было выбрано с целью сохранения для пос- ледующего анализа испытываемых об- разцов теплозащиты. В 1982-1984 гг. было произведено пять запусков аппаратов БОР-4 - один суборбитальный и четыре орбиталь- ных. Исторический для Минавиапро- ма СССР первый орбитальный пуск состоялся в ночь с 3 на 4 июня 1982 г. Аппараты, выводившиеся на орбиты 358
Морская одиссея БОРов Основные данные о запусках аппаратов БОР-4 № Обозначение в СССР Зарубежное обозначение, USAF/COSPAR Дата и время запуска, ДМВ Параметры орбиты: наклонение, перигей и апогей (км), период (мин Результаты пуска ) 1 (БОР-4С №401) - 05.12.1980 Первый испытательный запуск аппарата БОР-4С на суборбитальную траекторию. 2 «Космос-1374» (БОР-4 №404) 13257 1982-054А 04.06.1982, 00:30 50,7 - 225 Приводнение в Индийском океане примерно в 560 км южнее Кокосовых островов после 1,25-витков поле- та и выполнения бокового маневра при спуске в ат- мосфере на 600 км. Американскими и австралийс- кими самолетами были получены первые детальные снимки КА БОР-4 и операции по его эвакуации. 3 «Космос-1445» (БОР-4 №403) 13883 1983-017А 16.03.1983 01:30 50,7 207 230 88,3 Приводнение в Индийском океане, эвакуация под наблюдением австралийских разведывательных самолетов. 4 «Космос-1517» (БОР-4 №405) 14585 1983-125А 27.12.1983 13:00 50,7 208 228 88,7 Чтобы избежать контроля западных разведок, посадку перенесли в Черное море. Иностранцам удалось установить только факт передачи нашими кораблями слежения (из Северной Атлантики) сообщения о выдаче тормозного импульса. Аппарат совершил приводнение в конце первого витка. 5 «Космос-1614» (БОР-4 №406) 15442 1984-126А 19.12.1984 06:55 50,6 194 232 89,6 Программой предусматривалось приводнение в Черном море в конце первого витка. Аппарат был потерян из-за нештатного срабатывания системы самоликвидации. Обломков найти не удалось. ИСЗ, получали наименования спутни- ков серии «Космос» (см. таблицу)1. Изначально было ясно, что по сооб- ражениям секретности сажать аппа- рат после орбитального полета нужно во внутренний водоем, к тому же такое приводнение существенно упрощало и удешевляло поисково-спасательную операцию. Но допустимое наклонение орбиты ограничивало возможности по- садки Черным, Каспийским или Араль- ским морями и озером Балхаш. (Приб- режные дальневосточные моря также подходили, но они были насыщены иностранными - в первую очередь японскими и американскими - судами.) Трудность заключалась в том, что мы еще никогда не спускали с орбиты бес- пилотные крылатые корабли. Да и с аэродинамикой аппаратов не было пол- ной уверенности - продувки продувка- ми, но вдруг... Именно поэтому для по- лучения опыта понадобился баллисти- ческий пуск БОРа-4С в сторону полиго- на Сары-Шаган: он дал уверенность в том, что аэродинамические характерис- тики аппарата определены правильно. Но и в следующих пусках оставалась оп- Представители ВМФ, участвовавшие в эвакуации «Космоса-1374» и -1445, были уверены, что Индийский океан был выбран для приводнение первых БОРов-4 исключительно из-за желания избежать внешнеполитических осложнений. По их мнению, при приводнении в территориальных водах или внутренних водоемах СССР выдача тормозного импульса должна была происходить над густонаселенными районами Западной Европы, т. е. стран блока НАТО, и в случае нештатной ситуации с тормозным двигателем могли возникнуть международные проблемы. А вот в случае приводнения в Индийском океане при общей длине посадочной дистанции более 8000 км выдача тормозного импульса происходила над Закавказьем, а вход аппарата в атмосферу - над Аравийским морем. Все подготовительные операции, сход с орбиты и начало снижения аппарата могли уверенно контролироваться наземными измерительными пунктами (НИПами) на Западной Украине (Дунаевцы), в Крыму и в Грузии (Сартычалы, вблизи Тбилиси). Вероятно, возможность отслеживания этих операций с НИПов на территории СССР являлась дополнительным (или даже главным!) аргументом в пользу приводнения в пустынном районе Индийского океана. Приведем еще два соображения в пользу такого выбора. Во-первых, по условиям баллистики было невозможно обеспечить приводнение на первых витках во внутренних водоемах или в мо- рях вблизи территории СССР (кроме Черного моря). Попытка же заложить в программу посадку после нескольких витков ожидания существенно усложняла и удорожала космический аппарат и работу командно-измерительного комплекса. Во-вторых, к началу испытаний у СССР уже имел- ся большой опыт испытательных пусков боеголовок МБР на максимальную дальность в аквато- рию Тихого океана. Для обеспечения этих пусков был создан флот специальных судов (экспеди- ционно-океанографические суда «Сахалин», «Чукотка», «Сибирь», «Сучан», «Чажма» и «Чумикан»), сведенных в состав 4-й и 5-й тихоокеанской океанографической экспедиции (ТОГЭ-4 и ТОГЭ-5). ределенная неуверенность в работе сис- тем управления и навигации: их проек- танты, несмотря на всю проделанную ранее работу, не давали 100-процент- ных гарантий попадания в эти водоемы. Приведем слова В. Я. Нейланда: «Сразу пускать в наши территори- альные воды не стали по одной причи- не - страшно было. Мы очень боялись промаха при снижении и последую- щем приводнении. В конце концов ока- залось, что мы с большой точностью предсказали характеристики БОРа-4, но заранее никто бы голову на отсече- ние не дал...» Поэтому решили приводнять первые ракетопланы в акваторию Индийского океана (как и «Зонды» в конце 1960-х). Однако задача поиска и эвакуации из морского района вдали от границ СССР секретного аппарата, запускаемого в рамках космической программы ГУКОС (Главного управления космических средств) Министерства обороны СССР, потребовала решения отдельного слож- ного вопроса - формирования океанс- кой эскадры из кораблей нескольких военно-морских флотов Советского Со- юза. Слаженная работа кораблей вдали от территориальных вод СССР была трудновыполнима не только по органи- зационным причинам: история поиска двух первых БОРов-4, приводнившихся в Индийском океане, наглядно демон- стрирует накаленность международ- ных отношений в годы холодной войны и заслуживает подробного рассказа1 2. 1 Ряд зарубежных источников [например, Matthews, Henry, The Secret Story of the Soviet Space Shuttle, X-Planes Book 1, Beirut, Lebanon, 1994] утверждает, что было еще 2 запуска аппаратов БОР-4 по суборбитальной траектории - 04.07.1984 и 20.10.1987, в которых якобы была достигнута максимальная высота 130 км. Как мы увидим в дальнейшем, первый суборбитальный полет ошибочно идентифицирован с первым успешным суборбитальным полетом БОРа-5 06.07.1984, а второго просто не было. К этим заблуждениям зарубежных аналитиков мы еще вернемся. 2 Рассказ о поиске и эвакуации «Космоса-1374» написан на основании нескольких интервью Владимира Васильевича Дмитриева, данных В. П. Лукашевичу в сентябре 2006 г. В июне 1982 г. Владимир Васильевич отвечал за подготовку, координацию и проведение этой операции от службы связи ВМФ и находился сначала на борту ПСС «Ямал», затем на КИК «Чумикан». Также были использованы материалы Музея космического флота. 359
Космические крылья Поисково-спасательные операции при пусках БОР-4 Технографика А. Маханько Общий вид PH К65М-РБ с КА БОР-4; головной обтекатель условно показан полупрозрачным 4июня 1982 г. в 00:30 ДМВ с площад- ки 107 полигона Капустин Яр был произведен первый зачетный запуск «штатного» космического аппарата БОР-4, объявленного через ТАСС как очередной советский ИСЗ «Космос- 1374». Сделав 1,25 витка, он вошел в атмосферу с боковым маневром на 600 км вправо от плоскости орбиты и приводнился примерно в 560 км от Ко- косовых островов в Индийском океане. Наступил кульминационный момент поисково-спасательной операции со- ветского ВМФ, подготовка к которой велась больше года. Операция по поис- ку и эвакуации аппарата в восточной части Индийского океана стала уни- кальной для отечественного флота... К этому времени присутствие наших военных кораблей в Мировом океане стало почти постоянным. Помимо бое- вых эскадр были созданы и специаль- ные соединения кораблей, в частности - выполнявшие специфические функции по наблюдению за падением боеголо- вок при испытательных пусках МБР на максимальную дальность (морские опе- рации по обеспечению пусков МБР вы- полнялись под шифром «Эллипс»). Пер- вое такое соединение - 4-я Тихоокеан- ская гидрографическая экспедиция (ТОГЭ-4), формально не входившая в состав Тихоокеанского флота, была ор- ганизована в 1959 г. с базированием в Петропавловске-Камчатском. Кроме того, в каждом из флотов бы- ли созданы поисково-спасательные службы с поисково-спасательными су- дами1 (ПСС), которые зачастую также ходили под флагами Академии наук СССР (под обозначением ЭОС - экспе- диционные океанографические суда) или торгового флота (Министерства морского флота - ММФ СССР). «Генеральной репетицией» поисково- спасательной операции по подъему БОРов можно считать операции ВМФ по поиску и эвакуации спускаемых ап- паратов беспилотных вариантов кос- мических кораблей Л-1, получивших открытое наименование «Зонд» и при- воднявшихся в Индийском океане пос- ле облета Луны в сентябре 1968 г. («Зонд-5») и декабре 1970 г. («Зонд-8»). Однако в случае поиска и эвакуации БОРов-4 перед флотом ставилась но- вая задача, кардинально менявшая принципы организации и работы экс- педиции. Необходимо было не только найти и поднять на борт ПСС военный аппарат, но и на этапе спуска и привод- нения обеспечить передачу в Москву телеметрической информации в режи- ме реального времени! К этому добав- лялась необходимость передавать в ре- жиме реального времени множество дополнительной информации: коман- ды управления, траекторную инфор- мацию и информацию о поиске и подъ- еме БОРов, данные погодных условий, разведки, информацию по химической безопасности, информацию о разми- нировании аппаратов, консультации представителей промышленности и т. д. Требовалось организовать сложную сеть связи так, чтобы информацией могли обмениваться не только команд- ный пункт походного штаба группы ко- раблей и отдельные корабли внутри группы в море, но и чтобы информа- ция поступала от этих кораблей в Пгав- ный штаб ВМФ и во множество других командных пунктов (командные пунк- ты различных видов Вооруженных сил ▲ КИК «Чумикан» перед выходом в океан 1 В различных источниках используются различные обозначения поисково-спасательных кораблей. Чтобы избежать путаницы, мы будем придерживаться классификации ВМФ СССР: боевая единица флота именуется «корабль» (т.е. поисково-спасательный корабль - ПСК), вспомогательная (или гражданская) - «судно» (соответственно - ПСС). Фото из архива Музея морского космического флота 360
Морская одиссея БОРов СССР, полигона запуска Капустин Яр, пункты траекторных и телеметричес- ких измерений, различные пункты уп- равления промышленности и НИИ). Сложность задачи усугубляло то, что место приводнения находилось в уда- ленном от территории СССР районе южнее экватора, т.е. почти в тех же широтах, над которыми располагались перигеи наших высокоэллиптических спутников «Молния». Это серьезно ог- раничивало длительность и надеж- ность сеансов связи через спутники из- за кратковременности их низкого появ- ления над горизонтом в поле зрения ко- рабельных средств связи. К началу 1980-х годов ВМФ уже имел опыт масштабных операций, в ходе которых была обеспечена много- канальная широкополосная связь между Москвой и многочисленными объектами в акватории Атлантики1, в Средиземном море1 2 и в других зонах военных конфликтов по всему миру. Однако до сих пор передача по теле- фонным каналам траекторной и теле- метрической информации с кораблей в море на подмосковный Централь- ный командно-измерительный комп- лекс в режиме реального времени не осуществлялась из-за отсутствия на кораблях ВМФ необходимой аппара- туры. Более того, связь с кораблями устанавливалась, как правило, не че- рез спутниковые каналы связи, а че- рез береговые узлы связи ВМФ, распо- ложенные на территории СССР и стран-союзников. Проанализировав имеющиеся усло- вия, специалисты отдела боевого при- менения космических и автоматизиро- ванных систем связи 109-го Центра дальней оперативной связи (ЦУДОС) ВМФ установили, что задача управле- ния корабельной группировкой в та- ком удаленном районе могла решаться только комплексным, массированным использованием каналов космической (основная связь) и традиционной (ре- зервной) радиосвязи3, многократно продублированной. В 1981г. еще только создавалась сис- тема космической связи ВМФ, которая могла бы постоянно работать в режиме реального времени и обеспечивать за- секреченную телефонную и телеграф- ную связь кораблей в любом районе Мирового океана в Единой системе кос- мической связи (ЕСКС) Министерства обороны СССР через геостационарные спутники «Грань» («Радуга») и высокоэл- липтические «Молния-3». Во всех фло- тах имелось только 5 кораблей, осна- щенных опытными станциями косми- ческой связи для работы в ЕСКС, кото- рые обслуживались гражданскими спе- ▲ Плавучий измерительный пункт «Космонавт Виктор Пацаев» ▼ Плавучий измерительный пункт «Космонавт Георгий Добровольский» Фото из архива Музея морского космического флота Фото из архива Музея морского космического флота циалистами (представителями разра- ботчика на период опытной эксплуата- ции) и не могли надежно обеспечить круглосуточную связь. Кроме того, эти корабли по разным причинам не могли выйти в море в назначенные сроки для выполнения своих задач в сложных по- годных условиях и на длительное время. Выйти из этой непростой ситуации помогло обращение 109-го ЦУДОС лич- но к генерал-лейтенанту Герману Тито- ву. Герман Степанович, космонавт №2, будучи уже первым заместителем на- чальника Главного управления косми- ческих средств (ГУКОС), возглавлял Госкомиссию по испытаниям БОРов. Он удовлетворил просьбу о выделении в качестве корабля-ретранслятора для ВМФ одного из трех таких судов - пла- вучих измерительных пунктов (ПИП) 3-го отдельного морского командно-из- мерительного комплекса, базировав- шихся в Ленинграде и оснащенных станцией космической связи. Более то- го, в Ленинграде стали готовить сразу три судна: основное («Космонавт Геор- гий Добровольский») и два резервных («Космонавт Виктор Пацаев» и «Космо- навт Павел Беляев»). Более чем за полгода до предпола- гаемого запуска представители 109-го ЦУДОС и командования Главного шта- ба ВМФ разъехались по флотам, зани- маясь согласованием различных воп- росов и непосредственной подготовкой экспедиции. 1 Операции «Кавказ-6» и «Кавказ-бК» - обеспечение связью Генерального секретаря ЦК КПСС при его перелетах из Москвы в США, на Кубу и обратно в 1973-1974 гг. 2 Во время арабо-израильской войны 1973 г. обеспечивалась одновременная связь Центрального командного пункта ВМФ с 50 кораблями 5-й оперативной эскадры ВМФ. 3 Резервную радиосвязь предполагалось организовать через береговые разнесенные узлы связи: Центральный узел связи ВМФ (г. Москва), узел связи Тихоокеанского флота (г. Владивосток), зональный узел связи (ЗУС-З) в Йемене, ЗУС-5 во Вьетнаме, ЗУС-1 в г. Фрунзе Киргизской ССР, командный пункт 8-й оперативной эскадры ВМФ (в тот период - район о-ва Сокотра в Индийском океане) и другие узлы связи по всему миру 361
Космические крылья К этому времени определился и сос- тав корабельной группы, направляе- мой в Индийский океан, в количестве шести кораблей: - корабль измерительного комплек- са (КИК) Тихоокеанского флота «Чуми- кан» (базирование в г. Петропавловск- Камчатский) - командный пункт (КП) походного штаба; - поисково-спасательные суда (ПСС) из состава 3-й бригады поисково- спасательных кораблей Черноморско- го флота (базирование в г. Донузлав Крымской области): «Ямал» в качестве основного и два ПСС в резерве - «Апше- рон» и «Баскунчак»1; - большой противолодочный ко- рабль (ВПК) Тихоокеанского флота «Ва- силий Чапаев» (базирование в г. Влади- восток) в качестве корабля охранения; - танкер Тихоокеанского флота. Корабельной группе придавалось два ПИП: «Космонавт Георгий Добровольс- кий»1 2 должен был следовать на место приводнения БОРа-4 и обеспечивать «Чумикан» был построен на немецкой верфи как углерудовоз «Долгощелье» (типа «Джанкой»), но сразу после этого переоборудован в экспедиционно-океанографический корабль ВМФ СССР. Переоснащение производилось на Кронштадтском морском заводе в Ленинграде в пер- вой половине 1963 г. по проекту 1130 (класс «Десна»). «Чумикан» перешел Северным морским путем на Камчатку, вошел в состав 5-й тихоокеанской океанографической экспедиции (ТОГЭ-5) и с марта 1964 г. использовался в качестве корабля командно-измерительного комплекса для наблюдения за результатами пуска советских баллистических ракет. Основным местом службы корабля был район падения ракетных боеголовок в центральной части Тихого океана. Имея на борту средства для наблюдения боеголовок на конечном этапе полета (РЛС «Бизань», «Ангара», станция приема информации «Трал»), связные комплексы «Арбат», «Вяз», «Сургут-Аврора»), «Чумикан» идеально подходил для обнаружения возвращавшегося из космоса БОРа-4. Корабль имел водоизмещение 12700 т при длине 139,5 м, ширине 18 м, осадке 7,3-7,5 м и общей высоте 49 м. Экипаж - 300 человек. Для поиска приводнившихся боеголовок «Чумикан» имел вертолеты Ка-25 в ангаре, что было очень кстати для эвакуации БОРов. Поисково-спасательное судно «Ямал» было переоборудовано из лесовоза «Тоснолес» (проект 596П, класс «Вытегралес», построен в Выборге в 1964 г.) в период 1966-1968 гг. Судно имело полное водоизмещение 9920 т, размерения 122,9x16,7x7,1 м, запас хода 7350 миль при скорос- ти 15 узлов. Экипажу из 46 человек выполнять поставленные задачи помогал поисково-спаса- тельный вертолет Ка-25, базировавшийся на открытой площадке. В сентябре 1968 г. корабль еще под старым именем «Тоснолес» в составе экспедиции из 20 судов участвовал в операции по поиску и эвакуации возвращаемого аппарата беспилотного космического корабля «Зонд-5», приводнившегося в Индийском океане после первого в истории облета Луны, но тогда ему не по- везло: «Зонд-5» первым обнаружило поисковое судно «Боровичи»... Военные моряки, прикоман- дированные к экипажу ПСС «Ямал» во время операции по подъему БОРа-4, впоследствии из всех параметров корабля особенно вспоминали большой (101 тонна!) запас пресной воды. На гораздо более крупном большом противолодочном корабле запас пресной воды был вдвое меньше (всего ~50 т), поэтому вода в каюты и кубрики подавалась только по утрам на 10-15 ми- нут, в течение которых нужно было успеть наполнить водой бачки, чтобы хотя бы почистить зубы. А на «Ямале» она не только была постоянно, но там даже можно было... принять душ! Судно управления 2-го ранга «Апшерон» (до переоборудования - «Вагалес») и военный транспорт «Баскунчак» (бывший «Кириши») были однотипными с ПСС «Ямал» и имели аналогич- ное оборудование. группу широкополосной спутниковой связью, а «Космонавт Виктор Пацаев» после выхода из порта приписки (Лени- нград) должен был обеспечить пакетную выдачу команд и прием телеметрии с БОРа-4 на участке спуска из позиции в Аравийском море, в северо-западной части Индийского океана. Эти суда хо- дили под флагом Академии наук СССР и в открытых источниках приписывались к Службе космических исследований Отдела морских экспедиционных работ Академии наук СССР (впоследствии Рос- сийской академии наук, РАН). Первоначально планировалось, что в состав группы войдут два корабля ВМФ (КИК «Чумикан» и ВПК «Василий Чапаев»), оснащенные средствами кос- мической связи. Это было необходимо для передачи зашифрованной инфор- мации, которую невозможно было пе- редавать через прикомандированные ПИПы: на них нельзя было установить засекречивающую связную аппарату- ру, так как это привело бы к потере их гражданского статуса. Но в самый пос- ледний момент, уже после выхода кора- бельной группы в море, корабль охра- нения «Чапаев» был заменен другим3, не оборудованным аппаратурой систе- мы космической связи ВМФ через низ- коорбитальные спутники. Это потре- бовало разработки уникальной на то время организации связи через кораб- ли «Чумикан» и «Космонавт Георгий Добровольский», отвечающей всем требованиям режима секретности4. Перед выходом эскадры в море представители ВМФ, которым впос- ледствии предстояло вылавливать ап- параты из океана после приводнения, прибыли в ЛИИ для ознакомления с БОРом. Именно здесь его впервые увидел капитан 3-го ранга Владимир Дмитриев5, которому довелось непо- средственно наблюдать заключитель- ные операции в ЛИИ по подготовке космического аппарата. Как рассказывал автору (В. Л.) Вла- димир Васильевич, впервые он увидел БОР-4, предназначенный для запуска летом 1982 года, за два месяца до сво- его выхода в море. Аппарат стоял в центре просторного помещения, рас- полагаясь в ложементе со снятой верхней частью фюзеляжа, благодаря чему хорошо было видно внутренний каркас (силовую ферму) и блоки бор- товой аппаратуры. Зайдя за ограни- чительную ленту, огораживавшую БОР-4 по периметру и обозначавшую запретную для доступа зону, он подо- шел к аппарату. Первое, что броси- лось В. В. Дмитриеву в глаза, был не- пропорционально крупный крепеж (винты и болты), соединявший тонкие и хрупкие на вид уголки, швеллеры и тавровые балки, из которых собира- лась силовая ферма. По воспоминани- ям Владимира Васильевича, «во внут- ренней конструкции аппарата прог- лядывала какая-то несуразность, пос- пешность и непродуманность». Особенно обратила на себя внима- ние небрежность наклейки теплоза- щитных плиток в нескольких местах: видны были неровные зазоры и сту- пеньки между соседними плитками. Указав на это сопровождавшему его представителю ЛИИ, Дмитриев услы- шал ответ: «Да, здесь наши работяги напортачили, мать их... Ничего, заста- 1 Подругой, неподтвержденной информации, в состав группы кораблей в 1982 г. вместо ПСС «Баскунчак» входил ПСС «Донбасс». 2 Для ПИП «Космонавт Георгий Добровольский» это был четвертый рейс; начальник экспедиции Илья Николаевич Поздняков, капитан - Эммануил Николаевич Троицкий. 3 В ряде публикаций ошибочно указывается, что ВПК «Василий Чапаев» был заменен на ВПК «Петропавловск». Однако на фотографии подъема БОРа на заднем плане можно уверенно узнать сторожевой корабль 2-го ранга (СКР, до 1978 года - ВПК) проекта 1135. Корабли этого проекта (класс KRIVAK по классификации НАТО) имели водоизмещение (стандартное/полное) 2735/3190 т, размерения 123,1x14,2x7,2 м и оснащались 4 газовыми турбинами суммарной мощностью 52000 л.с., обеспечивавшими скорость до 32 узлов. Экипаж -180 человек. Корабли имели мощное ракетно-пушечное вооружение. Анализ показывает, что в группу кораблей ВМФ от Тихоокеанского флота мог быть включен любой из имевшихся СКР проекта 1135: «Грозящий», «Горделивый», «Дружный», «Летучий», «Порывистый», «Разящий», «Резкий», «Рьяный» и «Сторожевой». 4 ПИП «Космонавт Георгий Добровольский» осуществлял телефонную оперативную связь с Главным штабом ВМФ с использованием специально разработанных переговорных таблиц, а также передачу на Центральный командно-измерительный комплекс траекторной и телеметрической информации по служебной телефонной и телеграфной связи. Заметим, что, работая в ЕСКС через геостационарный спутник, ПИП «доставал» только до береговых узлов связи ВМФ на Дальнем Востоке, откуда сигнал дальше попадал в Москву через высокоэллиптический спутник. Корабль КИК «Чумикан» осуществлял телеграфную засекреченную связь с Главным штабом ВМФ и транзитную связь с кораблями группы. 5 Дмитриев В. В. Космический старт// Морской сборник, 2004, №11. 362
Морская одиссея БОРов вим переделать!»1 Вторая встреча В. В. Дмитриева с БОРом-4 состоялась только через несколько месяцев, уже в Индийском океане... Наконец, после неоднократных пе- реносов сроков запуска «Космоса- 1374» и проведения подготовительных мероприятий ВМФ, 12 апреля 1982 г. отряд из трех ПСС Черноморского флота вышел из Севастополя. На «Ямале» размещался походный штаб, которым, как и действиями всех ко- раблей, руководил командир бригады капитан 1-го ранга Юрий Гомон, отве- чавший за успех всей операции. Примерно в это же время с Тихоокеа- нского флота вышли «дальневосточ- ные» корабли - участники корабельной группировки. Всем им предстояло са- мостоятельно дойти до точки встречи в Индийском океане (16° 00' ю. ш., 93° 30' в.д.), откуда вся эскадра должна была прийти в район приводнения БОРа-4. Для экипажа ПИП «Космонавт Геор- гий Добровольский» поход начался вы- ходом 7 апреля из Копенгагена, куда судно заходило для пополнения запа- сов продуктов. 20 апреля направился в точку встре- чи ПИП «Космонавт Виктор Пацаев»1 2, и тоже не из Ленинграда, а из Гамбурга, где у судна была двухдневная стоянка для пополнения запасов и отдыха эки- пажа. По пути к месту встречи оба ПИП заходили в Порт-Луи на Маврикии (как записано в судовых формулярах, «для пополнения запасов топлива, воды, продуктов и отдыха личного состава»). Время стоянки в Порт-Луи ПИП «Кос- монавт Виктор Пацаев» - 18-21 мая, ПИП «Космонавт Георгий Добровольс- кий» - 13-15 мая. По воспоминаниям «черноморских» участников перехода, шли тяжело: сначала выматывала тропическая жа- ра, затем сильные штормы. После про- хода Суэцкого канала и выхода в Ин- дийский океан, до самого экватора, по- ка суда находились в Северном полу- шарии, экипажи изнывали от жары - температуры воды и воздуха были практически одинаковы: +32 °C. Осо- бенно запомнился индийский порт Мадрас, куда зашли для пополнения запасов, с температурой в тени +55 °C. После пересечения экватора корабли перешли в Южное полушарие, где к свирепствующим зимним штормам до- бавился пронизывающий холод. Ско- рость шквального ветра достигала 30 м/с. Штормило так, что при перего- ворах по телефону или телеграфу опе- раторам приходилось в положении си- € /33 JfOBpeumO'lW uawey*. оаиолетои туд^ даатпо ко щ;? n/4i.2O'»oa<i) В'-.ЦГ-Ал ' ТЛЛ — III И h. Itlll/IOE •3 пспрояя ГЭ(|2Г. КОМАНДИРОВОЧНОЕ ПРЕДПИСАНИЕ кпму капитану 3 рента (uuiiiicKcw mmuic, дг ктр;гиау в.в< ifl.IHll.Ill ГII iFlHIlUin.TI 0 Г.СОВиОУОПОЛЬ Г..по.|учсч1ном сею предлагаю Нам отпрппнться- 30334.в/ч 700о0.^/ч 42X1 _Дли_____________________ (iiviiKi кчмтЖрчпкн) вЕШОлпанпл олуеобного ва/дцид (цель кимппанриикн) ____________________Срок командировки 100“ дней, с pjg__“ апреля 1Д2 г. no . IG “ кпдш______юЕ2г. Основание:! а .Д ,-Е8РП1И £1 ц*---------,----- __________________от 2.04.82г. » 553/20 КОГ .+ЩПР ВО С СОВОП ЧАСТЬ 20402 ВИ1£-АД1ИШ . U. KPLETOB м. п. Командир (начальник) ▲ Командировочное предписание капитану 3-го ранга Дмитриева В. В. на участие в операции по поиску и эвакуации «Космоса-1374», начавшейся 2 апреля 1982 г. директивой Начальника Главного штаба ВМФ №553/20. дя упираться спиной в одну переборку, а ногами - в противоположную, иначе качка выкидывала человека из кресла. Сумасшедшая болтанка легко вырыва- ла аппаратуру из стеллажей «с мясом»... Даже бывалые моряки не могли при- помнить, чтобы так штормило непре- рывно в течение трех месяцев подряд, два из которых корабли шли в район ▲ Очередной пролет американского «Ориона». Обратите внимание на неработающий левый внешний двигатель. Отменсн о nt ибытин it убытии Для прочих отметок: Линга по мне *Эллппои, Оплатить по полной nopi коалшия» в КО 1'хР-Л.- Фото из архива Музея морского космического флота Архивы В. Дмитриева апреля 1932г< • ОЕ. приводнения, и месяц, пока находи- лись в заданном районе в ожидании пуска. «Ямал» шел вторым в походном ордере, и в момент, когда корабль взби- рался на очередную волну, с мостика было видно, как корабли, идущие впе- реди и сзади, проваливались между волн, целиком исчезая из виду. А затем, через несколько секунд, уже и сам 1 Заметим, что наклейка плиток теплозащиты осуществлялась не в подмосковном ЛИИ, а на Тушинском машиностроительном заводе в Москве. Характерно воспоминание начальника отдела САПР на НПО «Молния» Михаила Ивановича Осина [Осин М. И. Будни российских аэрокосмических инженеров. - М.: МАТИ, 2008, стр. 97]: «Однажды зимой, ночью, в воскресенье меня разбудил телефонный звонок. Звонили из сборочного цеха Тушинского завода. Под упреки и ворчание домашних пришлось ловить такси, ибо гнать в снегопад свою машину не хотелось. В проходной сонная вахтерша требовала специального разрешения на выход в ночную смену. Достал какие-то бумажки, и, когда она вышла к свету и нагнулась рассмотреть, перепрыгнул через турникет и под крики “стой, стреляю!” припустился бегом, петляя между ангарами к сборочному цеху. Там в стапеле лежал маленький курносый БОР-4, как обычно опаздывавший к отправке на полигон. Ступенька на стыке плиток с углеродным носком была на глаз больше миллиметра, а по теории должна быть в пять раз меньше. Начали переустанавливать жаропрочный носок и вдруг крик “Вот он!” Запыхавшаяся вахтерша, а рядом трясущийся начальник ВОХР с ржавым наганом в руках. “Как нашли?” - спрашиваю из-под стапеля. Показывают на рифленые подошвы сапог-бахил: “По следам бежали, хорошо, что не успело занести снегом”». 2 В этом плавании капитаном ПИП «Космонавт Виктор Пацаев» был Смородский А. А., начальником экспедиции Масленников А. А. 363
Космические крылья Фото из архива Музея морского космического флота ▲ Взлет палубного вертолета Ка-25 «Ямал» сползал вниз в расщелину меж- ду волнами, горизонт схлопывался, и его окружали только водяные стены. Такая погода была не случайна: расчет- ный район приводнения располагался рядом со знаменитыми «ревущими со- роковыми» широтами, где хорошей по- годы зимой практически не бывает.. После выхода в Индийский океан на- ши корабли попали в поле зрения ино- странных разведок. Над «Ямалом» peiy- лярно, по несколько проходов в день, пролетали разведывательно-патруль- ные самолеты Р-ЗС Orion ВМС США с базы на о-ве Диего-Гарсия и Королевс- ких ВВС Австралии с авиабазы Уилль- ямс. Облетая наш походный ордер, они ставили впереди по его курсу противо- лодочные барьеры, сбрасывая специ- альные буи, способные обнаружить подводную лодку. Когда же иностран- ные разведки стали подозревать, что разрозненные группы из нескольких флотов разными маршрутами идут в один район (точку рандеву), то беспо- койство «Орионов» возросло и их проле- ты со сбросом буев участились. Наконец, после неоднократных за- держек в пути, встреча кораблей сос- тоялась 30 мая 1982 г., почти через два месяца после выхода из своих баз. До этого момента иностранные раз- ведки тщетно пытались понять цель сбора большой корабельной группы ВМФ СССР из семи вымпелов (кораб- лей и судов) в столь отдаленном райо- не. Всё стало ясно лишь после сообще- ния ТАСС о закрытии для судов и са- молетов района операции для испы- таний космической техники СССР. С этого момента «Орионы» уже практи- чески постоянно, днем и ночью висе- ли над головами наших моряков, сме- няя друг друга. Член экипажа «Чумикана» Юрий Владимирович Задиранов, служив- ший старшиной в техническом диви- зионе, впоследствии вспоминал1 курь- езный случай, характеризующий до- тошность работы австралийских само- летов-разведчиков: «Я стоял в наряде, чистил картошку, помогал коку. Рано утром перед сдачей наряда набрался большой чан отходов. Нам не захотелось тащить его в мусо- роприемник, и мы вылили все помои в иллюминатор. Никто вроде бы не заме- тил, но вечером того же дня от коман- дира флотилии получили нагоняй. Оказывается, «Орион», круживший в нескольких километрах от корабля, за- фиксировал, как русские сбрасывают в море какие-то отходы. Они сняли на пленку весь процесс выброса отходов и отрапортовали командованию воен- ной базы в Австралии: мол, русские вывалили за борт нечто, не поддающе- еся идентификации. Из Австралии прошла телефонограмма в США, отту- да в Брюссель. В Бельгии состряпали ноту протеста: мол, зачем русские Ми- ровой океан загрязняют, и отправили в Москву. Из Москвы связались с Петро- павловском-Камчатским и надавали командиру по первое число. А коман- дир в свою очередь связался с «Чуми- каном» и приказал немедленно разоб- раться в происшествии. И все это за один день. Никто бы никогда не поду- мал, что обыкновенный бак помоев, выброшенных за борт матросами- срочниками, может возыметь такой политический резонанс». А вот степень секретности работ бы- ла такова, что на «Чумикане» были на- глухо задраены все иллюминаторы - чтобы ни один матрос не мог увидеть происходящего. Нужно сказать, что наша эскадра представляла собой достаточно живо- писное зрелище: она состояла из ко- раблей и судов разных классов и тан- кера, который был настолько старым и ржавым, что имел сплошной темно-ко- ричневый цвет. Он постоянно сновал между кораблями ордера, пристраива- ясь к ним на параллельных курсах бор- том к борту и осуществляя заправку топливом прямо на ходу, не снижая об- щей скорости группы. После встречи кораблей походный штаб с «Ямала» пересел на «Чумикан». Вот как об этом вспоминал В. В. Дмитриев: «Штормит прилично, катер у борта то на три этажа внизу, то опять перед тобой, чуть ниже верхней палубы, и нужно спрыгнуть в него в тот момент, когда катер на мгновение зависает в верхней точке, а не когда камнем пада- ет вниз. Вода в океане очень прозрач- ная и видно, что у катера поджидают несколько акул...» Сразу после встречи все члены эскад- ры начинают занимать назначенные места в так называемом «эллипсе рас- сеивания» площадью 1000 км* 2. Центр его с координатами 17° 48'20” ю.ш., 97° 51'30” в. д. и был расчетной точкой приводнения КА. На всех кораблях и су- дах проходят последние приготовления к «работе», в очередной раз проводятся заключительные автономные провер- ки и комплексные тренировки. 1 июня «Космонавт Виктор Пацаев» занимает свое место в Аравийском море, в точке с координатами 19° с. ш., 70° в. д., готовясь наблюдать вход БОРа в атмо- сферу. Теперь в Индийском океане2 все готово к первому зачетному пуску. Однако из-за многочисленных за- держек и переносов срока запуска уже был пропущен период благоприятной погоды в районе приводнения. Ожида- лось дальнейшее ее ухудшение из-за появления новых зимних циклонов, и стало очевидно, что дальше отклады- вать нельзя, потому что тогда работы могут быть сорваны, что неизбежно приведет к отсрочке запуска почти на год. Пока корабли вернутся на свои ба- зы, пока будет подготовлена новая экс- педиция... В это время за девять тысяч кило- метров от Индийского океана, в Капус- тином Яре, проходит последнее заседа- нии Государственной комиссии под председательством Г. С. Титова. Комис- сия заслушивает доклады о готовности каждого разработчика бортовых сис- тем ракеты-носителя и космического аппарата и принимает решение о пол- ной готовности к пуску. Сразу после этого Госкомиссия в полном составе пе- релетает в Крым: там, рядом с Евпато- рией располагался Центр управления полетами, куда стекается вся инфор- мация о полете БОРа. По плану, в слу- В. Гаврилов. Взлет по «Спирали» / Караван Интернешнл, Берлин, Германия, 26 апреля 2002 г. 2 Добавим, что в это время ПИП «Космонавт Павел Беляев» находился на дежурстве в западной Атлантике, у берегов Кубы, в рабочей точке с географическими координатами 2Г30' с.ш., 74°45’ з.д. Находясь вблизи трассы полета на расстоянии 19200 км от места посадки, этот ПИП мог контролировать состояние систем БОРа, однако документальных подтверждений его работы по «Космосу-1374» найти не удалось. 364
Морская одиссея БОРов чае успешного приводнения и эвакуа- ции аппарата члены комиссии там же, в Крыму, должны встречать суда поис- ково-спасательной службы. Но до этого еще далеко. За несколько часов до запуска, наме- ченного на ночное время, установи- лась «терпимая» погода - а как иначе можно было назвать дрянную мглу с низкой облачностью, холодным поры- вистым ветром при волнении моря 3-4 балла? Но прогнозы на ближайшие ча- сы и дальнейшую перспективу были еще мрачнее... Наша эскадра постоянно принимала факсимильные метеокарты по своему району из Австралии, с о-ва Диего-Гар- сия и других близлежащих метеопунк- тов, и из их анализа следовало, что в районе приводнения развивается тро- пический шторм... Погодные условия становились угрожающими! Последо- вал запрос в Гидрометцентр ВМФ. Там подтвердили: в районе предстоящей работы формируется мощнейший цик- лон. Но так как у Гйдрометеоцентра СССР в этом районе никаких своих сил и средств нет (кроме группы кораблей, как раз запрашивающей у Гидромет- центра прогноз погоды), то он опирает- ся на данные Всемирного центра пого- ды, расположенного в Вашингтоне. Вот так судьба первого зачетного пуска БОРа-4, всей многолетней подготови- тельной работы оказалась в зависи- мости от прогноза погоды1, да еще аме- риканского! Метеослужбой группы наших кораб- лей руководил начальник гидрометео- отряда Черноморского флота Вячеслав Дедюля. По рассказам очевидцев, у не- го был потрясающий нюх на погоду. Как вспоминал В. В. Дмитриев, живший с ним в одной каюте, первое, что делал Вячеслав каждое утро, - отвинчивал барашки, закрывающие иллюминатор, высовывал наружу свой мощный нос, долго и придирчиво нюхал воздух и объявлял погоду на весь день. И никог- да не ошибался! Чутье Дедюли выручи- ло и на этот раз. Итак, по всем данным начинается формирование циклона, обстановка становится критической. Главный штаб ВМФ снимает с себя всю ответствен- ность и отдает приказ: «Решение о про- ведении запуска походному штабу при- нять самостоятельно: либо кораблям укрываться в другом районе севернее, либо оставаться в районе приводне- ния». Теперь уже не наши корабли в Индийском океане ждут указаний из Москвы, а Москва ждет решения «Чу- микана». Работа или отбой до следую- щего года? Цена ошибки слишком ве- лика - ожидание при фактическом при- ходе шторма может привести к гибели кораблей, что к тому же повлечет срыв боевой задачи и перенос запуска кос- мического аппарата на год. А ведь в это время в Капустином Яре заканчивает- ся заправка ракеты, идут последние предстартовые операции, к пуску гото- вы все задействованные наземные из- мерительные пункты (НИПы), десятки тысяч людей по всей стране и за ее пре- делами. .. Атмосфера в походном штабе нака- лена до предела, мнения разделились. Вячеслав Дедюля вновь и вновь запра- шивает метеосводки - и всякий раз по- лучаемые метеокарты рисуют надвига- ющийся шторм. Метеоролог снова и снова выскакивает на открытую палу- бу: погода остается скверной, ветер ко- лючий, порывистый, но его резкого уси- ления нет. И самое главное - над голо- вами продолжают кружить «Орионы»! Они что, прогнозов не знают? Им же до своих баз еще лететь и лететь! Споры в походном штабе продолжаются: - Погода дрянь, а будет вообще х...! Пускать нельзя! - Но почему тогда не уходят «Ори- оны»? Ведь летают же! Выйди, сам посмотри! Командование походного штаба сро- чно проводит совещание о перспекти- ве проведения испытаний БОРа в свя- зи с погодными условиями, о планах укрытия кораблей в безопасном райо- не. Вячеслав Дедюля докладывает, что, по его мнению, все получаемые метео- прогнозы (включая «американские» данные Гйдрометеоцентра СССР) есть не что иное, как результат преднаме- ренной и хорошо скоординированной потенциальным противником дезин- формации о состоянии погоды в райо- не поисково-спасательной операции, ставящей своей целью вынудить СССР отказаться от испытаний новой косми- ческой техники. В итоге по результа- там совещания принимается един- ственно правильное, хотя и очень рис- кованное ответственное решение - дей- ствовать по плану, запуск БОРа осуще- ствить в назначенное время. Долгожданный запуск был произ- веден 4 июня в 00:30 по московскому времени (3 июня в 21:30 по Гринвичу, отсюда путаница с датой). В районе приводнения в момент старта было уже 04:30 утра. Через некоторое время начался прием телеметрической и траекторной информации, затем поя- вились сигналы радиомаяка косми- ческого аппарата (на международной частоте бедствия - 121,5 МГЦ1 2), свиде- тельствующие о прохождении участка торможения в атмосфере и благопо- лучном раскрытии парашюта. Выяс- нилось, что аппарат должен привод- ниться внутри расчетного эллипса рассеивания, но вдалеке от рассредо- точенных по нему кораблей и судов. БОР-4 плавно лег на волны пример- но в полседьмого утра по местному вре- мени. В точку приводнения полным хо- дом направились все корабли группы, осуществляя наведение по сигналам радиопеленгации (как выяснилось впоследствии, работал передатчик на самом аппарате - после приводнения парашют сразу утонул, его так и не нашли). С каждым часом погода резко ухудшалась, к пасмурному сумраку до- бавился утренний туман... Для расширения зоны поиска в воз- дух поднимаются 5 корабельных вер- толетов Ка-25 (два с «Чумикана» и по одному с каждого ПСС). В небе назой- ливо висят «Орионы»: к австралийско- му на смену срочно прилетел «свежий» американец, но и австралиец, несмот- ря на уже длительное дежурство, пока никуда не собирается уходить. Первым плавающий аппарат с воз- вышающимся над ним и видным изда- лека многометровым сигнальным ко- нусом с поперечными красными и бе- лыми полосами обнаружил поисковый вертолет; через четыре часа к нему по- дошло ПСС «Ямал». При первом визу- альном контакте выяснилось удовлет- ворительное внешнее состояние БОРа. Малый буй плавал рядом с аппаратом на привязи, на расстоянии нескольких метров. С «Чумикана» спустили катер с граж- данскими специалистами (12 человек, включая кинооператора), основной за- дачей которых было введение в борто- вую систему плавающего аппарата специального секретного кода, блоки- рующего систему АПО (аварийного подрыва объекта). До введения этого кода система самоликвидации с двумя зарядами по 6 кг тротила препятство- вала любым попыткам поднять или транспортировать БОР: аппарат, по су- ти, представлял собой свободно плава- ющую морскую мину. Анализ телеметрии показал: автома- тический дожиг токсичных остатков топлива перед приводнением не прои- зошел - морская мина являлась еще и ▲ Таким увидели пилоты австра- лийского самолета наш «Чумикан» Фото с сайта www.buran.ru 1 Интересно, но через шесть лет, при принятии окончательного решения о пуске многоразовой космической системы «Энергия-Буран» 15 ноября 1988 г., прогноз погоды на ближайшие часы также был определяющим фактором из-за приближавшегося циклона... 2 Один из диапазонов частот, закрепленных международными соглашениями за терпящими бедствие на море. Именно эта частота является рабочей и в международной спутниковой системе по обнаружению терпящих бедствие КОСПАС/SARSAT. Не исключено, что приводнившийся аппарат первыми запеленговали и обнаружили с воздуха все-таки иностранные «Орионы», т. к. после выхода в эфир его радиомаяка на международной частоте они стали особенно назойливы. 365
Космические крылья Фото из архива НПО «Молния» ▲ Съемка советского ВМФ на палубе «Ямала»: подъем «Космоса-1374» на палубу; на заднем плане - сторожевой корабль (СКР) проекта 1135 ▲ Кадр киносъемки с палубы «Ямала»: патрульный самолет-разведчик Р-ЗС Orion австралийских ВМС. Как и у «американца», виден зафлюгированный воздушный винт левого внешнего двигателя Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос» химической бомбой замедленного действия! Двигатели изделия могли «парить»: в этом случае при приближе- нии к нему без средств защиты смерть будет мгновенной, поэтому команда катера заблаговременно облачилась в костюмы химической защиты. С кате- ра спустили надувную лодку с двумя водолазами в противогазах (!) - им предстояло первыми работать с БОРом. С подошедшего «Чумикана» это выг- лядело волнующе - катер, надувная лодка с водолазами рядом с космичес- ким аппаратом и ПСС «Ямал» постоян- но исчезают из видимости за больши- ми волнами: то катер, то аппарат, то «Ямал» или все одновременно. В возду- хе сразу несколько наших корабель- ных вертолетов. Все с замиранием сердца наблюдают, как они по очереди садятся для дозаправки на кренящие- ся на волнах палубы кораблей. Над БОРом очень низко, практичес- ки над головами водолазов, летают «Орионы». Видно, что у австралийца кончается топливо: для уменьшения его расхода он вынужден выключить (!) крайний левый из четырех своих тур- бовинтовых двигателей. Но ему некуда деваться: наступил именно тот момент, ради которого самолеты-разведчики с экипажем по 10 (!) человек уже нес- колько недель «пасли» наши корабли... В то время как австралиец (бортовой № 160758]), снизив благодаря выклю- ченному двигателю скорость и тяго- вооруженность для продления време- ни барражирования на значительном удалении от своей базы, уходит на большой круг, американец начинает вести себя все более и более нагло: сни- зившись на предельную высоту, он пе- реходит на полеты по малому кругу, стараясь снять БОР-4 своим громад- ным объективом на брюхе. Он уже не просто мешает нашей работе, он ста- вит под угрозу выполнение боевой за- дачи. Ситуация накаляется настолько, что у одного из вертолетчиков сдают нервы, и он, в нарушение всех гласных и негласных правил мирного времени, сквозь открытое окно выпускает попе- рек курса «Ориона» сигнальную ракету. Тот шарахается в сторону и, поняв сиг- нал, уходит на большой круг. Тем временем БОР-4 цепляется к ка- теру длинным тросом и буксируется малым ходом к подошедшему «Ямалу». Буксировка осуществляется против ветра, что позволяет оставшимся в ка- тере на время снять противогазы. БОР подводят к подветренному бор- ту «Ямала», и пока команда катера пе- реговаривается с экипажем ПСС, ап- парат дрейфует на привязи у левого борта судна. Затем два водолаза в про- тивогазах на надувной лодке вновь направляются к БОРу для контроля операции подъема. В этот момент над ПСС на предельно низкой высоте про- ходит сначала американский «Орион», и практически сразу же за ним, с того же направления, на высоте нескольких десятков метров, на крутом вираже с левым креном проносится «трехмотор- ный» австралийский «Орион». Совер- шенно очевидно, что экипажи самоле- тов разных стран четко координируют свои действия. С «Ямала» специальным подъемным краном спускается за борт сетка, кото- рой команда ПСС пытается подцепить БОР. С первого раза это не удается, не удается и со второго раза, и с последу- ющих попыток. ПСС делает новые за- ходы, но опять мешают ветер, подвод- ные течения и большая волна. Не по- могает и опыт многочисленных пред- варительных тренировок в Черном мо- ре: сейчас у «Ямала» после многомесяч- ного плавания из-за израсходования запасов топлива, воды и продоволь- ствия уменьшилась осадка, и он имеет большую парусность корпуса. Все это мешает командиру корабля точно вый- ти на цель. Да и во время тренировок был штиль... После одного из ударов о борт «Яма- ла» у БОРа разбивается носовой кок1 2, что грозит потерей плавучести аппа- рата. Добавим, что кроме этого, аппа- рат оборудован системой самозатопле- ния. Вдобавок в любой момент само- произвольно может сработать автома- тический дожиг остатков топлива, да и система аварийного подрыва, несмот- ря на ее блокировку... Водолазы, находясь в воде рядом с плавающим у борта корабля аппара- том, были вынуждены снять противо- газы - работать в них на такой волне оказалось невозможно. А ведь БОР за- полнен высокотоксичным топливом АТ+ НДМГ, пары которого в любой мо- мент могли попасть в атмосферу. При сильной тряске на штормовой волне и ударах о корпус судна могло случиться все, что угодно. Ситуация складыва- лась критическая: вместе с возмож- ностью потерять КА возникла опас- ность не только травмирования, но и гибели водолазов. Новый заход «Ямала». Водолазы, наплевав на технику безопасности, сели на БОР и, упираясь в него ладоня- ми, с риском для жизни, ногами оттолк- 1 В разведывательной операции 4 июня 1982 г. участвовала машина с серийным №5672 из состава заводской серии №А9-758. Бортовой номер американской машины нам установить не удалось. 2 Как мы помним, основной целью запуска БОРа-4 было испытание теплозащиты, и именно композиционный «углерод-углеродный» носовой кок, испытавший при спуске в атмосфере максимальные температуры и представлявший наибольший интерес для послеполетных исследований, был расколот. Когда аппарат подняли на палубу «Ямала», очевидцы вспоминали, что представитель организации- разработчика, увидев состояние кока, чуть не заплакал от досады! И неудивительно: к 1982 г. за два года работы в СССР было изготовлено всего два (!) композиционных теплозащитных носовых кока. 366
Морская одиссея БОРов нули его от борта корабля. Аппарат спасен, но с его подъемом - очередная неудача... Штаб отряда пытается разработать оптимальное решение, поставить «Чу- микан» и другие корабли на пути океа- нской волны, заградив БОР от ветра, дает рекомендации командиру «Яма- ла», докладывает обстановку в Главный штаб ВМФ... Очередной заход «Ямала», и БОР оказывается наполовину в сетке вместе с обоими водолазами (!). В этот момент волна поднимает движущееся судно и сетку, а вместе с ней и аппарат на 5 метров вверх, БОР в воздухе, ба- лансирует на краю металлической сет- ки какие-то секунды, покачиваясь и как бы раздумывая... Все замерли: ес- ли аппарат упадет с такой высоты, по- следствия будут непредсказуемые, но, скорее всего, он будет безвозвратно по- терян. .. Наконец волна, судно и сетка с БОРом идут вниз, аппарат в последний раз окунается в воду и с хлюпаньем сползает в центр сетки. Водолазы тут же фиксируют его в сетке брошенными с палубы ПСС концами. Можно подни- мать! А над головами в последний раз появляется австралийский «Орион». Пройдя очень низко, он закладывает вираж, после разворота вновь прохо- дит над нашим судном и на остатках горючего уходит. Самолетам-разведчикам удалось-та- ки детально отснять с воздуха весь процесс вылавливания и подъема ра- кетоплана на палубу поисково-спаса- тельного судна «Ямал». За счет малой высоты и скорости полета снимки ока- зались достаточно подробными. Ниже мы приводим некоторые из них. Зарубежные источники подчеркива- ют большую нервозность экипажа «Ямала». По свидетельству австралий- цев, пока команда катера «обезврежи- вала» плавающий аппарат, команда судна-спасателя, вооружившись мно- гочисленными биноклями, присталь- но осматривала небо над горизонтом. Но они смотрели не только в небо: в это время на экранах обзорных локаторов наших кораблей появляются две цели, которые опознаются как фрегаты ВМС США с американской военно-морской базы на острове Диего-Гарсия. Наш сторожевой корабль сразу дает полный ход и, выходя на боевой рубеж, начи- нает занимать позицию на оттеснение их от «Ямала». Фрегаты разворачива- ются и уходят. Сетку вместе с БОРом поднимают из воды на палубу «Ямала». К нему сразу устремляется несколько любопытных из состава команды ПСС, одетых в... рубашки с короткими рукавами и шор- ты! Они начинают распутывать букси- ровочные тросы, но увидев подняв- шихся на борт экипированных в кос- тюмы химзащиты членов эвакуацион- ной команды, быстро исчезают... Что это - беспечность или следствие то- тальной секретности, из-за которой не Эвакуация космического аппарата БОР-4 («Космос-1374»). Съемка1 командира 10-й эскадрильи самолетов-разведчиков Р-ЗС Orion Н. Купера (N. Cooper), база Уилльямс Королевских ВВС Астралин); большинство из нижепредставленных Питером Песавенто (Peter Pesavento) фотографий публикуется впервые: Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто fOSQH RRAF № Illi <2Wr-ll JCPUR27 II III 04.TUII RFDFP to MOS I 4 OIIIJ I I • Г Г! > ИЛ (III ▲ «Космос-1374» поднимается на палубу «Ямала» после успешного приводнения 4 июня 1982 года ▲ «Космос-1374» поднимается на палубу «Ямала» после успешного приводнения 4 июня 1982 года ▲ «Космос-1374» на палубе «Ямала». Видна надстройка «Ямала» и кормовая вертолетная площадка. Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто 1 Австралийские фотографии эвакуации «Космоса-1374» были рассекречены только в 1990 г., в то время как еще более подробные фотографии съемки австралийскими ВМС эвакуации «Космоса-1445» в следующем году стали доступны широкой (зарубежной!) общественности практически сразу же после полета. 367
Космические крылья ▼ «Космос-1374» на палубе «Ямала». Интересно, но фотографии №77-78, как и все последующие, согласно маркировке были сделаны 6 июня, т.е. на второй день (!) после приводнения. В то же время все участники эвакуации утверждают, что операции послеполетного обслуживания БОРа были выполнены за несколько часов. Можно предположить, что маркировка указывает не на дату съемки, а на дату обработки снимков. Внимательно просматривая последовательно пронумерованные снимки, можно проследить направление пролета австралийского «Ориона» над нашим ПСС «Ямал». Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто все представляли себе степень опас- ности аппарата? После этого начался детальный внешний осмотр БОРа. Стало очевид- но, что наибольшие повреждения (в большинстве случаев - протяженные механические сколы теплозащитных плиток) аппарат получил не при спуске в атмосфере, а в процессе его эвакуа- ции из воды. Особенно это касалось его боковых поверхностей. На левом борту было повреждено 7 плиток подряд, на передней правой стороне носового кока зияла глубокая рана шириной почти полметра (!) - от сильного удара часть кока откололась, обнажив (см. фотогра- фии) силовые элементы планера. Первичный осмотр показал, что теп- лозащита выполнила свою основную функцию при спуске в атмосфере, на- дежно защитив аппарат на гиперзву- ковом участке. Из видимых тепловых повреждений было зарегистрировано только обгорание внешнего лакового покрытия (на некоторых плитках - полное, из-за чего аппарат выглядел частично обугленным) и в отдельных местах - повреждение межплиточных уплотнений. Шторм постепенно стихал - осталась высокая океанская волна, которая уже не представляла угрозы крупным су- дам и не мешала работе с БОРом на па- лубе «Ямала». После первого осмотра и фотосъемки аппарата члены эвакуаци- онной команды смонтировали на спе- 368
Морская одиссея БОРов Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто циальные такелажные узлы кронштей- ны-опоры в виде лыж, предохраняю- щие теплозащитное покрытие на ниж- ней поверхности от повреждений при последующих операциях на качающей- ся корабельной палубе. Интересно, что 4 человека, работавшие в непосред- ственной близости к аппарату и обла- ченные в защитные костюмы, все-таки сняли противогазы. Затем к аппарату подвели стропы и краном выгрузили из сетки. Когда аппарат подняли над сет- кой, стала видна его нижняя поверх- ность, серьезно поврежденная этой сеткой при эвакуации. На «брюхе» рас- полагались многочисленные сколы, са- мый длинный из которых был больше метра и пересекал все днище от одного борта к другому. Он располагался в том месте, которое служило линией опоры во время драматического балансирова- ния аппарата на краю сетки. Здесь же, на нижней поверхности, ближе к лево- му борту, одна теплозащитная плитка вообще отсутствовала. Но, судя по то- му, что обнажившаяся обшивка не оп- лавилась, эта плитка тоже была поте- ряна при подъеме из воды. Некоторым стропальщикам стало уже очень жарко, и они сняли верхнюю часть своих защитных костюмов, ос- тавшись только в резиновых штанах и бахилах. Видя это, из судовых помеще- ний на палубу с опаской стали выхо- дить и члены команды «Ямала», на вся- кий случай держась в отдалении. По- 369
Космические крылья Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто дойти ближе они не решались не толь- ко потому, что получили соответствую- щие инструкции, а потому, что стро- пальщики, прикасавшиеся к аппарату, оставались в резиновых перчатках. Ап- парат на некоторое время подвесили на небольшой высоте над палубой для слива морской воды, которой он успел «нахлебаться». Затем команда ПСС готовится к пос- ледней ответственной операции - дис- танционному сливу топлива с последу- ющим обеззараживанием топливных магистралей. Аппарат вывешивают за правым (теперь он стал подветренным) бортом, эвакуационная команда вновь надевает противогазы, а весь экипаж «Ямала» покидает палубу, наглухо за- драивая за собой все люки. AV Внешний вид «Космоса-1374» после полета - вид на левый борт. Протяженный скол, полученный при эвакуации, крупным планом показан ниже на фотомонтаже Фото из архива В. Лукашевича Фото из архива В. Лукашевича Фото из архива П. Песавенто Фото из архива П. Песавенто 370
Морская одиссея БОРов Но... дожиг топлива приходится за- держать на 20 минут. Причина курьез- ная, хотя ее поймет любой знакомый с Вооруженными Силами СССР: когда вся команда уже ушла с палубы, на мостике появился замполит, который решил лично пронаблюдать за ответ- ственной операцией! Все-таки зампо- литы и политруки в Советской Армии и в Военно-морском Флоте были, мягко говоря, очень своеобразными людьми... Наконец все готово. Сначала сброси- ли остатки топлива в атмосферу - с со- седних кораблей было видно, как аппа- рат, а затем и все судно окутывает ядо- витое оранжевое облако. Наблюдатели с «Чумикана» вспоминали, что им пока- залось, будто «Ямал» взорвался: оран- жевый шар закрыл из поля видимости все 120-метровое судно! А все это время несколько человек эвакуационной ко- манды в защитных костюмах находи- лись на расстоянии десятка метров от аппарата, удерживая его от вращения на ветру с помощью длинных расчалок. Как только сброс топлива закончил- ся, аппарат бережно опустили на смон- тированные ноги-опоры. Все члены операции, кроме двух человек, сразу сняли противогазы. Вообще отноше- ние членов команды к требованиям бе- зопасности при работе с токсичными веществами вызывает крайнее удивле- ние. Посудите сами: только что произо- шел массированный сброс ядовитых1 компонентов, и уже буквально через несколько секунд, без какого-либо обез- Эвакуация аппарата «Космос-1374». Съемка советского ВМФ (кадры кинохроники, выполненные оператором ЛИИ имени М. М. Громова В. Г. Ратушевым) ▲ Подъем БОРа-4 («Космос-1374») из воды. Аппарат находится за срезом палубы и сбрасывает остатки токсичного топлива (оранжевое облако). На носовых такелажных узлах уже установлены транспортировочные кронштейны-опоры красного цвета ▼ БОР-4 («Космос-1374») уже над палубой «Ямала». Хорошо видно расколотый носовой теплозащитный обтекатель и опорные кронштейны Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос» Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос 1 Предельно допустимая концентрация (ПДК) несимметричного диметилгидразина (НДМГ) -0,1 мг/м3, азотного тетраксида (АТ) - 0,45 мг/м3. Для сравнения приведем ПДК боевых отравляющих веществ: у фосгена 0,5 мг/м3, у синильной кислоты 0,3 мг/м3. Проще говоря, АТ всего в полтора раза «слабее» синильной кислоты, но при этом НДМГ в пять раз токсичнее фосгена. Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос» Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос» Фото из архива В. Лукашевича 371
Космические крылья Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос Кадры кинохроники эвакуации и послеполетного обслуживания аппарата «Космос-1374». Съемка советского ВМФ (оператор ЛИИ имени М. М. Громова В. Г. Ратушев), последовательность операций сверху вниз, справа налево: ▲ Подъем из воды аппарата вместе с водолазом в сетке ▲ Вверху - американский Р-ЗС Orion. Ниже - операции подъема и демонтажа панелей ▲ Вверху - выброс блока АПО. Затем - дезактивация и демонтаж топливного бака и арматуры Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос> зараживания палубы и судовых над- строек, люди разгуливают там свобод- но, без противогазов, а через несколько минут и без защитных костюмов! Та- кую картину на иностранных кораблях представить себе просто невозможно! После установки аппарата на палубе «Ямала» начался этап послеполетного обслуживания и демонтаж отдельных блоков и агрегатов. Первым делом необходимо было снять верхнюю панель фюзеляжа (гермоотсека), чтобы добраться до внутреннего оборудования ракето- плана. Для этого необходимо было выкрутить (или высверлить) несколь- ко винтов, которыми крепилась верх- няя панель. Но так как технология сборки аппарата предусматривала ус- тановку панелей с последующей нак- лейкой теплозащитных плиток (в том числе поверх крепежа и стыка), то вскрывать нужно было в обратном по- рядке: сначала удалить теплозащиту, а затем снимать крепеж. Для этого два человека эвакуационной команды, ос- таваясь в защитных костюмах (вклю- чая резиновые перчатки), но без про- тивогазов, взяли в руки электродрели и стали высверливать (сверлом диа- 372
Морская одиссея БОРов метром более 10 мм) крепеж... прямо сквозь теплозащиту! Все дело в том, что теплозащитная плитка достаточно непрочная, и, нада- вив на нее пальцем, можно оставить на ее поверхности ямку-отметину. Если же ее разломать или сковырнуть верхнее эрозионно-стойкое покрытие, то обна- жится внутренняя структура, состоя- щая из кварцевых волокон - насколько тонких, что человеческий глаз видит лишь сплошную белую пеноподобную массу, крошащуюся от прикосновения в легкие облачка летучей пыли. Эта пыль есть не что иное, как мельчайшие осколки волокон, микроскопические ку- сочки кварцевого стекла. Попадая в лег- кие человека, эти осколки остаются там навсегда, будучи при этом сильнейшим канцерогеном. Именно поэтому все, да- же самые незначительные работы над теплозащитой «Бурана» выполнялись только в респираторах. А тут - дрелью в плитки на открытом воздухе! Вновь задаешься вопросом: это геройство или неосведомленность? По-видимому, обычное русское разгильдяйство. После снятия крепежа занялись де- монтажем двух боковых и одной верх- ней панелей гермоотсека, причем каж- дая из демонтированных панелей бе- режно упаковывалась в индивидуаль- ный транспортный контейнер. Следующий критический момент - демонтаж тротилового заряда системы АПО. Все на палубе замирают, в то вре- мя как один из «эвакуаторов» тянется в недрах аппарата к массивному метал- лическому цилиндру, медленно размы- кает электроцепи, затем вынимает ци- линдр из ракетоплана и непривычно плавным и размеренным шагом на- правляется к борту судна. Из-за качки кажется, что человек не идет, а плывет над палубой в густом от напряжения воздухе. Дойдя до борта, он поднимает двумя руками смертоносный цилиндр над головой, перекладывает его в ле- вую руку и, как заправский толкатель ядра, отправляет заряд тротила за борт. Все, затаив дыхание, провожают его взглядом до поверхности воды и об- легченно вздыхают! БОР перестал быть бомбой, можно работать дальше, в том числе и кантовать аппарат. Ракетоплан поднимают на стропах и укладывают удобнее: в дополнение к носовым кронштейнам под нижнюю хвостовую часть подкладывают два мата, один на другой. Теперь фюзеляж лежит на палубе горизонтально, и можно выполнять последнюю опасную операцию - демонтаж топливного бака и промывку топливных магистралей. Вновь надевают противогазы. Сначала к магистралям необходимо подсоеди- нить штуцер с барашковым краном, но... в самый неподходящий момент кран заедает. Недолго думая, один из двух участников этой операции чинит кран легкими ударами массивного га- ечного ключа - и техника поддается. Дальше начинается собственно про- мывка: обеззараживающая рабочая жидкость (спиртовой раствор) подает- ся под напором в топливную систему аппарата и, пройдя по магистралям, сливается вместе с остатками топлива наружу через камеры сгорания двига- телей газодинамической системы. В это время в двух метрах за кормой ап- парата, прямо в образующемся ядови- то-оранжевом облаке, стоит в пол- ностью задраенном костюме химзащи- ты один из «эвакуаторов» и поливает облако и хвостовую часть ракетоплана водой из корабельного гидранта. Да- да, человек стоит прямо в облаке, пы- таясь водяной пеленой сбить (или рас- сеять?) ядовитые клубы топливных ис- парений. Он должен стоять именно так, потому что ракетоплан повернут кормой к подветренному борту и зали- вать его со стороны хвоста можно толь- ко стоя между ним и бортом судна, те. внутри образующегося облака! Второй человек (тоже, разумеется, в защитном костюме) находится сбоку и контроли- рует открытие вентиля. Вся операция смотрится жутковато с учетом сильной токсичности амила (азотного тетрак- сида, АТ). Здесь, к всеобщему сожалению, все прошло не так гладко, как надеялся экипаж «Ямала». Для промывки топ- ливных магистралей была заготовлена большая бочка медицинского спирта, на сленге военнослужащих именуемо- го «шилом». Предварительные трени- ровки показали, что для полной про- мывки достаточно половины бочки, и команда корабля надеялась, что остав- шаяся половина «шила» поступит в ее распоряжение и будет использована, согласно русскому обычаю, по своему прямому назначению, т. е. для «обезза- раживания организмов членов коман- ды путем внутренней промывки». Но после того как половина бочки была истрачена, взятые газоанализатором пробы показали наличие остатков ра- кетного топлива. Скрепя сердце, стали промывать второй раз - спирта для ко- манды не осталось ни капли... Магистраль промывки была демон- тирована. Члены эвакуационной ко- манды тут же сняли противогазы и вчетвером отсоединили и вынули тя- желый топливный бак. Для этого при- шлось снять некоторые блоки оборудо- вания, закрывавшие доступ к баку. За- тем опять (!) надели противогазы и, сорвав плоскогубцами предохрани- тель, открыли крышку на заправочной магистрали. Зачем-то заглянув внутрь бака сквозь стекла противогаза, ко- манда зацепила бак стропами судового крана и опустила его за борт прополос- каться в океанской воде. Сам же аппа- рат в это время интенсивно окатывали водой из судовых гидрантов. После «ду- ша» его с помощью крана перевернули из горизонтального положения в нак- лонное и вывесили над палубой хвос- том вниз, чтобы опять поливать из шлангов со всех сторон. Вот теперь, после «водных процедур», ракетоплан наконец-то стал безопасен! Тем не ме- нее все последующее время, пока аппа- рат находился на палубе, его хвостовая часть окатывалась забортной водой из закрепленного шланга. Заключительной операцией была перегрузка БОРа с помощью крана на транспортировочный лафет. В этой операции участвовали три рядом сто- явших человека, при этом один, нахо- дившийся со стороны хвостовой части, был полностью облачен в костюм хим- защиты (с противогазом), а два других загорали под ярким солнцем: из одеж- ды на них были только плавки... И последний штрих. На уже установ- ленном в лафет аппарате были раско- нтрены шарнирные узлы поворотных консолей, что позволило сложить их вручную на спине, в стартовое положе- ние. Все! На этом первоочередные пос- леполетные работы на космическом аппарате БОР-4, совершившем орби- тальный полет под обозначением «Кос- мос-1374», были закончены. Только после этого экипажам судов, участвовавших в поисково-спасатель- ной операции, дали отбой - так для многих закончились эти трое (с уче- том предстартовых тренировок) суток без сна. А к аппарату наконец-то получили полный и беспрепятственный доступ представители промышленности. С БОРа сразу же сняли все приборы для дальнейшего анализа и обработки по- лученных данных. Все операции, от подъема изделия на борт до демонтажа оборудования, заняли не более двух ча- сов, и через три часа все уже разош- лись по своим каютам и кубрикам. Через некоторое время поверх транс- портного лафета был натянут брезент, который образовал своеобразный бре- зентовый ангар. Затем транспортный лафет вместе с препарированным ра- кетопланом был перегружен краном с верхней палубы в судовой трюм «Яма- ла», и началась подготовка к возвраще- нию эскадры домой. После получения разрешения на возвращение связь по космическому каналу с Птавным штабом ВМФ была закрыта, и группа кораблей и судов по- кинула район приводнения БОРа. Пер- вым ушел «Космонавт Георгий Добро- вольский». После пополнения запасов сначала в Сингапуре, а затем в Роттер- даме он уже 22 июля вернулся в Ленин- град. А судну «Космонавт Виктор Паца- ев» после работы по БОРу-4 предстояла еще многомесячная океанская вахта в интересах Академии наук СССР. После захода в порт Бомбей «для сдачи мате- риалов регистрации»1 и для пополне- ния запасов судно прошло через Суэц- кий канал и дозаправилось в сирийс- ком порту Латакия. Пройдя Средизем- ное море, экипаж ПИП встал на двух- 1 Запись в оперативном судовом формуляре. Какие материалы и, главное - кому они передавались - установить не удалось. 373
Космические крылья Фото В. Лукашевича ▲ Группа сотрудников ЦАГИ, май 2007 г. Указка в руках Владимира Нейланда направлена на модель, использовавшуюся в продувочных экспериментах по изучению каталитичности поверхности. Но безусловный интерес представляют и другие модели, лежащие на демонстрационном столе. За указанной моделью расположена металлическая модель многоразового ракетного модуля «Байкал» для первой ступени PH «Ангара». Перед указанной моделью расположены следующие модели (по мере приближения к фотографу): модель «Бурана», металлическая модель головной части космического аппарата БОР-6, модель БОРа-4, модель воздушно- космического самолета ASLV фирмы Боинг. О БОРе-6 наш рассказ впереди. месячную вахту в западной Атлантике, прерываемую заходами в Гавану и Ве- ракрус «для пополнения запасов и от- дыха личного состава». В порт припис- ки Ленинград ПИП «Космонавт Виктор Пацаев» вернулся только в октябре 1982 г. Основная эскадра с драгоценным грузом вернулась в свои порты значи- тельно раньше. В Севастополе суда (а вернее, БОР-4) встречал довольный Герман Титов и члены Государственной комиссии. Несмотря на свою извест- ность, в целях секретности даже он был одет «по гражданке». За успешное выполнение боевой за- дачи по поиску и спасению БОРа-4 на весь ВМФ была выделена премия - це- лых... 600 (!) рублей. Но никто из выхо- дивших в море летом 1982 г. так и не узнал, кто же ее все-таки получил1. Во время первой поисково-спаса- тельной операции в Индийском океане прошла проверку методика проведе- ния спасательных работ с КА, разра- ботанная заместителями командира бригады - капитаном 1-го ранга Бори- сом Детеношевым, капитаном 2-го ранга Владимиром Куницыным, флаг- манским специалистом аварийно-спа- сательной службы капитаном 3-го ранга Валерием Солодухиным и ко- мандиром ПСС «Ямал» капитаном 2-го ранга Виктором Чупаковым. При последующем анализе хода опе- рации Г. С. Титов учел активное проти- водействие иностранного флота и об- ратился напрямую в Военно-промыш- ленную комиссию при Совете Минист- ров СССР (ВПК): «В условия повторной посадки в нейтральных водах мы не сможем обеспечить режим секретнос- ти. Считаю, что велика вероятность перехвата американцами <...> предла- гаю перенести место посадки в Черное или Каспийское моря». Основанием для особых опасений был тот факт, что точность приводне- ния «Космоса-1374» не просто совпада- ла с расчетной - она оказалась гораздо лучше ожидаемой! Именно этот ре- зультат будет определять всю дальней- шую судьбу БОРов после завершения программы испытательных пусков в рамках программы отработки теплоза- щиты «Бурана». Но главным результатом полета «Космоса-1374» было то, что в руки разработчиков «Бурана» впервые попа- ли образцы теплозащиты, испытав- шие на себе все факторы реального космического полета, включая самый ответственный участок - гиперзвуко- вое торможение в атмосфере. Анализ полученных данных позволил уточ- нить предварительные расчеты и дан- ные наземных испытаний и решить несколько остававшихся серьезных проблем. Одной из таких проблем бы- ли вопросы, связанные с каталитич- ностью поверхности теплозащиты. Упрощенно физико-химическую кар- тину явления каталитичности можно представить следующим образом. Встречный поток воздуха состоит из нейтральных молекул азота и кислоро- да. Но при обтекании воздухом тела, движущегося в нем с гиперзвуковой скоростью, перед лобовой поверхно- стью тела образуется головной скачок (ударная волна), в котором встречный поток скачкообразно тормозится до дозвуковой скорости. При этом энергия движения встречного потока переходит в тепловую. Выделившейся энергии настолько много, что ее с избытком хва- тает на разрыв основных молекул воз- духа. Говоря научным языком, кинети- ческая энергия при проходе газа через головной скачок частично превращает- ся в энергию диссоциации, превышаю- щую внутреннюю энергию связи в мо- лекулах азота (энергия на разрыв 9,76 эВ) и кислорода (7,38 эВ). Так как кинетическая энергия при торможении расходуется и на нагрев потока, и на распад молекул воздуха, то явление диссоциации несколько уменьшает температуру встречного диссоцииро- ванного потока, состоящего из «оскол- ков» молекул, поглощая часть выделив- шегося тепла. Но как только затормо- женные после прохождения головного скачка «осколки» попадают на относи- тельно «холодную» лобовую поверхность движущегося тела, они вновь соединя- ются (рекомбинируют), теперь уже с вы- делением энергии диссоциации непос- редственно на поверхности тела, допол- нительно ее нагревая. Другими слова- ми, в процессе рекомбинации поверх- ность летящего тела выполняет роль своеобразного катализатора, причем скорость реакции рекомбинации суще- ственно зависит от свойств поверхнос- ти. Влияние поверхности на рекомби- нацию (ее ускорение или замедление) встречного диссоциированного потока и получило название «каталитичность». Первоначально все расчеты при теп- ловом проектировании «Бурана» вы- полнялись в ЦАГИ, исходя из предпо- ложения, что все молекулярные оскол- ки рекомбинируют на лобовых поверх- ностях летательных аппаратов и свой- ства поверхности аппарата никак не влияют на скорость (и место) рекомби- нации. На возможность замедления рекомбинации, позволявшей «затя- нуть» этот процесс, уведя его с наибо- лее теплонапряженных лобовых кро- мок аппаратов, поначалу просто не об- ращали внимания. Именно без учета каталитичности поверхности были составлены и направлены в НПО «Мол- ния» первые схемы распределения по- верхностных температур «Бурана» для создания его теплозащиты. Первым, кто додумался до исследова- ния влияния поверхностных свойств на скорость рекомбинации, был сот- рудник ЦАГИ Виталий Петрович Ага- фонов. После проведения расчетов ста- ло очевидно, что если лобовые поверх- ности будут иметь каталитически ней- тральное покрытие (со скоростью ката- литической рекомбинации по кислоро- ду и азоту менее 2 моль/с), то темпера- Когда В. В. Дмитриев прибыл к вице-адмиралу с рапортом о результатах командировки, то услышал вопрос: «Ну, как отдохнули?» 374
Морская одиссея БОРов тура на носовом коке «Бурана» будет ниже на 300-400 °C, а на нижней пове- рхности крыла и фюзеляжа - на 100 °C. Однако эксперимент в аэродинамичес- кой трубе показал неоднозначные ре- зультаты, заставив сотрудников ЦАГИ серьезно поволноваться. Вот как об этом вспоминал Владимир Нейланд1: «Мы прикинули, что если энергия диссоциации не выделится на поверх- ности, а рассеится где-то сзади, то тем- пературы спереди «Бурана» могут быть не 1640 °C, а всего лишь немногим больше 1400 °C. Мы это многократно просчитали, и я сказал Птебу Евгенье- вичу [Лозино-Лозинскому], что есть та- кой резерв. Он жутко обрадовался, так как отвечал и за разработку теплоза- щиты. Даже докладную записку я ему написал, хотя к тому времени я мог бы быть уже поумнее [смеется - В. Л.], ведь я был заместитель директора институ- та, курирующего программу. Потом думаю: дай-ка я проверю это на наших плазмотронах. И дальше ис- тория начала принимать немножко не- хороший характер. Мы сделали модель (тело типа сфе- ра-цилиндр) и разделили лобовую часть (сферический носок) на 4 секто- ра: каталитический, некаталитичес- кий, каталитический, некаталитичес- кий. Сунули в трубу. Первые 15-20 се- кунд эффект наблюдался, мы радова- лись, а потом... пропал! Почему? Нача- ли думать и быстро нашли причину. Так как воздух перед моделью разогре- вался медными электродами, то с их поверхности летели пары меди и напы- лялись поверх некаталитического пок- рытия модели. Для исчезновения эф- фекта нейтральной каталитичности оказалось достаточно напыления слоя меди толщиной всего в две молекулы! Казалось бы, эксперимент прошел успешно, эффект подтвердился, а для исключения напыления паров меди в следующем эксперименте можно ис- пользовать высокочастотные безэле- ктродные плазматроны. И тут мне в го- лову пришла ужасная мысль: ну ладно, здесь, в трубе, мы можем что-нибудь придумать, но вдруг постоит этот объ- ект на Байконуре, на старте, в степи под открытым небом, пройдет дождь, осядет пыль, грязь - и температуры при спуске будут другие! Я Птебу Ев- геньевичу говорю: - Подождите, Птеб Евгеньевич, не надо это использовать! Запаса нет! Лозино-Лозинский мне отвечает: - Нет. Владимир Яковлевич, вы мне обещали, вот ваша бумага... Вы мне должны это сделать! Как мы ни бились, но никакого выхо- да мы так и не нашли... Я до сих пор не знаю, как это сделать! Но в первом же орбитальном полете БОРа-4 выяснилось, что после того, как аппарат успевал сделать в открытом космосе один-полтора витка вокруг Земли, поверхность аппарата в усло- виях вакуума очищалась! В результате вакуумной очистки вся накопившаяся на поверхности дрянь испарялась! Это быль столь редкий в нашей рабо- те элемент везения». Вот так первый орбитальный полет БОРа-4 снял головную боль у разработ- чиков теплозащиты «Бурана», связан- ную с сохранением требуемых катали- тических свойств поверхности. Помимо практических результатов для наших специалистов полет БОРа-4 с приводнением в нейтральных водах Индийского океана имел и еще одно следствие: потенциальный противник получил достоверные сведения о веду- щихся в СССР секретных разработках воздушно-космического самолета. Бо- ▲ Плавучий измерительный пункт «Космонавт Павел Беляев» Фото из архива Музея морского космического флота лее того, зарубежным аналитикам ста- ли известны, как им казалось, внеш- ний облик будущего аппарата и его конструктивные особенности. Анализ полученных фотографий, проведен- ный при нехватке достоверной инфор- мации, позволил сделать как правиль- ные, так и ошибочные выводы. Напри- мер, был сделан верный вывод о том, что был испытан не прототип аппара- та, а его масштабная модель. В то же время ряд ошибочных догадок наши специалисты рассматривали как курь- езные поводы для шуток. Например, в одном из авторитетных зарубежных изданий по итогам приводнения БОРа было высказано предположение, что «...русские отрабатывают гидросамо- летную посадку на воду при возвраще- нии из космоса». Вот как на это проре- агировал В. Я. Нейланд: «Эта американская полубульварная публикация нас порядком насмешила. Нам было понятно, что это ерунда, фантазии журналиста: есть серьезные причины, по которым скользящую по- садку на воду делать ни в коем случае не надо. У нас в отделе гидродинамики ЦАГИ были, конечно, горячие головы, которые предлагали это дело, но потом прикинули, и выяснилось, что возни- кающие при приводнении (на скорос- тях 300-400 км/ч) посадочные струи разрезали бы пузо аппарата как авто- геном. Поэтому мы этот вариант всерь- ез вообще не рассматривали». Одно можно было утверждать точно: отныне к нашим работам будет прико- вано самое пристальное внимание. Несмотря на обращение Г. С. Титова, было принято решение повторить уже отработанную методику эвакуации1 2, поэтому второй полет БОРа-4 (под обозначением «Космос-1445») 16 марта 1983 г. также был произведен с привод- нением в районе Кокосовых островов. В обеспечении этого полета участво- вали суда сопровождения3 Академии наук СССР «Космонавт Владислав Вол- ков»4 и «Космонавт Павел Беляев»5. Из состава Тихоокеанского флота в этот раз к группе кораблей был прикомандиро- 1 Интервью В. П. Лукашевичу в мае 2007 г. 2 Г. С. Титов объяснял это так: «Специалисты по спуску мне объяснили, что система посадки имеет очень большой разброс». 3 В открытых публикациях плавучие измерительные пункты именовались научно-исследовательскими судами - НИС. 4 Для ПИП «Космонавт Владислав Волков» это был 7-й экспедиционный рейс, который начался выходом в море 15 февраля 1983 г. На борту судна находился экипаж численностью 61 человек под командованием капитана Владислава Степановича Гусева и экспедиция в составе 57 человек, возглавляемой начальником Олегом Михайловичем Аброскиным. 5 Для ПИП «Космонавт Павел Беляев» это был 5-й экспедиционный рейс, начавшийся 19 января 1983 г. В точку встречи с другими кораблями ПИП пришел со стоянки в порту Коломбо (о-в Цейлон). После завершения работы по БОРу судно пополнило запасы в Сингапуре и совершило переход в Атлантику, где продолжило работу по сопровождению других космических аппаратов. Домой в Ленинград моряки вернулись только 2 сентября. 375
Космические крылья Фото из архива журнала «Новости космонавтики» Фото из архива Музея морского космического флота ▲ Группа советский кораблей: в центра на переднем плане БПК «Петропавловск», на заднем плане слева - ПСС «Ямал», справа - КИК «Чумикан». ван более современный и «зубастый» БПК «Петропавловск»1. Операция по по- иску и эвакуации «Космоса-1445» весной 1983 г. проводилась под кодовым назва- нием «Блеск». Как и в 1982 г., в район Кокосовых ост- ровов пришли наши корабли из Черного моря - «Апшерон», «Донбасс» и «Ямал». Встреча состоялась 9 марта в точке с координатами 14°30'ю.ш., 95° в. д., а 14-15 марта 1983 г. вся группа перешла в расчетный район приводнения - 17° 48' ю.ш., 97°5 Г в.д. Все суда рас- средоточились по периметру эллипса рассеивания, чтобы максимально быс- тро найти КА и поднять его на борт. ПИП «Космонавт Владислав Волков» остался принимать телеметрию с борта БОРа в Аравийском море в рабочей точ- ке с координатами 14° с.ш., 70°30' в.д. (Добавим, что в Карибском море, в рабо- чей точке с координатами 12°40' с.ш., 66° 15' з. д. дежурил ПИП «Космонавт Ге- оргий Добровольский».) У операции «Блеск» по сравнению с эвакуацией «Космоса-1374» годом рань- ше была одна особенность, делавшая ее поистине уникальной. В ее рамках выполнялись мероприятия, необыч- ные как для ВМС, так и для всего кома- ндно-измерительного комплекса стра- ны. И происходили они не в Индийс- ком океане, а... в военном небе Афга- нистана. Для того чтобы понять необ- ходимость такой операции, вернемся на некоторое время назад. При подготовке запуска «Космоса- 1445» было принято решение обеспе- чить прием телеметрической инфор- мации на начальном этапе вхождения в атмосферу, сразу после выдачи тор- мозного импульса, и далее «вести» та- ким образом аппарат до момента поте- ри связи на этапе плазмообразования. Но этот участок не перекрывался полностью зонами видимости Тбилис- ского НИПа и экспедиционного судна в Аравийском море. Найти какой-либо приемлемый способ получения теле- метрической информации с помощью «традиционных» средств не удалось, и Г. С. Титов предложил задействовать самолетные измерительные пункты (СИПы). К этому моменту в составе команд- но-измерительного комплекса Байко- нура существовала в/ч 43009, осна- щенная четырьмя СИПами Ил-20РТ, базировавшимися на аэродроме «Край- ний». После того, как решение было при- нято, специалисты космодрома рассчи- тали трассу полета телеметрических «Илов»: для получения устойчивого си- гнала она должна была пролегать над Афганистаном. В это время там велись активные боевые действия, в ходе ко- торых советские войска несли потери, в том числе и в авиации. Однако реше- ние задействовать СИПы было приня- то, и для обеспечения безопасного по- лета самолетных пунктов над Афга- нистаном пришлось принимать комп- лекс дополнительных мер. Подготовка к выполнению работ ве- лась особенно тщательно. В состав двух экипажей майоров Н. А. Черно- усова и С. А. Морева отбирали профес- сионалов высочайшего класса. Прово- дили множество инструктажей по дей- ствиям в случае непредвиденных об- стоятельств. Всем членам экипажей было выдано личное оружие. Были про- ведены тренировки по связи на земле. Начальниками СИПов были опытней- шие специалисты - майоры В. П. Серов и В. М. Епихин, бортовыми инженера- ми - старший лейтенант В. Н. Варла- шин и капитан Л. Д. Пузырный. Стар- шим группы был назначен майор Г. И. Плужников. Большой противолодочный корабль «Петропавловск» при водоизмещении (стандартное/полное) 6700/8565 т имел размеры 173,4x18,5x5,74 ми мог развивать скорость до 32 узлов. Экипаж - 380 чел. (в т. ч. 47 офицеров). В состав разнообразного вооружения корабля входил расположенный в ангаре вертолет Ка-27. 376
Морская одиссея БОРов 10 марта 1983 г. самолеты вылетели для выполнения задачи в город Мары. В Туркменистане была безоблачная теплая погода, что позволяло прово- дить длительные тренировки. Перед работой экипажи побывали на ин- структаже и постановке задач в Таш- кенте, где окончательно был согласо- ван порядок пересечения границы и работы по проведению измерений. После этого экипажи еще целую неде- лю находились в Марах, проводя на- земные тренировки по связи. Особое внимание при этом уделялось установ- лению надежной связи с космодромом Байконур - за всю историю эксплуата- ции самолетных ИПов это была един- ственная опытно-испытательная ра- бота, когда радистам СИПов предстоя- ло напрямую работать с передающим и приемным центрами космодрома. Ночью 15 марта два Ил-18РТ вылете- ли для выполнения задания над терри- торией Афганистана. Самолеты пере- секли границу в районе Кушки, пога- сив бортовые огни. Полет был исклю- чительно сложным: в ночных условиях необходимо было в назначенное время ▲ «Ямал» подходит левым бортом к плавающему БОРу-4 («Космосу-1445»). Снимок австралийских ВМС выйти в точно определенную точку. Экипажи измерительных самолетов с честью справились с поставленной за- дачей. На территории Афганистана са- молеты вышли в район Шимкент-Гй- ляран, где Афганистан граничит с Па- кистаном. Когда «Космос-1445», запу- щенный с Капустина Яра, после выда- чи тормозного импульса начал сниже- ние, СИПы зафиксировали устойчи- вый сигнал и, сообщив на приемный центр космодрома информацию о на- чале и конце приема и количестве при- нятой информации, развернулись в сторону советской границы. По возвращении домой весь лич- ный состав получил благодарность за выполнение этого задания. С удовле- творением встретили сообщение, что принятая на СИПах телеметрическая информация оказалась самого высо- кого качества: по отзыву одного из ве- дущих специалистов-испытателей, «ей цены нет!». Действия СИПов этой ночью прик- рывал целый полк истребительной авиации. Военные летчики, сопровож- давшие СИПы, недоумевали: «Илы» уш- ли из воздушного пространства Афга- нистана, «даже не отбомбившись»! Вое- вавшие в Афганистане летчики пола- гали, что СССР проводит испытание ка- кого-то нового вида оружия. К запуску «Космоса-1445» хорошо подготовились и австралийские ВМС. Теперь им было проще: был известен ожидаемый район приводнения, и они точно знали, что им предстоит искать, как и какой именно корабль будет эва- куировать аппарат из воды и сколько на это потребуется времени. Поэтому, несмотря на тотальную секретность операции, австралийские ВМС зара- нее узнали о предполагаемом времени запуска от американских спутников- разведчиков, своевременно зафикси- ровавших момент выхода советских кораблей из портов постоянного бази- рования. Навстречу советской эскадре заранее было отправлено гидрографи- ческое судно ВМС Австралии «Морсби» (HMAS «Moresby»1), которое затем в те- чение недели непрерывно наблюдало за операциями по подъему «Космоса- 1445» и координировало действия всех сил и средств ВМС Австралии. К мо- менту запуска аппарата в районе при- воднения стало просто тесно от совет- ских и австралийских кораблей. Пос- ледние подходили настолько близко, что наши моряки могли беспрепят- ственно рассматривать в бинокли не только самих матросов, но даже смот- реть по вечерам... зарубежные филь- мы, которые транслировались на экра- нах, развернутых на верхних палубах иностранных судов! При эвакуации БОРа-4 в марте 1983 г. ▲ Выход «Морсби» из Сиднейской гавани Фото из архива Г. Омельченко Фото из архива Г. Омельченко Фото из архива Г. Омельченко в Индийском океане разгорелась нас- тоящая дуэль: обе стороны подготови- лись к этой скоротечной операции, уч- тя все уроки предыдущего запуска. Со- ветский флот постарался сократить время от обнаружения аппарата до окончания его эвакуации. Для этого были исключены операции обслужи- вания ракетоплана в воде - его решили поднимать сразу с надувным балло- ном-пеленгом. Уменьшение числа опе- ▲ Обезвреживание системы АПО на «Космосе-1445». Снимок австралийских ВМС. 1 Гидрографическое судно «Морсби» водоизмещением (стандартное/полное) 1714/2351 т и длиной 96 м было построено в 1964 г. Корабль, оснащенный тремя английскими дизель-электрическими установками мощностью 5000 л. с. каждая, развивал максимальную скорость 19 узлов. Экипаж -146 человек, вооружение - спаренная 40-мм артиллерийская установка и вертолет Westland Scout АН-1, впоследствии замененный на «Кайову» (Bell Kiowa) ОН-58. Списано из состава австралийских ВМС в 1997 г. 377
Космические крылья Эвакуация аппарата «Космос-1445». Съемка советского ВМФ - фотоснимки, бывшие секретными более 10 лет: ▲ Буксировка БОРа к ПСС «Ямал» ▼ Аппарат над срезом борта «Ямала» ▲ Первые метры подъема из вод Индийского океана ▼ БОР-4 - в наших надежных руках. На заднем плане - низко летящий австралийский самолет-разведчик Р-ЗС Orion Фото из архива НПО «Молния» Фото из архива НПО «Молния ▲ Катер со специалистами осторож- но приближается к «Космосу-1445» ▼ «Обезвреженный» ракетоплан медленно поднимается над водами Индийского океана Фото из архива НПО «Молния» Фото из архива НПО «Молния> раций на свободно плавающем аппа- рате также позволяло повысить его сохранность, снизив число возмож- ных соударений с бортом катера и ПСС в условиях океанской качки и волнения. Изменился и внешний вид аппарата: надувной конус стал мень- шего размера и с другой окраской, на верхней поверхности фюзеляжа БОРа появились ярко-оранжевые попереч- ные полосы. Теперь наш вертолет, ко- торый сможет первым обнаружить в океане аппарат, должен был сбросить рядом с ним плавающий радиобуй для лучшего наведения кораблей. Комп- лекс оборудования, предназначенного для дезактивации топливной системы БОРа, расположенный на верхней па- лубе «Ямала», с самого начала был за- крыт брезентовым тентом. Брезент снимался только один раз, при выпол- нении непосредственных работ с ап- паратом. Но две операции в процессе эвакуации нельзя было ни исключить, ни сократить - обезвреживание систе- мы АПО на плавающем БОРе и слив токсичных остатков компонентов топ- лива с последующей промывкой маги- стралей. Во время слива аппарат надо поднять из воды, но висеть он должен все еще за срезом палубы и обязатель- но с подветренного борта «Ямала». В момент приводнения утром 16 мар- та погода была значительно лучше, чем девять месяцев назад: стоял пер- вый осенний (для южного полушария) месяц. Видимость был гораздо лучше при меньшем волнении моря. Запуск и приводнение прошли без особых про- исшествий. После приводнения БОРа рядом с расчетной точкой его быстро обнаружил наш поисковый вертолет, сбросил радиобуй, затем к плавающе- му аппарату направился ПСС «Ямал», который плотно «пасли» австралийские ВМС. С этого момента австралийцы уже не выпускали БОР-4 из поля зрения, буквально вися над головами членов команды «Ямала». В итоге им удалось детально отснять с воздуха не только весь процесс вылавливания и подъема ракетоплана из воды, но и операции послеполетного обслуживания на па- лубе поисково-спасательного судна. Советские участники спасательных операций вспоминали, что австралий- ский «Орион» так низко ходил над па- лубой большого противолодочного ко- рабля «Петропавловск», что вихри, срывающиеся с его крыльев, чуть не сбивали людей с ног. Неудивительно, что снимки, сделанные с «Ориона», оказались настолько подробными! Четыре других советских военных корабля пытались прикрывать эту опе- рацию со стороны моря от иностран- ных судов, но телеобъективы «вражес- ких» фотоаппаратов сверху все-таки сделали свое дело: полученные фотог- рафии хода эвакуации «Космоса-1445» оказались гораздо более детальными по сравнению с «Космосом-1374». И это несмотря на то, что вся операция по спасению заняла не больше часа с мо- мента приводнения аппарата! Некоторые из десятков снимков, рассекреченных австралийским Ми- нистерством обороны в апреле 1983 г., мы приводим далее. Иностранные фо- тографии позволяют восстановить последовательность всех операций по подъему БОРа-4 на палубу «Ямала». Перед началом подъема вся команда судна, участвовавшая в послеполетном обслуживании БОРа, облачилась в про- тивогазы и костюмы химической защи- ты. Затем к плавающему ракетоплану быстро подошел катер, к которому был подцеплен трос крана «Ямала». В этот раз на борту катера было 10 человек. Спокойный океан и отсутствие боль- ших волн позволили существенно уско- рить все операции. С катера спустили надувную моторную лодку с водолаза- ми. Подойдя к плавающему БОРу, водо- лазы первым делом обезвредили систе- му АПО, а затем зацепили ракетоплан тросом. После этого крановщик на суд- не по команде начал выбирать конец, подтягивая БОР к борту. Все время бук- сировки вторым концом БОР был прик- реплен к следовавшему за ним катеру, игравшему роль плавучего якоря. Чет- кая слаженность действий крановщика «Ямала» и рулевого на катере позволили быстро подтянуть зарывшийся носом в воду ракетоплан к борту ПСС и выта- щить его, подвесив за бортом для стека- ния морской воды. Тем самым была исключена операция мучительного вы- лавливания аппарата сеткой-тралом, приводящая к повреждениям теплоза- щиты. Однако сетка на всякий случай предусмотрительно лежала на палубе. Во время подъема прикрепленный к катеру второй страховочный конец не позволял БОРу сильно раскачиваться. Весь этот процесс помимо австралийс- кого «Ориона» снимал и палубный вер- толет с «Морсби». На открытое столкно- 378
Морская одиссея БОРов Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос Кадры кинохроники эвакуации и послеполетного обслуживания аппарата «Космос-1445». Съемка советского ВМФ (оператор ЛИИ имени М. М. Громова В. Г. Ратушев) ▲ На первом кадре вверху слева - австралийский вертолет палубного базирования. На последующих кадрах (сверху вниз, затем слева направо) подробно отражена операция по буксировке и началу подъема ракетоплана из воды Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос» вение австралийцы не шли: в целях предосторожности вертолет не зави- сал над нашим аппаратом или над «Ямалом», а пролетал несколько в сто- роне от них на небольшой высоте, при этом его скорость, разумеется, была значительно меньше по сравнению с самолетом-разведчиком. После «вывешивания» за бортом раке- топлан переместили в пространство над палубой, где три человека провели первоочередные операции по демонта- жу надувного баллона пеленга, обесто- чиванию аппарата и установке носовых транспортировочных кронштейнов. Затем аппарат вновь подвесили за бортом, но уже с другой стороны судна и произвели контрольный слив остат- ков компонентов топлива. В отличие от «Космоса-1374», у «Космоса-1445» до- жигание остатков топливо прошло штатно еще во время спуска на пара- шюте, поэтому ядовитое оранжево-ко- ричневое облако было меньшего раз- мера, чем год назад. Когда облако рас- сеялось, аппарат тщательно промыли струями из пожарных гидрантов, смыв остатки топлива с его хвостовой части. Затем последовала просушка на при- вязи под краном-балкой за бортом суд- 379
Космические крылья Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос» Кадры кинохроники эвакуации и послеполетного обслуживания аппарата "Космос-1445". Съемка советского ВМФ (продолжение): ▲ Сброс остатков топлива на вывешенном за борт «Ямала» ракетоплане ▲ Продолжение сброса остатков топлива (сверху) и их смыв с поверхности аппарата (внизу) ▲ Завершение смыва остатков топлива и начало размещения аппарата на палубе «Ямала» Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос» на, во время которой отдельные члены команды начали снимать противогазы и резиновые костюмы химзащиты - погода все-таки стояла летняя! И только после этого кран разворотом стрелы вернул аппарат на судно, оста- вив его в висячем положении. Это поз- волило команде в дополнение к носо- вым смонтировать и два хвостовых кронштейна. Теперь ракетоплан нако- нец-то можно было опустить на палубу. Дальше все было четко по инструкции, кроме внешней формы команды: полу- раздетый экипаж под палящим солн- цем и пристальными взглядами австра- лийцев (на разведывательных снимках видно даже выражение лиц наших спе- циалистов), как бригада заправских грузчиков-стропальщиков, опустил БОР на палубу и расчалил его тросами. Первой операцией, которую выпол- нили после приведения аппарата в го- ризонтальное положение, было взя- тие проб газоанализатором. Результа- ты оказались настолько хорошими, что эвакуационная команда дружно сняла противогазы и верхнюю часть защитных костюмов, оставшись в ру- башках и резиновых перчатках. За- тем, как и год назад, последовали вы- 380
Морская одиссея БОРов Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос Кадры кинохроники эвакуации и послеполетного обслуживания аппарата «Космос-1445». Съемка советского ВМФ (продолжение) ▲ Начало разборки аппарата - А Снятие элементов теплозащиты, ▲ Промывка аппарата из гидранта высверливание крепежа сквозь боковых панелей и начало и перенос его в трюм после заверше- кварцевую теплозащиту демонтажа оборудования ния всех послеполетных операций Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос»; сверливание крепежа сквозь теплоза- щитное покрытие и демонтаж снача- ла внешних панелей с наклеенной теплозащитой, а потом и внутреннего оборудования. Добавим, что часть кварцевого теплозащитного покры- тия для взятия образцов (или облегче- ния доступа к крепежу?) вырезалась ручной циркулярной пилой, насажен- ной на дрель. В кадрах кинохроники (съемку на борту «Ямала», как и в прошлом году, производил оператор ЛИИ Владимир Георгиевич Ратушев) хорошо видны руки и лица людей, покрытые осколками и припорошен- ные слоем кварцевой пыли... Операции по демонтажу оборудова- ния с «Космоса-1445» были более пол- ные, чем год назад у «Космоса-1374»: на палубе с аппарата были сняты прак- тически все блоки бортовой аппарату- ры. Со снятием взрывчатки в этот раз тоже не торопились, но когда пришел и ее черед, она так же, как и годом ранее, была выброшена за борт. В ходе после- полетных операций было и еще одно важное отличие: промывка топливных магистралей проводилась дистанци- онно, без присутствия человека в обла- ке ядовитых испарений. 381
Космические крылья Эвакуация аппарата «Космос-1445» - съемка Кена Ллуэллина, Королевские австралийские ВВС (Ken Llewellyn/RAAF). Фотографии предоставлены Питером Песавенто (Peter Pesavento) при участии Григория Омельченко ▲ Поисково-спасательный вертолет Ка-25 находит БОР-4 в открытом океане и сбрасывает дополнительный радиобуй ▲ БОР-4 плавает в ожидании подхода эвакуационного судна. На заднем плане - дополнительный радиобуй ▲ БОР-4 подцеплен краном за левым бортом корабля. Обратите внимание на человека в противогазе на борту. Уходящий вправо конец прикреплен к дрейфующему катеру ▲ Подъем БОРа-4. Сзади виден запасной квадратный сетчатый трал на случай подъема КА в условиях шторма. Все находящиеся на палубе члены команды одеты в костюмы химической защиты ▲ БОР-4 осторожно поднимается над срезом левого борта поисково- спасательного судна «Ямал» Сняв и упаковав все оборудование, аппарат поместили в транспортный лафет и оставили в покое. Интересно, что убрали препарированный БОР в трюм только перед заходом в первый порт по пути домой - до этого он все время стоял на верхней палубе. Оче- видно, руководству спасательной опе- рации стало ясно, что прятать больше нечего, и торопиться уже не стоит. В Севастополе «Космос-1445» вновь встречала государственная комиссия во главе с Г. С. Титовым, который на этот раз был в своей генеральской форме. Здесь мы приводим австралийские фотографии, снятые как с самолетов- разведчиков Р-ЗС Orion, так и с верто- лета. Очевидно, что несмотря на не- различимость отдельных деталей, за- рубежные специалисты смогли полу- чить практически полную картину эвакуации и послеполетного обслужи- вания «Космоса-1445». Судите сами! Сложно сказать, входило ли в планы австралийских ВМС что-нибудь поми- мо детальной разведки и наблюдения за действиями наших кораблей. В любом случае все советские участники спаса- тельной экспедиции единодушно интер- претируют назойливость иностранных ВМС именно как «отчаянное противо- действие иностранных судов, пытав- шихся самостоятельно обнаружить и поднять на борт советский аппарат». Что ж, логика холодной войны дикто- вала свои законы и нормы поведения... ▲ Вывешивание БОРа-4 над палубой для снятия надувного баллона-пеленга и монтажа носовых кронштейнов-опор. Слева внизу на всякий случай приготовлены маты, на которые при необходимости можно было опустить хвостовую часть ракетоплана В любом случае операция по эвакуа- ции «Космоса-1445» закончилась бла- гополучно благодаря большим усили- ям и финансовым затратам на органи- зацию поисковых мероприятий. Но терпение руководства СССР - лопнуло! Уверенность в надежности системы управления ракетоплана, продемон- стрировавшей в двух запусках высо- кую точность приводнения, позволила перенести зону приводнения из Ин- дийского океана в Черное море. При- воднение в районе, расположенном рядом с нашими территориальными водами, помимо скрытности операции по эвакуации позволяло также значи- тельно сократить ее общее время за счет времени переходов кораблей из 382
Морская одиссея БОРов ▲ Расчаливание БОРа-4 на палубе. Четыре члена команды смотрят в объектив вражеского фотоаппарата, пятый устанавливает носовой кронштейн-опору. Хвостовые опоры установлены, но маяк-пеленг еще не снят ▲ Вывешивание БОРа-4 над правым бортом и подготовка к сливу оставшихся компонентов топлива. Команда «Ямала» проверяет надежность костюмов химической защиты ▲ С палубы корабля струями воды смывают токсичные остатки бортового топлива. Хорошо видно, что на БОРе-4 уже отсутствует надувной баллон-пеленг и установлены носовые кронштейны-опоры ▲ Продолжение слива компонентов топлива с БОРа-4 ▲ Начало окончательной установки аппарата на палубе судна под пристальным вниманием австралийского вертолета портов базирования в точку приводне- ния и обратно, а значит (и это было очень существенно), позволяло сни- зить затраты на проведение поиско- вой операции1. Пуски с приводнением в Черном мо- ре имели еще одно важное отличие от пусков в акваторию Индийского океа- на. Получение положительных резуль- татов по работе теплозащиты в первых двух пусках позволило перейти ко вто- рому этапу испытаний с увеличенным временем пребывания аппаратов в зо- не максимальных тепловых потоков. Другими словами, если в полетах «Кос- мосов-1374» и -1445 ставилась задача ▲ Слив остатков топлива завершен. БОР-4 все еще висит за обрезом правого борта, но команда уже сняла противогазы и начинает снимать резиновые костюмы химзащиты. Что поделать - жара! только кратковременно достигнуть максимального значения тепловых по- токов в критической точке на поверх- ности аппаратов, равного аналогично- му для «Бурана», то в полетах «Космо- сов-1517» и -1614 вся траектория сни- жения была значительно приближена к «бурановской». В самом деле, для первых двух орби- тальных БОРов-4 продолжительность полета с высоты условной границы ат- мосферы (Н= 100 км) до окончания ис- пытательного участка на высоте 40 км составляла примерно 800 секунд. За это время аппараты успевали проле- теть приблизительно 4540 км. Продол- жительность полета «черноморских» БОРов в том же диапазоне высот была значительно большей - 1070 секунд, как и продольная дальность - 6250 км. Для сравнения - орбитальный корабль «Буран» проходит диапазон высот от 100 до 40 км примерно за 1440 секунд, пролетая при этом около 8000 км. К сожалению, информации о запус- ках БОРов-4 с приводнением в Черное море очень мало, что объясняется главным образом вынужденным «не- участием» иностранных разведок в операциях по поиску и эвакуации ап- паратов. В результате сведения о «чер- номорцах» отрывочны и в основном 1 Как говорит Владимир Нейланд (интервью В. П. Лукашевичу 19 февраля 2007 г.), «руководство страны заявило: “Хватит, гонять эскадру в Индийский океан накладно, пускайте в Черное море!”» 383
Космические крылья ▲ Этот снимок сделан через секунды после предыдущего: члены команды «Ямала» даже не успели поменять позы! ▲ Повторное расчаливание аппарата на палубе «Ямала» ▲ Заключительные операции по фиксации БОРа-4 на палубе ▲ Окончание фиксации аппарата, который пододвинут к брезентовому контейнеру, но не помещен в него основаны на воспоминаниях участни- ков событий, что не позволяет создать стройную детальную картину даль- нейших событий - в этом смысле уси- лия советских контрразведчиков не пропали даром. Третий аппарат - «Космос-1517» (за- водское обозначение «модель №405»), запущенный в космос 27 декабря 1983 г., после успешного (и очень точ- ного!) приводнения в северо-западной части Черного моря был благополучно найден и поднят на борт все тем же ПСС «Ямал». Кроме «Ямала», в обеспе- чении этого запуска участвовали воен- ные корабли (противолодочный крей- сер «Ленинград» с палубными вертоле- тами Ка-25, поисково-спасательные суда «Донбасс» и «Севан») и морская авиация Черноморского флота (в сос- таве самолетов Бе-12 и Ан-26)1. К сожалению, последний из четырех аппаратов - «Космос-1614», приводнив- шийся западнее Севастополя утром 19 декабря 1984 г., найти не удалось. Незадолго до этого полета суда поис- ково-спасательной службы из состава аварийно-спасательной службы Чер- номорского флота, участвовавшие в обеспечении работ с космическими ап- паратами, прошли специальное перео- борудование по программе «Эллипс». Они имели соответствующую аппара- туру и оборудование для поиска и подъема приводнившихся космичес- ких аппаратов1 2. В день ожидаемой посадки средства наблюдения за космическим простра- нством в Измаиле и под Керчью вели объект до его входа в плотные слои ат- мосферы. Затем на участке гиперзву- кового спуска уверенно наблюдался плазменный след. Поисковые суда, вы- шедшие в район предполагаемого при- воднения, в течение недели вместе с самолетами сначала вдоль и поперек «утюжили» расчетный посадочный эл- липс с размерами 30x70 км, а затем тщательнейшим образом исследовали весь район приводнения. По свиде- тельству начальника поисково-спаса- тельной службы флота Александра Жбанова, поиски были совершенно безрезультатны: не удалось обнару- жить никаких следов аппарата. Расследование причин происшест- вия показало, что в течение несколь- ких секунд радиомаяк аппарата пере- давал сигналы о том, что крышка кон- тейнера с парашютом открыта, что косвенно свидетельствует о срабаты- вании парашюта раньше расчетного времени. По горячим следам было вы- двинуто две версии потери аппарата: по одной он сгорел в верхних слоях ат- мосферы во время спуска из-за нерас- четной работы бортовых систем, по другой - по той же причине он разбил- ся вдребезги от удара о поверхность во- ды, а его фрагменты быстро утонули, еще до прибытия поисковиков. Этой же версии придерживался и Герман Титов, гораздо позже заметивший: «При подготовке четвертого запуска произошла маленькая “ошибочка” - за- были парашют прикрепить»3. Однако детальный разбор показал, что во время спуска наблюдатели слы- шали в небе сильный хлопок, что могло свидетельствовать только о нештат- ном срабатывании системы АПО. Хло- пок как причина потери аппарата был зафиксирован во всех отчетах4. Интересно, но максимальное время, отведенное на поиски приводнившего- ся аппарата, было ограничено тремя (!) 1 По косвенной и неподтвержденной информации, в обеспечении полета «Космоса-1517» мог участвовать и плавучий ПИП «Космонавт Георгий Добровольский» (рабочая точка с 15 по 27 декабря 1983 г. в Карибском море; запись в судовом оперативном формуляре: «Обеспечение работ по управлению КА»), Примерно здесь, в 9600 км от района приводнения, БОР-4 должен был выдавать тормозной импульс для схода с орбиты. 2 В обеспечении полета «Космоса-1614» мог участвовать ПИП «Космонавт Павел Беляев» (рабочая точка в период 17-19 декабря 1984 г. с координатами 23 00' с. ш., 63°00’ з.д. в 8600 км от района приводнения; запись в оперативном судовом формуляре: «Выполнение работ по объекту А-002») Также известно, что в период с 23 ноября 1984 г. по 10 января 1985 г. в Мировом океане работал ПИП «Космонавт Владимир Комаров», но координаты его рабочей точки установить не удалось. 3 Статья Николая Домбковского «Проект Спираль» в газете «Транспорт России» (№ 015 от 7 апреля 2008 г). 4 Печальный факт: когда в 2003-2004 гг. В. В. Дмитриев при написании своих воспоминаний для журнала «Морской сборник» запросил в Центральном архиве ВМФ (расположенном в г. Гатчина Ленинградской области) отчеты об эвакуации БОРов-4, выяснилось, что вся документация уничтожена. И это, к сожалению, далеко не единичный случай. Как тут не вспомнить русскую присказку об «Иванах, не помнящих своего родства»... 384
385 Фото из архива НПО «Молния» ▲ Аппарат БОР-4 («Космос-1517») после полета в транспортном лафете. Хорошо видно обгорание плиток теплозащиты и узлы подвижных консолей крыла. Морская одиссея БОРов
Космические крылья Рисунок В. Лукашевича ▲ Траектории полетов космических аппаратов БОР-4 при старте с космодрома Капустин Яр (обозначен №1) и приводнением в Черном море (№2) и Индийском океане (№3). месяцами. Вот как об этом вспоминал С. А. Микоян: «При подготовке к запуску БОРов бы- ла проделана колоссальная работа, в том числе и при согласовании с ВМФ вопросов о выделении кораблей. Был составлен соответствующий приказ, который я лично возил на подпись к Главкому ВМФ, Адмиралу Флота Совет- ского Союза Горшкову. Он отнесся очень благожелательно, все внимательно про- смотрел и дописал только одно замеча- ние. В приказе было сказано, что зада- чей флота является обнаружение на- шего изделия, и Горшков сказал: - Ну, может быть, мы не найдем ап- парат сразу, и что - потом целую веч- ность будем искать? И написал, что искать аппарат флот обязан в течение трех месяцев». Однако «Космос-1614» искали гораз- до меньше - лишь до тех пор, когда ста- ло окончательно ясно, что дальнейшие поиски будут безрезультатны. Несмотря на потерю последнего ап- парата, в целом программу полетов БОРов-4 принято считать успешной. И все же обстоятельства потери «Космо- са-1614» вызывают недоумение. Практика испытательных полетов космических аппаратов, в том числе и экспериментальные пуски БОРов-1,-2, -3, свидетельствуют о том, что в случае неудачного запуска невыполненная программа полета полностью повторя- ется следующим аппаратом. Это осо- бенно важно именно для БОРов-4, ре- зультатами полетов которых являлся не только большой объем телеметри- ческой информации, но и фактическое послеполетное состояние теплозащи- ты, которое можно узнать только в слу- чае успешной эвакуации ракетоплана. Пуск «Космоса-1614» был последним, по сути зачетным натурным испыта- нием теплозащиты. При этом никаких следов аппарата найдено не было, пос- леполетное состояние теплозащиты неизвестно, причина его потери досто- верно не установлена. Однако вместо логичного повторения программы по- лета на следующем аппарате програм- ма пусков аппаратов БОР-4 была пре- кращена с выдачей положительного заключения о ее результатах. По свиде- тельству С. А. Микояна1, «планировав- шийся запуск пятой орбитальной мо- дели БОР-4 не понадобился». Интересно отметить, что трасса ат- мосферного участка спуска черноморс- ких аппаратов БОР-4 начиналась над северной Атлантикой и последователь- но проходила на высоте 80-60 км через воздушное пространство ряда евро- пейских государств, в том числе стран - членов НАТО - Великобритании, Фран- ции, Бельгии (практически над штаб- квартирой НАТО в Брюсселе) и Запад- ной Германии. В связи с этим возникает интересная правовая коллизия. Согласно современ- ному международному праву, верхняя граница воздушного пространства не определена, так как имеются различ- ные подходы к ее определению1 2. Однако большинство специалистов сходятся во мнении, что верхняя граница государ- ственного суверенитета совпадает с границей плотных слоев атмосферы, что составляет примерно 100-110 км. Сегодня только Международная ави- ационная федерация FAI для удобства регистрации рекордных достижений установила условную границу космо- са - 100 км высоты. Эта граница была определена в октябре 1960 г. на 53-м конгрессе ЕМ в Барселоне. Несмотря на то, что ЕМ не является международ- ным законодательным органом, все входящие в нее государства-участники согласились с тем, что все полеты вы- 1 В книге «Авиационно-космические системы» (под ред. Г. Е. Лозино-Лозинского - М.: МАТИ, 1997, стр. 299) 2 Можно с определенной долей уверенности утверждать, что космические державы (в первую очередь США, Россия и Китай) не очень заинтересованы в установлении космических границ, и тому есть веские причины. Например, если граница будет юридически установлена на высоте 100 км, то тогда при посадке спускаемый аппарат нашего «Союза» будет пересекать границу из космоса над территорией Турции и далее, снижаясь, пересечет границы бывших закавказских республик СССР, а ныне - независимых государств. А это означает необходимость заключения международных соглашений, предварительных уведомлений, платы за использование национального воздушного пространства. Еще хуже Китаю - он занимает первое место в мире по числу граничащих стран, и пролет над их территорией на высоте ниже 100 км неизбежен. Но это спускаемые аппараты с малым аэродинамическим качеством. Когда же мы говорим о спуске крылатого аппарата с большим аэродинамическим качеством, то с учетом меньшего угла входа в атмосферу дальность его полета на высоте ниже 100 км составляет около 8000 км. Для посадки на Байконуре это означает, что почти 7000 км аппарат пролетит в воздушном пространстве иностранных государств. К примеру, «Буран» в своем первом полете 15 ноября 1988 г. пролетел сначала над Северной Африкой, затем над Средиземным морем, после чего «перемахнул» Италию и по пути в советский Казахстан прошел над странами южной Европы. Особенно остро вопрос нарушения суверенного воздушного пространства западноевропейских стран встанет в случае посадки (приводнения) в западных районах России или выполнения требования посадки с любого витка с большим боковым маневром. Отметим, что при посадке в восточных регионах России (например, на Дальнем Востоке) трасса атмосферного полета может проходить над густонаселенными районами Индии, Пакистана и Китая. Поэтому, если в точности следовать букве воздушного права, в случае установления границы космоса мы при продолжении программы «Энергия - Буран» должны были бы в обязательном порядке сертифицировать орбитальный корабль как... гражданский самолет! А с беспилотными аппаратами, каким и являлся БОР-4, ситуация обстояла еще сложнее: согласно воздушному праву, они вообще не подлежат сертификации и могут летать только в пределах специальных полигонов. «Юридически» оформленной границы космоса пока нет, но все равно понятна реакция европейцев, над чьими головами проносились высокоточные секретные гиперзвуковые летательные аппараты русских. 386
▲ Один из слетавших в космос аппаратов БОР-4 впоследствии был подготовлен к повторному полету. Полет был отменен, но сохранившийся аппарат, несмотря на дефекты теплозащиты от небрежного хранения, демонстрирует нам свой предполетный облик. Морская одиссея БОРов
Космические крылья ше 100 км считаются космическими, а ниже - авиационными, т. е. формально подпадающими под действие воздуш- ного права. Таким образом, хотя четкой границы космоса (и, соответственно, верхней границы территориального воздушного пространства, на которое распростра- няется полный и исключительный госу- дарственный суверенитет) не существу- ет, пролет БОРов-4 на высоте в несколь- ко десятков километров над иностран- ными государствами можно было попы- таться трактовать как нарушение их национальных границ. И действительно, в иностранной пе- чати появились многочисленные пуб- ликации, основная мысль которых сво- дилась к тому, что «русские придумали новое оружие, которое прилетает не с той стороны, откуда надо». Вот как об этом вспоминает Влади- мир Нейланд: «Поднялся шум, что, мол, русские пытаются создать аппарат, который будет появляться не с той стороны, с которой его ждет их система противо- ракетной обороны (ПРО). Это была ерунда чистой воды. Мы смеялись: ведь у нас ни у кого и в мыслях не было придумывать какое-то оружие - стояла задача просто отработать теплозащи- ту и посмотреть вопросы ионизации и диссоциации воздуха на гиперзвуко- вых скоростях». Заметим, что опасения иностранцев не были беспочвенными: менее чем за год (!) до первой посадки в Черное море, в январе 1983 г., СССР в соответствии с договором ОСВ-2 снял с боевого дежур- ства на Байконуре 18 глобальных ракет Р-36-орб с орбитальными головными частями, предназначенными, по за- падной терминологии, для «частично- орбитального бомбометания». Но на- правление траектории полета этих го- ловных частей почти не отличалась от траекторий полетов БОРов-4: первые выводились на орбиты с наклонением 49.6°, а вторые - 50.7°! Поэтому естест- венно, что такие запуски с приводне- нием в европейские воды вызвали са- мую серьезную озабоченность НАТО. Более того, последовательный пере- ход от Индийского океана к Черному морю можно было рассматривать как поэтапную отработку системы управ- ления/наведения с постепенным уве- личением точности попадания. При этом сам аппарат, облик которого был теперь известен, очень сильно походил на высокоманевренную боеголовку1. Было и еще одно соображение, безус- ловно насторожившее зарубежных экспертов: при пусках в Черное море БОРы, выходя на орбиту ИСЗ, не замы- кали на ней даже одного витка по дол- готе2. Играя на этом, в принципе мож- но было бы утверждать, что такие пус- ки не попадают под международное соглашение о неразмещении ядерного оружия в космосе. И хотя два старта 1983 и 1984 годов русские объявили как спутники, поди догадайся, что у них на уме и что в действительности размещено на борту их аппаратов? Интересный факт: все участники со- бытий, вспоминая о запусках черно- морских БОРов, в один голос говорят о том, что «...так как эти испытания яв- лялись нарушением государственных границ стран - членов НАТО, каждый полет БОРа-4 с приводнением у наших берегов имел соответствующий поли- тический и дипломатический резо- нанс». Тем не менее, авторам так и не удалось обнаружить хоть какие-нибудь документальные свидетельства этих рассказов. По-видимому, несмотря на многочисленные зарубежные публика- ции, до официальных заявлений и дип- ломатических нот дело так и не дошло, ведь юридической границы космоса не существует! Анализируя траектории полетов БОРов, выскажем еще одну возможную причину выбора точек приводнения сначала в Индийском океане, а затем и в Черном море. Скорее всего, опасение «промазать» мимо Черного моря, учиты- вая размеры эллипса рассеивания в несколько десятков километров, не бы- ло определяющим при первоначальном выборе. Думается, что определяющим было желание скрыть не только опера- цию по эвакуации, но и сам факт пуска, что казалось возможным, т.к. выдача тормозного импульса осуществлялась вблизи южных границ СССР, а трасса атмосферного пуска проходила над Ин- дийским океаном, вдали от «интересую- щихся» берегов. В этом случае имело смысл отправлять соединение кораблей в дальний поход, несмотря на большие затраты. И этот замысел почти срабо- тал: иностранцы до самого последнего момента не могли определить цель сос- редоточения советских кораблей в отда- ленной точке Индийского океана. Но за- тем четко скоординированные воздуш- ные разведки США и Австралии срабо- тали блестяще, засняв аппарат при его эвакуации из воды. После этого смысла скрывать пуск уже не было, и 5 июня ТАСС объявил о «Космосе-1374». Перед вторым пуском советское ру- ководство стояло перед дилеммой - за- пустить следующий аппарат в Черное море, но с гарантированным обнаруже- нием из-за снижения внутри высоко- эффективной натовской системы ПВО или вновь попытаться скрытно выло- вить аппарат вдали от своих берегов. Был выбран второй, уже отработан- ный вариант, который с точки зрения Рисунок В. Лукашевича ▼ Траектория спуска «черноморских» БОРов-4 в проекции на земную поверхность (белым шрифтом отмечены города, красным - астрономические обсерватории) Напомним, что сходные по задачам американские программы аппаратов с несущим корпусом ASSET и PRIME появились в результате работ по созданию маневрирующих боеголовок; см. главу «Американские аппараты с несущим корпусом». Именно по долготе. «Черноморские» БОРы совершали полный виток по широте, приземляясь южнее точки старта, но из-за вращения Земли виток по долготе не замыкался. Точно так же в 1961 г. остался незамкнут виток по долготе в полете Юрия Гагарина. 388
Морская одиссея БОРов скрытности оказался полностью про- вальным: вся операция была разгадана еще в момент выхода кораблей из пор- тов базирования, поэтому иностран- ные разведки получили все, что хоте- ли, - разве что кроме самого аппарата. Дальнейшие ухищрения потеряли всякий смысл, т.к. противник легко обнаруживал начало формирования спасательного флота и вычислял при- близительную дату пуска. Поэтому и было принято решение в дальнейших пусках снижаться над Европой с при- воднением в Черном море. Помимо бо- лее низкой стоимости, этот вариант имел и дополнительные плюсы: - запуск происходит без предвари- тельного сосредоточения кораблей в нейтральных водах, те. неожиданно для посторонних наблюдателей; - приводнение в территориальных водах исключает необходимость откры- того предупреждения иностранных го- сударств о закрытии района приводне- ния для судоходства; - эвакуация аппарата в территори- альных водах исключает присутствие иностранных разведок. Парадоксально, но высокую манев- ренность, обусловленную большим аэродинамическим качеством БОРа-4, как и высокую точность приводнения, после завершения испытательных по- летов оценили и разработчики, в са- мом деле начав работы по созданию на основе БОРа-4 ядерных боеголовок. Об ▲ Сопло двигателя газореактивной системы ориентации аппарата крупным планом ▼ Вид сзади (по полету) на правый борт аппарата. Видны два сопла газореактивной системы и задний торец узла поворота консоли крыла этом мы еще скажем ниже, а пока под- ведем итоги запусков БОРов-4. После неудачи с поиском «Космоса- 1614» было принято решение подгото- вить к пуску еще один БОР-4. На этот раз начали готовить не новый аппарат, а один из уже слетавших. Тем самым можно было не просто повторить про- грамму «Космоса-1614», но и прове- рить в реальных условиях многоразо- вость теплозащиты. Теплозащитное покрытие аппарата прошло существенную предстартовую подготовку: часть плиток заменили, часть - реставрировали по специаль- ной ремонтно-восстановительной тех- нологии1. На носовом коке восстанови- ли защитное покрытие. 1 В процессе эксплуатации плитки могли повреждаться, поэтому их необходимо было ремонтировать. Ремонтные покрытия наносились в несколько слоев на поврежденные участки после их очистки этиловым спиртом и удаления осколков. Затем производилось формирование ремонтных покрытий при температуре 17-35 °C в течение 24 часов с последующей зачисткой и шлифовкой. 389
Космические крылья Также была существенно до- работана внутренняя «начин- ка» аппарата с заменой всех од- норазовых бортовых систем и блоков оборудования. В част- ности, были заменены основ- ные агрегаты системы газоди- намического управления, вклю- чая двигатели: часть старых сопел, расположенных у ниж- ней части заднего среза аппа- рата, при спуске на больших углах атаки подверглась отк- рытому воздействию гипер- звукового потока и была сре- зана струей плазмы, словно автогеном. Пока готовился аппарат, от- раслевые институты продолжа- ли анализ данных, полученных в предыдущих полетах БОРов-4. По ходу дела специалисты при- шли к выводу, что новый полет не нужен (ценность дополни- тельных экспериментальных данных, ожидавшихся от пос- леднего полета, была не сопос- тавима со стоимостью пуска), и он был отменен. Аппараты се- рии БОР-4 полностью выполни- ли все поставленные перед ни- ми задачи, и - казалось бы - их исто- рия завершилась. Итак, в результате натурных иссле- дований, проведенных на летающих моделях БОР-4, была окончательно ре- шена проблема теплозащиты «Бурана». Впервые в отечественной практике экспериментально были определены: - распределение температур по по- верхности и толщине многоразовой теплозащиты радиационного типа, получены значения температур на на- иболее теплонапряженных элементах конструкции орбитального корабля - носовом обтекателе и прилегающем к нему участке нижней поверхности фюзеляжа. В частности, на нижней поверхности зафиксирована относи- тельно равномерная температура 1000-1100°С, температура верхней поверхности за кабиной не превыша- ла 120-250 °C, а в области прилипания вторичного течения в плоскости сим- метрии она была не более 300 °C, на боковом остеклении фонаря -400 °C, на лобовом стекле - не более 600 °C. Внимательный читатель заметит, что реальные температуры на остеклении БОРа-4, зафиксированные в полетном ▲ Аэродинамический эксперимент на модели БОРа-4 в плазматроне ЦАГИ1 (скорость потока примерно равна первой космической) эксперименте, значительно превыша- ют расчетные температуры для фона- ря орбитального самолета, использо- вавшиеся при проектировании его конструкции, и это может свидетель- ствовать о неточности некоторых рас- четных моделей; - распределение температур и дав- лений в районе балансировочного щитка; - конвективные, радиационные и поглощенные тепловые потоки; - влияние межплиточных зазоров и уступов на характер обтекания и ха- рактеристики теплозащиты. Напри- мер, уже после первого полета было подробно исследовано состояние вкла- дышей между плитками, что позволи- ло, опираясь на дополетные измерения выступов плиток и зазоров между ни- ми, на основе теории развития турбу- лентности назначить нормы перемен- ного по длине аппарата допуска на вы- соту и зазоры между плитками. Это позволило сохранить ламинарное (бе- зотрывное) обтекание на максималь- ной площади поверхности аппарата, а следовательно, и снизить максималь- ные температуры. Анализ результатов измере- ний, полученных в условиях ре- альных физико-химических про- цессов и каталитичности по- верхности вдоль всей траекто- рии спуска «Бурана» на высотах от 100 до 30 км при скоростях М от 25 до 3 при одновременном воздействии аэродинамических, тепловых, акустических и вибра- ционных нагрузок, позволил: - обосновать оптимальные значения зазоров и уступов между плитками теплозащиты; - отработать математичес- кую модель пространственного теплообмена с учетом неравно- весных физико-химических свойств воздуха; - определить каталитичес- кую активность покрытия в ус- ловиях натурной плазмы; - оценить степень опаснос- ти потери одной или несколь- ких теплозащитных плиток; - уточнить температурную схему и наметить мероприятия по уменьшению массы тепло- защиты орбитального корабля «Буран». Материалы полетов БОРов-4 легли в основу технических заключе- ний головных институтов к первому по- лету «Бурана», выполненному 15 нояб- ря 1988 г. Поэтому результатом пусков 1980-1984 гг. можно назвать и то, что в своем первом полете «Буран» потерял всего 10 плиток (включая два мата гиб- кой теплозащиты на верхней поверх- ности левой консоли крыла), что сопос- тавимо с потерей 15-20 плиток ТЗП американской «Колумбией» в ее первом орбитальном полете 12 апреля 1981 г. Но судьба БОРов-4 на этом не кончи- лась! Конструкторы по достоинству оценили маневренные возможности аппаратов, позволяющие обеспечить высокую точность приводнения и улучшить способность преодолевать средства противоракетной обороны. Эти качества, помноженные на отра- ботанные в натурных условиях косми- ческого полета аэродинамику и тепло- защиту, сделали аппарат очень перс- пективным в военном противостоя- нии того времени. И постепенно наду- манный кошмар зарубежных анали- тиков становился реальностью на кульманах отечественных конструк- торских бюро... 1 При исследовании процессов ионизации при гиперзвуковом обтекании тел в период работы над БОРом-4 в ЦАГИ впервые удалось решить проблему приближенного моделирования в аэродинамических установках процессов ионизации воздуха вокруг гиперзвуковых летательных аппаратов. Были исследованы особенности процессов ионизации воздуха за ударной волной при скоростях течения 7-15 км/с и впервые подробно изучены эффекты ионизации воздуха излучением перед фронтом сильной ударной волны (В. А. Горелов, А. Ю. Киреев, М. К. Гладышев, Л. А. Кильдюшова). 390
Глава 18 КОСМИЧЕСКИЕ РОГА, ИЛИ НЕСЛЕТАВШИЕ БОРЫ Чтобы понять дальнейшую судьбу БОРов-4, нужно вспомнить междуна- родную обстановку 1980-х годов Это было второе дыхание холодной войны, ее своеобразный, если можно так ска- зать в данном контексте, ренессанс. По мнению зарубежных историков, конец брежневской разрядки между- народной напряженности начался во второй половине 1970-х годов с нача- лом размещения в западных районах СССР ракет средней дальности 15Ж45 «Пионер». Первый ракетный полк с ком- плексом «Пионер» (SS-20 по терминоло- гии НАТО) заступил на боевое дежур- ство 30 августа 1976 г.1 в районе г. Пет- риков Гомельской области, а массовое развертывание началось в 1978 г. Всего к 1986 г. была развернута 441 пусковая установка. Каждая ракета при дальнос- ти стрельбы от 600 до 5000 км и точ- ности (круговом вероятном отклоне- нии, КВО) 550 м могла доставить к цели три разделяющиеся ядерные головные части индивидуального наведения мощностью по 150 кт или моноблочную головную часть мощностью 1 Мт. Главным предназначением «Пионе- ров» являлся взлом системы обороны стран НАТО для расчистки дороги со- ветским танковым армиям. Наш рас- чет строился на том, что, поскольку комплексы «Пионер» не представляли непосредственной угрозы США, то они не должны были изменить баланса гло- бального стратегического противосто- яния, и в случае их применения они не должны были вызвать ответного удара по СССР со стороны американских стратегических сил. Но Америка реши- ла иначе, и в качестве ответных мер для защиты своих союзников начала подготовку к размещению в Европе крылатых ракет Tomahawk и баллисти- ческих ракет Pershing 2. Теперь ситуация стала ухудшаться уже для СССР, который ответил на это массированной пропагандистской кам- панией против «поджигателей войны» и «нарушителей стратегического ба- ланса». Это можно было бы счесть ти- пичным проявлением двойных стан- дартов, если бы не одно важное обстоя- тельство: американские ракеты сред- ней дальности в Европе могли долететь до Москвы, а советские «Пионеры» до Вашингтона - нет. С учетом малого подлетного времени «Першингов», со- ставлявшего 5-7 минут, они теорети- чески давали США возможность пер- вого обезоруживающего удара. Отношения между СССР (и страна- ми Варшавского договора, который он возглавлял) и остальным миром (в пер- вую очередь США и блоком НАТО) серьезно ухудшились в конце 1979 г. после ввода советских войск в Афга- нистан. Противодействие СССР стало нарастать по всем направлениям, во всех сферах (политической, идеологи- ческой, экономической, военной, куль- турной и т. д.) и практически во всех ре- гионах мира. Давление на СССР осу- ществлялось по всем фронтам, с при- влечением всех американских союзни- ков, но тон все-таки задавала Америка. 18 марта 1980 г., через два месяца пос- ле заявления президента США Джейм- са Картера о том, что «советское втор- жение в Афганистан является самой большой угрозой миру после оконча- ния Второй мировой войны», США вве- ли запрет на продажу СССР современ- ных технологий. Еще через три меся- ца, 3 июня, произошло событие, поста- вившее мир на грань ядерной катаст- рофы: из-за ошибки американского компьютера, сообщившего о советском ядерном нападении, в США была объ- явлена национальная ядерная тревога. Не отставали от своего заокеанского лидера и союзники. В конце июня 1980 г. Франция, формально не входив- шая в военную структуру НАТО (но ос- тававшаяся в политической структуре блока), словами своего президента Ва- лери Жискар д'Эстена сообщает о сво- ей готовности к созданию нейтронной бомбы. А еще через месяц Великобри- тания принимает решение о замене баллистических ракет Polaris на своих подводных лодках на новые американ- ские ракеты Trident. Ярким свидетельством эскалации международной напряженности стано- вятся открывшиеся 19 июля в Москве Олимпийские игры, которые бойкоти- руют 45 государств. В ответ СССР после семилетнего перерыва возобновляет глушение западных радиостанций. 20 января 1981 г. президентом США становится Рональд Рейган. За антисо- ветские убеждения и милитаристские настроения его называли ястребом, и было широко известно, что он являлся сторонником жесткого курса по отно- шению к Советскому Союзу, во всеус- лышание названному им «империей зла». Дальше события развивались только по нарастающей, и сводки но- востей напоминали уж если не сводки боевых действий, то выполнение моби- лизационных планов: 20 февраля 1981 г. США обвиняют СССР и Кубу во вмешательстве во внут- ренние дела Сальвадора. 22 марта СССР отвечает продлением срока во- енных маневров войск Варшавского договора на две недели. 9 aBiycra Рейган объявляет о данном им указании продолжить создание ней- тронной бомбы, а через месяц, 4 сентяб- ря, страны Варшавского договора про- водят на Балтике крупнейшие после Второй мировой войны военные учения. 18 июня 1982 г. в СССР проводятся крупнейшие учения ядерных сил, на- званные на Западе «семичасовой ядер- ной войной». В ходе этих учений был осуществлен перехват спутника-мише- ни и проведены запуски наземных МБР и ракет с атомных подводных лодок. Наши учения стратегических сил произвели на США настолько неизгла- димое впечатление, что уже через ме- сяц после «семичасовой ядерной вой- ны», в июле 1982 г., президент Рональд Рейган объявил решение о разработке и развертывании противоспутниковой системы. 12 ноября 1982 г. на смену умершему Л. И. Брежневу к руководству Совет- ским Союзом приходит Юрий Влади- мирович Андропов, возглавлявший с 1967 г. Комитет государственной безо- пасности СССР. Он был достойным противником Рейгана, и отношения между СССР и США стали откровенно накаляться. Следующий - 1983-й - год стал во многом переломным в истории СССР. Именно в 1983 году произошли события, надломившие в конце концов экономику страны и при неадекват- ности ее руководства приведшие через 8 лет к ее распаду. 1 Официальное принятие комплекса «Пионер» на вооружение -11 марта 1976 г. 391
Космические крылья Первым разрушительным фактором для советской экономики стало паде- ние мировых цен на нефть: 14 марта 1983 г. Организация стран-экспорте- ров нефти ОРЕС впервые соглашается уменьшить цены с 34 $/баррель до 19. Напомним, что продажа сырья за ру- беж была основным источником ва- лютных поступлений, на которые СССР покупал за рубежом товары народного потребления, продукты питания, зерно и высокотехнологичное оборудование. Но кризис с тотальным внутренним дефицитом наступит позже, а пока - 23 марта 1983 г. - президент Рейган выступил со знаменитой речью о нача- ле в США широкомасштабных работ по программе «Стратегической оборон- ной инициативы» (СОИ). Эта програм- ма «звездных войн», ставшая вторым разрушительным фактором советской экономики, предусматривала создание многоэшелонированной системы за- щиты от советских баллистических ра- кет. Каждый эшелон должен был унич- тожать наши ударные средства на всех основных этапах полета: взлетающие ракеты - на последних минутах актив- ного участка (разведения боеголовок), затем сами боеголовки на пассивном (баллистическом) участке полета в кос- мосе, а уцелевшие предлагалось «доби- вать» после их селекции среди ложных целей в верхних слоях атмосферы. Для работы на первых двух этапах СОИ предполагала размещение в околозем- ном пространстве многочисленного космического сегмента, состоящего из ударных средств, основанных на но- вых физических принципах - лазерно- го и пучкового оружия, а также рентге- новских лазеров с накачкой ядерным взрывом. Усилилось физическое «прощупыва- ние» надежности наших границ. Летом 1983 г. 7-й флот США, включая две авианосные ударные группы с десят- ками кораблей сопровождения, прове- ли крупномасштабные учения на Дальнем Востоке, в непосредственной близости (250-300 км) от Курильских островов. Вот как об этом вспоминал генерал армии Анатолий Михайлович Корнуков, командовавший в то время 40-й авиационной дивизией, базиро- вавшейся на Дальнем Востоке: «Этот год был просто сумасшедший, мы не сомневались, что что-то должно случиться. С начала 1983 г. наша диви- зия совершила более 4000 вылетов из состава дежурных сил - это значит, что каждые сутки по 4-5 самолетов нару- шали наши границы. К тому же вдоль Курильской гряды постоянно барра- жировали самолеты-разведчики США RC-135». И это «что-то» случилось: 1 сентября 1983 г. советский истребитель Су-15, поднятый по тревоге, сбил над Сахали- ном пассажирский лайнер Boeing 747 южнокорейской авиакомпании Korean Airlines, выполнявший рейс КАЛ-007 из Анкориджа на Аляске в Сеул. Всего, вместе с находившимися на борту чле- нами экипажа, погибло 269 человек. В знак протеста западные государства с 5 сентября вводят двухнедельный за- прет на полеты советской компании «Аэрофлот» в свои страны (в Москву при этом, кроме авиакомпаний стран Вар- шавского договора, летает только фран- цузская Air France). 23 ноября 1983 г., после начала раз- мещения американских ракет в Евро- пе, советская делегация покидает про- ходившие в Женеве переговоры по ограничению вооружений, и на следу- ющий день Ю. В. Андропов объявляет об увеличении числа размещенных на советских подлодках ракет, нацелен- ных на США. Америка отвечает через два месяца: 4 февраля 1984 г. Рейган направляет в Конгресс бюджет, в кото- ром втрое увеличены расходы на иссле- довательские работы в рамках прог- раммы «звездных войн». В ответ Сове- тский Союз для компенсации большого подлетного времени своих ракет, раз- мещенных в европейской части стра- ны, объявляет о начале размещения на территории своих европейских союз- ников оперативно-тактических ракет с ядерными боеголовками. 19 ноября 1985 г. в Женеве прошла первая встреча Рейгана с новым лиде- ром СССР - М. С. Горбачевым. Им не удалось договориться ни по одному вопросу... Мы привели этот исторический экс- курс для того, чтобы еще раз напом- нить, как выглядел тот мир, в котором мы жили. Только тогда будут понятны мотивы принимавшихся в то время ре- шений по созданию новых видов во- оружений. Это касается не только ме- таморфозы БОРа-4, это касается и та- ких масштабных и дорогих программ, как создание системы «Энергия-Буран», строительство первых авианосцев, но- вых мобильных МБР, стратегических бомбардировщиков и многого, многого другого. Рассказывая о военных проектах, мы до сих пор не касались тех событий, которые определяли необходимость их появления. Однако даже поверхност- ный взгляд на международную обста- новку тех лет свидетельствует о том, что укрепляя обороноспособность страны, Коммунистическая партия Советского Союза всего лишь честно выполняла данное народу обещание: «Советские люди могут быть уверены: 1941-й год не повторится!»1 Боевые космические блоки «орбита-Земля» И БОРы здесь пришлись как нельзя кстати. В ответ на провозглашение американской СОИ Советский Союз за- явил, что его реакция будет адекват- ной, но асимметричной. Другими сло- вами, мы не будем создавать свою СОИ, а пойдем по пути принятия мер, делаю- щих американскую СОИ малоэффек- тивной. Этого можно было добиться разными способами. Один из них заключался в повышении выживаемости советских МБР и их боеголовок в условиях актив- ного противодействия. Второй подразу- мевал создание космических средств, активно противодействующих косми- ческому эшелону СОИ. Именно поэтому разработка различных противоспутни- ковых систем в это время получила в СССР второе дыхание. В частности, в рамках тем «Каскад» и «Скиф» начались работы по созданию боевых орбиталь- ных станций с ракетным и лазерным оружием соответственно. Необходимо заметить, что достигнутый тогда в СССР уровень противоспутникового оружия не достигнут Америкой до сих пор. Сред- ство обслуживания на орбите военных космических станций было уже на под- ходе: в СССР полным ходом велись ра- боты над многоразовой космической системой (МКС) «Энергия-Буран». Справедливости ради заметим, что в СССР работы по созданию космическо- го оружия велись задолго до провозгла- шения американской СОИ. Сложно сказать, кто именно начал первым, но в ответ на первые американские поиско- вые работы по возможности использо- вания космического пространства в во- енных целях в СССР еще в 1976 г. выш- ло правительственное Постановление «Об исследовании возможности созда- ния оружия для ведения боевых дей- ствий в космосе и из космоса»* 2. Соглас- но этому постановлению был проведен комплекс исследований по определе- нию возможных путей создания косми- При этом многократно наступая на одни и те же грабли, угодив во все до одной американские ловушки: и с южнокорейским «Боингом», и с СОИ, и с «Бураном», и с ракетным противостоянием, которое чуть не закончилось катастрофой. 2 Первое упоминание о создании космического оружия в СССР можно встретить в правительственном Постановлении №715-296 от 23 июня 1960 г. «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 годах». Среди многих задач в Постановлении предписывалось «проведение проектно-конструкторской проработки и необходимого объема исследований с целью создания в ближайшие годы <...> средств обнаружения и борьбы с космическими объектами противника». 392
Космические рога, или неслетавшие БОРы ческих средств, способных решать зада- чи поражения космических аппаратов военного назначения, баллистических ракет в полете, а также особо важных воздушных, морских и наземных целей. Предполагалось, что многоразовые ко- рабли станут основой для построения ударной системы космического базиро- вания, состоящей из спутников-развед- чиков и боевых орбитальных станций с ракетным и лазерным оружием. Кораб- ли должны были выводить станции в космос, периодически обслуживать их на орбите, дозаправлять топливом и проводить ремонтные работы, а при не- обходимости - возвращать их на Землю. Это был «эволюционный» путь военно- го использования МКС по прямому наз- начению как транспортного средства для военных объектов. Но был и второй, «революционный» путь, заключавшийся в глубокой модификации выводимого на орбиту орбитального корабля и созда- нии на его основе военной орбитальной платформы для ведения боевых дей- ствий в космосе и из космоса. Другими словами, на базе одного из элементов са- мой МКС создавалась стратегическая система космического оружия. Надо отдать должное нашим кон- структорам: для гарантированного ре- шения поставленных в правитель- ственном Постановлении военных за- дач они использовали все возможности. 1 - базовый блок; 2 - центр управления боевыми блоками; 3 - многоразовый транспортный корабль 14Ф70 «Заря»; 4 - модули боевой станции с прицельными комплексами; 5 - боевые модули (на базе фюзеляжа «Бурана») Рисунок В. Лукашевича Рисунок с сайта www.buran.ru радиатора системы терморегулирования Поперечный разрез боевого модуля: справа створки грузового отсека и манипулятор показаны в стартово-посадочном положении, слева - в орбитальной конфигурации 393
Космические крылья Для поражения особо важных назем- ных целей в НПО «Энергия» разрабаты- валась пилотируемая боевая модуль- ная космическая станция, основу ко- торой составляла станция серии ДОС и на которой должны были базироваться автономные ударные модули с боевы- ми блоками «космос-Земля» баллисти- ческого или планирующего типа. Вот как описывается применение боевой космической станции в офици- Рисунок с сайта www.buran.ru альной истории Ракетно-космической корпорации «Энергия» имени С. П. Ко- ролева1: «Предполагалось, что по специаль- ной команде модули будут отделяться от станции и после маневрирования занимать необходимое исходное поло- жение в космическом пространстве, ожидая команду на боевое применение для последующего отделения блоков. Конструкция и основные системы ав- тономных модулей были заимствова- ны с орбитального корабля «Буран»». Приведенная там же иллюстрация показывает военную модульную орби- тальную станцию, напоминающую ор- битальный комплекс «Мир». Основу во- енной станции, как и у «Мира», состав- ляет базовый блок (ББ) с двумя осевы- ми и четырьмя радиальными стыко- вочными узлами. К радиальным узлам стыкуются модули, обеспечивающие подготовку боевых операций (многос- пектральная всепогодная разведка, це- леуказание и т. д.). К кормовому осевому узлу ББ стыку- ется командный модуль, с которого обеспечивается управление боевыми действиями. Командный модуль осна- щен еще одним осевым стыковочным узлом, что позволяет стыковать к нему новый пилотируемый транспортный космический корабль «Заря» (14Ф70) с экипажем до 8 человек. К осевому узлу базового блока, расположенному на пе- реходном отсеке, предполагалось сты- ковать модуль, выполняющий функ- ции причала для четырех боевых моду- лей. Каждый боевой модуль должен был создаваться на основе фюзеляжа «Бурана», сохраняя его основные дос- тоинства - большие запасы топлива (что в совокупности с эффективной объединенной двигательной установ- кой обеспечивало модулям большие маневренные возможности) и вмести- тельный грузовой отсек для размеще- ния боевых блоков. ◄ Последовательность кадров сверху вниз: 1 - боевые ударные модули ожидают команды в составе пилотируемой космической станции; 2 - расхождение ударных модулей после получения команды; 3 - маневрирование ударных модулей и выпуск боевых блоков; 4 - расхождение боевых блоков; 5 - массированная атака боевых блоков; 6 - поражение выбранных наземных целей Боевые блоки должны были точно выходить на цель, а в условиях актив- ного противодействия - еще и укло- няться от противоракет, т. е. маневри- ровать в атмосфере. С учетом этих тре- бований на роль планирующего боево- го блока как нельзя лучше подходил аппарат на базе БОРа-4. Именно поэ- тому при разработке боевой космичес- кой станции была даже сохранена ко- операция, сложившаяся при создании «Бурана»: НПО «Энергия» отвечала за станцию и боевой модуль, который, ут- ратив крылья, стал полностью косми- ческим аппаратом и перешел в Миноб- щемаш, а Минавиапром в лице НПО «Молния» работал над боевым блоком, используя весь задел по БОРам. Вероятнее всего, боевые блоки (пред- ставлявшие собой планирующие ядер- ные бомбы) должны были компактно раз- мещаться в отсеке полезного груза боево- го ударного модуля со сложенными кон- солями крыла в трех-четырех последова- тельно установленных револьверных ка- тапультных пусковых установках. Габа- риты отсека полезного груза «Бурана» позволяют разместить на каждой враща- ющейся катапультной установке до пяти боевых блоков, как это изображено на ри- сунке. С учетом возможного бокового ма- невра каждого боевого блока при спуске в атмосфере не менее ± 1100-1500 км один ударный модуль мог бы в короткое время своими двадцатью маневрирующими бо- евыми блоками стереть все живое с лица Земли в полосе шириной до 3000 км. Последовательность выполнения ударной операции по наземным целям с использованием боевых блоков орби- тального базирования представлена на кинограмме. В случае создания боевых модулей отработка всех конструктивных реше- ний производилась бы на орбитальных кораблях, благо фюзеляжи аппаратов были конструктивно схожи. Поэтому совершенно не исключено, что в буду- щем маневрирующие боевые блоки могли размещаться не только на удар- ных модулях, но и на самих орбиталь- ных кораблях, располагаясь на револь- верных пусковых установках внутри грузового отсека. В этом случае при не- обходимости (например, при испыта- ниях или при отмене приказа на боевое применение) бортовой манипулятор мог быть использован для возврата ударных модулей в грузовой отсек на револьверные пусковые установки для обслуживания и повторного использо- вания, как это изображено на рисунке. Разработка боевых космических бло- ков на базе аппарата БОР-4 продолжа- лась до прекращения работ по военной 1 Ракетно-космическая корпорация «Энергия». 1946-1996/под ред. Семенова Ю. П. - М.: Менонсовполиграф, 1996. стр. 419-420. 394
Космические рога, или неслетавшие БОРы Технографика А. Маханько на основе ЗЭ-модели В. Малюх и Н. Назаренко пилотируемой орбитальной станции, которые были свернуты в начале 1990-х годов после распада СССР и наступив- шего финансово-экономического кри- зиса. Новой России такие ударные кос- мические системы оказались не по плечу и не по карману. НПО «Молния» (в кооперации с НПО «Энергия») была не единственной орга- низацией, занимавшейся вопросами военного применения БОРа-4. В это же время в Ленинграде, в Военной акаде- мии имени А. Ф. Можайского совмест- но с Ленинградским политехническим институтом в рамках секретной науч- но-исследовательской работы (НИР) прорабатывались вопросы применения модифицированных аппаратов БОР-4 против авианосцев. Как тут не вспом- нить ударный вариант «Спирали»! Можно также добавить (хотя это и не имеет прямого отношения к БОРу-4), что во второй половине 1980-х годов в СССР существовал еще один интерес- ный проект по уничтожению вражес- ких кораблей из космоса - на этот раз целями являлись находившиеся на бо- евом дежурстве американские атом- ные подводные лодки, вооруженные баллистическими ракетами Trident. Их уничтожение предполагалось осущес- твлять самыми тяжелыми советскими баллистическими ракетами Р-36М2 «Воевода»1, которые после модифика- ции должны были запускаться по зара- нее разведанным целям. Штатный вариант оснащения «Вое- воды» включает головную часть 15Ф173 с десятью разделяющимися боеголов- ками индивидуального наведения мощ- ностью 0,55-0,75 Мт. Головная часть 15Ф173 отличается от предыдущих разработок модернизированной систе- мой управления и увеличенным райо- ном разведения боевых блоков. Общий вес головной части 8800 кг включает в себя систему разведения блоков, соб- ственно термоядерные боевые блоки и комплекс средств преодоления проти- воракетной обороны противника (лож- ные боеголовки и т. д.). Но противоракетной обороной защи- щены, как правило, объекты на суше, поэтому в случае атаки подводных ло- док в акватории Мирового океана за счет экономии забрасываемого веса при отказе от комплекса преодоления ПРО можно увеличить количество бое- вых блоков. Что и было сделано: соглас- но опубликованным в западных изда- ниях данным, в СССР проводились ис- пытания Р-36М2 с 14-19 боевыми бло- ками. В отечественной печати1 2 приво- дилась информация о разработке для усовершенствованной ракеты Р-36М2 боевой ступени с числом боевых блоков до 20 единиц. Разработка усовершен- ствованной ракеты на базе Р-36М2, по- лучившей обозначение «Икар», велась в КБ «Южное» в Днепропетровске до са- мого распада СССР. Успели провести все НИОКР, но до испытательных пус- ков дело так и не дошло3. Согласно проведенному моделирова- нию, разделяющейся боевой части с 19-20 боеголовками, накрывающими обширную акваторию определенным образом, должно было хватить для га- рантированного уничтожения подвод- ной лодки даже с учетом ухода ее из точки обнаружения за время полета ра- кеты (30-40 мин). Эффективность та- ких ударов была бы достаточно велика: одной нашей ракетой сразу уничтожа- лись 24 американские со 192-336 (в за- висимости от типа головных частей) разделяющимися боеголовками! Подчеркнем один принципиальный момент: такой расчет свидетельствует о том, что МБР «Икар» должна была стать средством не ответного, а перво- го, т. е. обезоруживающего удара. Ведь уничтожать подводные лодки после то- го, как они выпустили весь свой боеза- пас, бессмысленно... Первые пуски БОРов-4 подтвердили возможность создания на его основе ударных аппаратов для поражения площадных целей, но поражение то- чечной, а тем более защищенной цели требовало еще большего повышения точности попадания. Особенно это бы- ло актуально при работе по подвижным 1 Обозначение в конструкторской и служебной документации - 15А18М, обозначение по договору СНВ-1 - РС-20Б, обозначение по классификации США и НАТО - SS-18 Satan Mod 5&6 [Карпенко А. В., Попов А.Д., Уткин А.Ф. Отечественные стратегические ракетные комплексы. - СПб.: Невский бастион-Гангут, 1999. 288 стр., ил.]. 2 Первое М. Межконтинентальные баллистические ракеты СССР и России, М.: 1998. 3 Заметим, что теперь НПО «Южмаш», в состав которого входит и КБ «Южное», находится на территории независимой Украины, взявшей курс на вступление в НАТО... 395
Космические крылья целям, какой, к примеру, является ави- аносец. Имея скорость до 30 узлов, он с момента своего обнаружения (те. вы- дачи целеуказания) до прилета атакую- щего боевого блока может уйти из зоны поражения, сместившись на 17-22 км. В авиации эту проблему решают дву- мя способами. В первом случае атакую- щее средство оснащается системой са- монаведения, что позволяет его системе управления отслеживать уклоняющую- ся цель, постоянно внося поправки в траекторию своего движения. Второй способ заключается в непрерывной пе- редаче на борт атакующего средства уп- равляющих команд, наводящих его на движущуюся цель. Разумеется, возмож- на и комбинация этих двух способов на- ведения. Но для реализации любого из них необходимо наличие как минимум одного из двух факторов - размещения на борту ударного средства системы об- наружения, селекции и отслеживания цели (при автономном наведении), ко- торая будет самостоятельно осущес- твлять информационный контакт с целью, или устойчивого информацион- ного (радио-, проводного или лазерного) канала с командным центром. Но в случае с БОРами все гораздо сложнее: когда аппарат проходит учас- ток гиперзвукового торможения при спуске в атмосфере, то вся его наветрен- ная сторона (те. обращенная в сторону цели) закрыта толстым слоем раскален- ной теплозащиты, что полностью иск- лючает установление какого-либо опти- ческого контакта с целью. В то же время окружающее аппарат раскаленное об- лако ионизированной плазмы служит непреодолимым экраном для радио- волн: пока космический аппарат нахо- дится внутри плазмы, радиосвязь с ним невозможна. Но именно на этом этапе полета связь с аппаратом просто необ- ходима, т. к. запаса кинетической энер- гии на гиперзвуковом участке с избыт- ком хватает, чтобы компенсировать лю- бые попытки уклонения цели от удара. Вспомним: в течение 20-30 минут спуска в атмосфере орбитальный са- молет «Спирали» мог совершить аэро- динамический маневр в 4000-6000 км по дальности с боковым отклонением ±1100-1500 км. А ведь БОР-4 имел сходную со «Спиралью» аэродинамику! Другими словами, при наличии посто- янной информации о текущем место- положении цели ракетоплан мог после начала снижения поразить любую под- вижную цель, которая не успеет выйти за пределы его досягаемости, исходя из возможностей его аэродинамичес- кого маневра. Теоретически при нали- чии постоянного целеуказания со спут- ников типа УС для маневрирующего в атмосфере боевого блока типа БОР-4 можно поразить любую наземную (над- водную) цель. Ведь для покидания «зоны доступности» (например, для ухода в сторону от плоскости первоначальной орбиты ракетоплана) цель должна за 30-40 минут пройти более 1000 км, те. двигаться со сверхзвуковой скоростью. Но, как уже сказано, для реализации такой теоретической возможности нуж- на связь с аппаратом именно в тот мо- мент, когда она невозможна! Радиосвязь восстанавливается после выхода из плаз- мы примерно на высоте 45 км, но остав- шейся кинетической энергии аппарата уже может не хватить для ликвидации промаха по быстродвижущейся цели. Как быть? А что если попробовать вынести приемные антенны за плаз- менное облако?! Температура плазмы, как мы знаем, очень высока, но при этом фронт лобовой ударной волны расположен достаточно близко к пове- рхности аппарата, и его можно попро- бовать преодолеть механическим вы- носом активно охлаждаемых антенно- фидерных устройств за его пределы. Осталось проверить это предложение на практике, те. изготовить оборудо- вание и испытать его в натурных усло- виях спуска в атмосфере. Именно та- кая задача и была поставлена перед космическим аппаратом БОР-6. Экспериментальный летательный аппарат БОР-6 Справедливости ради отметим, что изложенное обоснование появления БОРа-6 является нашим предположе- нием, хотя и логично объясняющим все аспекты программы. У авторов нет возможности сослаться на конкрет- ный документ, поскольку вся техничес- кая документация по всем без исклю- чения БОРам недоступна. Однако толь- Фото В. Лукашевича ▲ Модель носовой части БОРа-6 для аэродинамических испытаний в АДТ Т-117 ЦАГИ ко это предположение о причине появ- ления программы БОР-6 (отработка постоянного и надежного канала связи для наведения боевых блоков) объяс- няет время ее появления и тот факт, что в качестве платформы был выбран именно БОР-4. Заметим, что к этому времени в СССР существовал целый ряд различных спу- скаемых аппаратов разных масс и габа- ритов (отделяемые отсеки космических кораблей, возвращаемые капсулы ор- битальных станций и спутников фото- разведчиков, боеголовки МБР и т. д.), оп- робованных в космосе и пригодных для постановки подобного эксперимента. Однако они не годились для исследова- ний: плазма вокруг боеголовки или спускаемого аппарата другая... Подчеркнем следующее. Если пред- положить, что данные исследования проводились в рамках программы по созданию орбитального корабля «Бу- ран», то сложно объяснить два момента: - система посадки «Бурана» (комп- лекс «Вымпел») изначально проектиро- валась с радиокоррекцией бортового комплекса после выхода орбитального корабля из плазмы; - первый полет БОРа-6 планирова- лось совершить на рубеже 1991-1992 годов, т. е. через три года (!) после пер- вого успешного автоматического поле- та «Бурана» 15 ноября 1988 г. К этому моменту, если бы не началось сворачи- вание программы «Энергия-Буран», второй корабль (изделие 1.02) успел бы совершить несколько космических по- летов, в т. ч. пилотируемых. Можно до- бавить, что к этому времени америка- нские шаттлы совершили уже несколь- ко десятков полетов. Тем не менее, при обнародовании (после 1992 г.) самого факта существо- 396
Космические рога, или неслетавшие БОРы В случае использования системы радиосвязи через плазму на «Буране» выносные устройства предполагалось установить на концах консолей крыла, в зоне концевых сечений. Орбитальный корабль при этом приобретал грозный вид тяжелого сверхзвукового самолета, т. к. выносные устройства при таком расположении очень напоминают противофлаттерные балансиры, применяемые в авиации на сверхзвуковых самолетах для уменьшения критической скорости флаттера путем смещения вперед оси центров масс в поперечных сечениях крыла. «Буран» изображен в первоначальном варианте с двумя воздушно-реактивными двигателями (ТРД АЛ-31) в хвостовой части фюзеляжа, рядом с килем. вания программы БОР-6 и демонстра- ции его образца в 2007 г. на Московс- ком авиакосмическом салоне (в соста- ве экспозиции ЛИИ), именно это - ис- следование перспективной системы радиосвязи орбитального корабля «Бу- ран» через плазму на участке спуска - указывалось в качестве основного наз- начения аппарата. Поэтому в дальнейшем повествова- нии мы возвращаемся в «официаль- ную» - «бурановскую» - канву предназ- начения БОРа-6. Плазменный участок (с соответству- ющим радиомолчанием) при возвраще- нии СА корабля «Союз» может длиться до 5 минут, но для «Бурана» ввиду более пологого снижения и меньшей интен- сивности торможения зона радиомол- чания гораздо продолжительнее: в пер- вом полете в ноябре 1988 г. она продол- жалась целых 18 минут. Что в этот мо- мент происходило на борту корабля, тогда не знал никто. Поэтому естест- венно желание Центра управления по- летом, как и разработчиков корабля, найти способы сократить зону радио- молчания при спуске или в идеале иск- лючить ее совсем. Но перед продолжением рассказа о БОРе-6 выскажем еще одно предполо- жение, объясняющее острую необхо- димость в постоянной устойчивой ра- диосвязи с орбитальным кораблем, движущимся в верхних слоях атмосфе- ры с большой гиперзвуковой скоро- стью. Для этого нужно сначала упомя- нуть о самой спорной и противоречи- вой странице в ранней истории «Бура- на», получившей собирательное назва- ние «нырок шаттла». Одна из версий гласит, что причиной принятия окончательного решения о создании в Советском Союзе многора- зовой космической системы «Энергия- Буран» являлся доклад, представлен- ный Л. И. Брежневу М. В. Келдышем. В нем на основе проведенных в Институ- те прикладной механики АН СССР ис- следований была показана возмож- ность нанесения американским шат- тлом внезапного ядерного удара по СССР. Авторы доклада Ю. Г. Сихару- лидзе и Д. Е. Охоцимский пришли к выводу, что американский шаттл при осуществлении маневра возврата с по- ▲ Панорама аэродинамической трубы Т-117 ЦАГИ во время механизированной смены сопла лу- или одновитковой орбиты по трас- се, проходящей с юга над Москвой и Ленинградом, может сделать некото- рое снижение - «нырок» в атмосферу и сбросить ядерный заряд, парализовав систему боевого управления СССР. Анализ всех аспектов, связанных с «нырком шаттла», не является темой нашего повествования, но отметим од- ну интересную и очень важную деталь. По свидетельству Бориса Ивановича Сотникова, руководившего проектан- тами «Бурана» в НПО «Энергия», в тех- ническом задании на наш многоразо- вый космический корабль заказчик •ото В. Лукашевича Технографика В. Малюх и Н. Назаренко 397
Космические крылья Фото из архива журнала «Новости космонавтики ▲ БОР-6 в экспозиции ЛИИ на Московском авиакосмическом салоне в 2005 г. Хорошо видны дугообразные оранжевые антенны ▲ Вид на нижнюю поверхность БОР-6. Хорошо видны плиты абляционного теплозащитного покрытия ▲ Вид на носовую часть БОРа-6 крупным планом: два выносных устройства в сложенном (стартовом) положении Фото из архива журнала «Новости космонавтики» на носу аппарата (Министерство обороны) записал тре- бование «обеспечить возможность «нырка» в атмосферу до высоты 80 км для решения специальных военных за- дач». Что и было выполнено конструк- торами. А это означало уже не простое снижение в атмосфере перед посадкой, и не 20-минутное радиомолчание, а го- раздо более длительное и энергичное маневрирование на гиперзвуковых скоростях в облаке плазмы, сопровож- дающееся к тому же выполнением ре- альной боевой задачи. В частности, Борис Иванович в интервью В. П. Лука- шевичу в мае 2007 г. сказал: «Возможность “нырка” “Бурана” на 80 км была нами обеспечена. Все было просчитано. Показано (на бумаге, есте- ственно), что все это возможно, и это было принято заказчиком проекта. Мы даже стали разрабатывать (уже не в на- шем подразделении, а в подразделении Виталия Ильина) технические сред- ства, позволяющие что-то сбросить во время “нырка”. Появился вариант ап- парата типа БОРа, который выбрасы- вался из отсека полезного груза и пора- жал заданную цель. Такой маленький боевой ракетоплан - по сути, крылатая бомба. После сброса она должна была входить без каких-либо маневров в кру- тое пикирование - задача была как можно быстрее долететь до цели». Да, вот тут уж без надежной радио- связи совсем никак не обойтись! Как бы то ни было, задача обеспече- ния радиосвязи при движении на ги- перзвуке в верхних слоях атмосферы была поставлена, и НПО «Энергия», от- ветственное за создание многоцелевой космической системы «Буран», приня- лось за решение этой проблемы. В ходе работ с привлечением других органи- заций по этой теме сложилась целая межведомственная кооперация из пред- приятий нескольких министерств, в которую (при головной роли НПО «Энергия») вошли: от Минобщемаша - Центральный НИИ машиностроения (ЦНИИмаш) и НИИ тепловых процес- сов (НИИТП), от Минавиапрома - ЦАГИ и ЛИИ имени М. М. Громова. К работам также подключились ОКБ Московского энергетического института (ОКБ МЭИ) и Центральный научно-исследователь- ский институт черной металлургии (ЦНИИчермет). Внутри конструкторс- кого бюро НПО «Энергия» работы возг- лавила радиофизическая лаборатория под руководством Юрия Ходатаева. Работа началась с исследования всех известных методов воздействия на ударную плазму. Довольно быстро бы- ло установлено, что все существующие методы неэффективны: стало ясно, что нужен принципиально новый подход. И он был найден. Его смысл заключает- ся не в борьбе с плазменной оболочкой самого аппарата, а в выносе специаль- ного тела за фронт головной ударной волны. И тогда это тело, где размещены антенные устройства, имеет дело с собственной плазменной оболочкой. При этом выбором формы выносного устройства можно добиться образова- ния плазмы только на носке цилиндра, в зоне активного торможения газа. Конструкторы рассуждали следую- щим образом: при большом радиусе за- тупления носка количество свободных электронов в плазме превышает кри- тическое значения для данной часто- ты радиосигнала и радиоизлучение антенн не может преодолеть экраниру- ющего действия плазменной оболочки. С уменьшением радиуса затупления уменьшается площадь плазмообразо- вания, и концентрация свободных электронов падает. В результате плаз- менная оболочка перестает быть пре- пятствием для радиоволн. На основе этого метода, получившего название метода локального обтекания, и была разработана система радиосвя- зи через плазму для орбитального ко- рабля «Буран». Для испытания новой системы радиосвязи и был создан экс- периментальный аппарат БОР-6. Структура кооперации при созда- нии комплекса БОР-6 в миниатюре повторяла «бурановскую»: НПО «Энер- гия» отвечало за проект в целом и раз- рабатывала целевую бортовую аппа- ратуру (системы связи и выносные устройства), а предприятия МАП во главе с ЛИИ и ЦДГИ разрабатывали сам ракетоплан. В ходе работ над комплексом БОР-6 был выполнен большой объем теорети- ческих исследований и эксперимен- тальной отработки элементов системы, в которых приняли участие ведущие научно-исследовательские организа- ции различных ведомств, крупнейшие специалисты в области гиперзвуковой аэро- и газодинамики, аэромеханики, теплообмена, радиофизики плазмы, радиотехники и т. д. В каждой из этих областей были решены новые сложные задачи. В ЦАГИ под руководством Вла- димира Нейланда был выполнен комп- лекс экспериментов, связанных с изу- чением воздействия аэродинамичес- ких и тепловых потоков на выносные устройства, а также на модели «Бурана» и БОРа-6 с установленными на них вы- носными устройствами. Особое внима- ние было уделено отработке носовых частей БОРа-6. И это не удивительно - характер обтекания (и аэродинамичес- кие моменты) с выносом в поток новых 398
Космические рога, или неслетавшие БОРы элементов существенно менялся по сравнению с БОРом-41. Внешняя форма аппарата БОР-6 повторяла обводы БОРа-4, но при поч- ти одинаковой массе (1400 кг у БОРа-6 против 1450 кг у БОРа-4) «шестой» был больше на четверть! Если вернуться к орбитальному самолету «Спирали», то, пользуясь внешним сходством обоих аппаратов, выполненных по схеме «не- сущий корпус», можно с большой на- тяжкой сказать, что БОР-6 при длине 4766 мм был «уменьшенной копией ОС в масштабе 1:1,68». Меньший удельный вес БОРа-6 объ- яснялся тем, что в отличие от БОРа-4, «шестой» не был полноценным косми- ческим аппаратом. Программа его по- лета не предусматривала достижение первой космической скорости и выход на орбиту. Благодаря этому БОР-6 был лишен целого ряда бортовых систем, необходимых для космического полета и последующего возвращения с орби- ты. Например, на нем отсутствовала тормозная двигательная установка, но были сохранены газореактивная система управления и поворотные консоли крыла, которые обеспечивали самобалансировку аппарата на гипе- рзвуковых режимах. Несмотря на меньшие скорости входа в плотные слои атмосферы и, соответственно, меньшие тепловые потоки, аппарат был покрыт «традиционной» одноразо- вой уносимой (абляционной) теплоза- щитой. Объяснение этому простое - такая теплозащита была проще и го- раздо дешевле. Главной «изюминкой» аппарата были два подвижных выносных устройства, установленных в носовой части аппа- рата и выдвигаемых в плазму при сни- жении. Каждое из этих устройств со- держало пилон, который нес контейне- ры с антеннами и диагностическое обо- рудование. Носовые части обоих вынос- ных устройств принципиально разли- чались по системам теплозащиты. В то время как носовая часть одного из уст- ройств имела пассивную теплозащиту, на другом выносном устройстве носо- вая часть была выполнена из пористого вольфрама с молибденовым покрыти- ем2. Охлаждение происходило за счет выдавливаемого через поры воднос- пиртового раствора (расход 8,7 г/с), ко- торый, испаряясь, образовывал паро- вую подушку, предотвращавшую дос- туп плазмы к металлу антенны. Иссле- дования показали, что для этих целей лучше было использовать дистиллиро- ванную воду. Но разработчики опа- сались, что в зимнее время вода может замерзнуть во время предстартовой подготовки на космодроме, и было ре- шено добавить в нее спирт. В результате получился настоящий антифриз. Программа суборбитального полета БОРа-6 очень напоминала программу полетов первых БОРов-1, -2, -3 и выг- лядела следующим образом (см. рис.). После запуска с космодрома Капустин Яр в сторону полигона Сары-Шаган БОР-6 выводится в верхние слои ат- мосферы Земли с помощью двухсту- пенчатой PH класса «Космос-ЗМ». Пос- ле отделения первой ракетной ступени система достигает высоты 193-198 км, затем разворачивается и под углом 7° к горизонту разгоняется оставшейся вто- рой ступенью PH до скорости 7280 м/с. Это обеспечивает вход в атмосферу со скоростью М=26,5. После выключения двигателя второй ступени аппарат отделяется, и на участке пассивного полета его вынос- ные устройства поворачиваются в кор- невых шарнирных узлах, занимая ра- бочее положение. В результате раке- топлан принимает грозный «рогатый» вид, при этом антенны и оборудование за счет изогнутости выносных уст- ройств оказываются далеко впереди ожидавшегося фронта головной удар- ной волны от корпуса аппарата. Плазмообразование начинается на высоте 90 км, и к этому моменту БОР-6 уже самобалансируется в разрежен- ном встречном воздушном потоке на требуемый угол атаки (ос=50-55°) за счет выбранного угла установки под- вижных консолей крыла. Во время экс- перимента предполагалось также про- вести исследования в расширенном диапазоне углов атаки (ос=30-60°) и скольжения (Р=-4...+6°), которые дол- жны были быть достигнуть одновре- Максимальная ▲ Схема полета БОРа-6 1 Попутно заметим, что одна из возможных причин увеличения размерности «БОРа-6» по сравнению с «БОРом-4» могло являться стремление сохранить общую картину гиперзвукового обтекания при фиксированных абсолютных размерах выносных устройств за счет уменьшения их относительных размеров (и соответственно - возмущающего воздействия). 2 По другим данным, носовые части выносного устройства была выполнена из пористого хромо-никелевого сплава. Рисунок В. Лукашевича 399
Космические крылья Киностудия «АСТ> ▲ Наземная отработка поворота выносных устройств в рабочее положение. Вверху - стартовое положение ВУ, внизу - перед входом в атмосферу. Кадры фильма «Прорыв» киностудии «АСТ», 1992 г. менным изменением угла раскладки консолей крыла (±10° от значения на режиме самобалансировки) и работой газодинамических двигателей ориен- тации. Находясь в локальных облаках плаз- мы (при скорости М= 19,6), антенны на выносных устройствах осуществляют радиосвязь с наземными станциями слежения, искусственными спутника- ми Земли, а также между двумя соб- ственными выносными устройствами. Радиосвязь ведется в широком диапа- зоне волн, свойственном практически любой радиокосмической системе. Основной объем эксперименталь- ных данных планировалось получить в диапазоне скоростей М= 19,6-5,0. После выхода из плазмы (на высоте 45 км) и некоторого торможения в ат- мосфере вводится парашютная систе- ма, и аппарат совершает мягкую по- садку в заданном районе, откуда его эвакуируют поисково-спасательные службы полигона. Из всех экспериментов на борту ап- парата осуществление связи между двумя выносными устройствами, каж- дое из которых окружено в полете собственной плазменной оболочкой, представляло для разработчиков осо- бый интерес. Они надеялись, что пос- леполетный анализ позволит разли- чить затухание, которое дает каждая оболочка, и определить, какой из этих двух носков является более эффектив- ным. В результате они хотели реализо- вать такое качество радиолинии связи через плазму, при котором затухание радиоволн в плазме практически отсу- тствует, т. е. плазменный экран для ра- диоволн становится прозрачным. Это как раз то, что нужно для радиолиний в гиперзвуковом потоке воздуха. Воздействие в полете тепловых по- токов на выносные устройства огром- но. Достаточно сказать, что опытный вольфрамовый носок без теплозащиты разрушается в натурных условиях все- го за несколько секунд. Именно поэто- му после конструкторской отработки выносных устройств в НПО «Энергия» они прошли специальные испытания на теплостойкость. Эта работа выпол- нялась в ЦНИИмаше под руководством члена-корреспондента АН СССР Нико- лая Аполлоновича Анфимова. В ходе испытаний выносные устройства по- мещались в рабочие камеры плазмот- рона, мощность которого в непрерыв- ном режиме достигала 40 МВт. Кадры кинограммы показывают, как носок выносного устройства противостоит обволакивающему его облаку плазмы. Полный объем исследований и отра- ботки всех систем БОРа-6 был закон- чен к августу 1990 года. К этому же времени на складах заводов уже хра- нились специализированные ракеты- носители, стояли изготовленные аппа- раты БОР-6, вся бортовая штатная и экспериментальная аппаратура. Уже было подготовлено технологическое заправочное оборудование и старто- вый комплекс, оборудованы командно- измерительные пункты по трассе поле- та. Можно было переходить к летным экспериментам... Но на стадии полной готовности ра- боты были остановлены и все запуски аппаратов отменены. Впоследствии участники работ с горечью объясняли закрытие программы БОРа-6 триви- альной для смутных 1990-х годов при- чиной - полным прекращением фи- нансирования. На это, в частности, указывали в своих интервью Юрий Хо- датаев и Игорь Волк во время съемок научно-популярного фильма киносту- дией «АСТ» в 1992-м году. Однако истинная причина отмены дорогих летных экспериментов была в другом: они были... просто не нужны! Вот как об этом говорит Владимир Нейланд1: «БОР-6 - это был аппарат, внешне напоминавший жука, на котором мы хотели посмотреть, можно ли сделать так, чтобы антенны не сгорели в по- лете и чтобы через них осуществля- лась радиосвязь на всех этапах. Но на самом деле он оказался мертворож- денным и не понадобился, потому что мы нашли способ обойтись без него. ▲ Кинокадры испытаний выносного устройства в плазматроне: вверху - невозмущенный поток плазмы, далее (в последовательности сверху вниз) хорошо видны различные фазы развития головной ударной волны с обтекающим плазменным облаком. 1 Интервью В.Лукашевичу 19 февраля 2007 г. 400
Космические рога, или неслетавшие БОРы Он так и остался экзотикой, которая не имела никакого практического значения, и я подозреваю, что и не будет иметь. Все дело в том, что радиосвязь в зоне радиомолчания, возникающей из-за ионизации, зависит от концентрации электронов и частоты соударения ио- нов в том месте, где ставятся антенны. В ходе полета на БОРе-6 собирались уверенно точно определить, будет ли в месте установки антенны (созданной, кстати, для БОРа-4) [выделено нами - В. Л.] пороговая для прекращения ра- диосвязи концентрация электронов. Но оказалось, что концентрацию элек- тронов можно напрямую померить на модели БОРа-4 и в наземных условиях, поместив ее (модель) в одну из гипер- звуковых импульсных аэродинамичес- ких труб. Способ был прост: мы знали, что ос- новная концентрация электронов на- рабатывается вблизи так называемой передней критической точки. После нее химические реакции быстро замо- раживаются в районе звуковой линии, и дальше все идет конвективным пу- тем. А это означало, что нужно было только в форкамеру аэродинамичес- кой трубы добавить кое-какие приме- си, чтобы подобрать нужную концент- рацию электронов в передней крити- ческой точке. Это несложно, так как там все равновесно. И затем можно уверенно мерить концентрацию элект- ронов вдоль всей поверхности модели с помощью зонда. В результате оказалось, что резуль- таты трубных измерений очень хоро- шо согласуются с данными, получен- ными в полетах БОРов-4. Поэтому все эти сложные изобретательские вещи (БОР-6) просто не понадобились. Во- обще при создании «Бурана» много лишнего сделали, но зато набрали опыт. И аналогичных ситуаций было множество». Еще раз обратим внимание на слова о том, что эксперименты на БОРе-6 планировались для определения мес- тоположения антенн не на «Буране», а именно на БОРе-4 - это подтверждает наше предположение об истинных це- лях программы БОРа-6. БОР-6 являлся экспериментальным аппаратом, и по расположению на нем выносных устройств нельзя уверенно судить о месте установки штатных ан- тенн на БОРе-4. Однако некоторое представление об этом может дать продувочная модель БОРа-4. Как видно на фотографиях, модель БОРа-4 имеет 4 антенны - две на ниж- ней поверхности в хвостовой части ап- парата (рядом с донным срезом) и две по бокам в носовой части аппарата. Интересный факт: на американс- ких кораблях системы Space Shuttle с 1983 г. связь с Землей поддерживает- ся на всех участках полета. Для плаз- менного участка спуска используется антенна S-диапазона, которая стоит в верхней части фюзеляжа; связь осу- ществляется через стационарный ▲ Отверстия под установку антенны на правом борту продувочной модели БОРа-4 (показаны стрелкой) ▼ Продувочная модель БОРа-4 в рабочей камере аэродинамической трубы Т-117 ЦАГИ. Видны две выступающие в поток антенны в нижней хвостовой части (у хвостового среза) аппарата ▼ Продувочная модель БОРа-4 в рабочей камере аэродинамической трубы Т-117 ЦАГИ. Видны три выступающие в поток антенны (одна по левому борту и две в нижней хвостовой части аппарата) Фото В. Лукашевича Фото В Лукашевича фото В, Лукашевича 401
Космические крылья ▲ Продувочная модель БОРа-4 в рабочей камере аэродинамической трубы Т-117 ЦАГИ. Видна выступающая в поток антенна на левом борту аппарата спутник-ретранслятор TDRS. Плаз- менная оболочка при спуске вокруг та- кого большого крылатого аппарата, как орбитальная ступень шаттла, име- ет различную плотность. Наиболее плотная она на днище, носках крыла и киля, наименее плотная - в верхней части фюзеляжа. Здесь радиоволны ее пробивают. Канал связи «шаттл - кос- мос - Земля» конечно, не такой высо- коскоростной, как при орбитальном полете, и с помехами, но телеметрию и даже голосовые сообщения с экипажем вполне обеспечивает. Отсюда можно сделать еще один вы- вод: если взялись за эту проблему столь серьезно, значит, задачами связи для «Бурана» тема не ограничивалась! Последняя попытка продолжения исследований с применением аппара- тов БОР-4 была сделана уже перед са- мым распадом Советского Союза, с привлечением средств иностранного заказчика, в рамках отработки тепло- защиты западноевропейского воздуш- но-космического самолета Hermes. Советская сторона предложила про- вести испытательный пуск готового БОРа-4, с теплозащитой, доработан- ной с учетом требований «Гермеса». Однако и этим планам не суждено было сбыться: программа создания «Гермеса» была прекращена в 1992 г. по техническим и финансовым при- чинам. И последнее об аппаратах, создавав- шихся на основе БОРа-4. Описанными выше проектами все варианты ис- пользования задела не ограничивают- ся - мы просто не можем знать всего, что разрабатывалось в недрах военно- промышленного комплекса СССР, из- за остающейся до сих пор завесы сек- ретности. Вероятно, полная история БОРов по этой причине никогда так и не будет написана. Тем не менее, по прошествии времени иногда появляет- ся новая информация. Например, стало известно, что в Са- марском «ЦСКБ-Прогресс»1, занимаю- щемся в том числе разработкой спут- ников-разведчиков, под руководством Д. И. Козлова прорабатывался орби- тальный фоторазведчик, оснащенный несколькими небольшими спускаемы- ми аппаратами, выполненными по схе- ме «несущий корпус» и представлявши- ми собой уменьшенные копии БОРа-4. Предполагалось, что такие аппараты благодаря высокой точности призем- ления могли доставлять данные (фо- топленки) с орбиты прямо в места рас- положения войсковых частей, т. е. сра- зу непосредственному потребителю разведывательной информации. Одна- ко по понятным причинам какая-либо подробная информация по этим разра- боткам недоступна. Л Модель ВКС Hermes, испытывавшаяся в аэродинамических трубах ЦАГИ 1 Полное название - ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», в прошлом - Куйбышевский филиал №3 ОКБ-1. 402
Глава 19 «УРАГАН», СТРАШНЫЙ И УЖАСНЫЙ Космический перехватчик «Ураган» Программа БОР-4, закончившаяся четвертым орбитальным полетом в декабре 1984 г., неожиданно продол- жила свою вторую, вымышленную жизнь на страницах зарубежной печа- ти благодаря опубликованным фотог- рафиям австралийских ВМС и упорно- му нежеланию СССР признать нали- чие НИОКР по созданию многоразово- го пилотируемого космического кораб- ля. (Ярким тому примером может слу- жить пресс-конференция1 с участием летчика-космонавта СССР, первого за- местителя начальника ЦПК по летной и космической подготовке А. А. Леоно- ва через неделю после полета «Космо- са-1445»1 2. На ней зарубежные коррес- понденты напрямую спросили о вы- ловленном в Индийском океане спут- нике как о прототипе «мини-шаттла». Алексей Архипович, уйдя от сути воп- роса, ответил: «Запущенный космичес- кий аппарат является очередным спут- ников серии «Космос» и продолжил программу мирных исследований кос- моса».) Однако сам факт наличия фо- тографий эвакуации БОРов-4 неопро- вержимо свидетельствовал, что рабо- ты над неким многоразовым космичес- ким кораблем в СССР все-таки ведутся. Чем больше мы отрицали очевидные факты, тем меньше остальной мир нам верил. Да и по правде сказать, запечат- ленный на фотографиях БОР-4 никак не был похож на аппарат, предназна- ченный для «исследования верхних слоев атмосферы и ближнего космоса», как его всякий раз представляла в со- общениях ТАСС наша официальная пропаганда. К сказанному нужно доба- вить, что к этому времени сам факт ве- дущихся в Советском Союзе работ по многоразовому космическому кораблю не вызывал за рубежом никаких сом- нений3. Но корни ошибочных представлений о нашей многоразовой программе ухо- дят в еще более ранний период исто- рии, во вторую половину 1970-х годов, когда Центральное разведывательное управление (ЦРУ), возглавлявшее аме- риканское Разведывательное сообще- ство, получило первую информацию о существовании изделия «105.11» и ло- гично предположило проведение его атмосферных испытаний. Ничего не зная о «Спирали» и пытаясь объяснить полученные отрывочные сведения, аналитики ЦРУ сделали ошибочный вывод, что ЭПОС представлял собой атмосферный самолет-аналог много- разового орбитального самолета, кото- рый должен был запускаться в космос трехступенчатой PH «Протон» (обозна- чаемой по американской классифика- ции как SL-13). Заметим, что ошиб- лись американцы не сильно: они пра- вильно оценили ожидаемый взлетный вес орбитального самолета, который лишь немного отличался от первона- чального варианта «Спирали» (8,8- 10,3т). Вывести такой груз на орбиту в СССР мог только «Протон»... Оценивая в августе 1980 г. возмож- ности СССР в космосе, ЦРУ предполо- жило4, что: «Создание военного “космоплана”5 является частью советской программы развития ВВС. Он представляет собой небольшой аппарат с треугольным крылом6, выполненный по схеме “несу- щий корпус”, и предназначен для гори- зонтальной посадки на посадочную по- лосу, обнаруженную в ГНИКИ ВВС во Владимировке. Аппарат был замечен под крылом бомбардировщика Ту-95, что свидетельствует о его возможных автономных полетах после сбросов с самолета-носителя. Для выведения “космоплана” на орбиту Советы, веро- ятно, намереваются использовать свою самую мощную эксплуатируемую ра- кету SL-12/13. При полном использо- вании грузоподъемности этой ракеты “космоплан” сможет выполнять орби- тальные полеты с экипажем от двух до шести человек». Не обошло ЦРУ стороной и предназ- начение орбитального самолета: «Советский “космоплан” с треуголь- ным крылом является, вероятно, экс- периментальным транспортным сред- ством, которое может быть доработано для выполнения военных миссий. Та- кие миссии могли бы включать в себя разведку или инспекцию спутников. Самолет также может служить плат- формой для космического оружия, хо- тя это маловероятно из-за небольшой предполагаемой грузоподъемности. Модификации аппарата могут исполь- зоваться и для снабжения орбиталь- ных станций. Аппарат выглядит сопос- тавимым с крылатым американским аппаратом Dyna-Soar, разрабатывав- шимся в 1961-1963 гг. и являвшимся, возможно, одной из мотиваций для на- чала советских работ». И эти предположения ЦРУ были близки к правде. Но в то же время аме- риканская разведка уже имела зримые свидетельства работ по многоразовой космической системе «Буран»: на Бай- конуре началась перестройка двух ста- рых стартовых комплексов, оставших- ся от лунной ракеты Н-1: «Новые средства выведения будут иметь значительно большую грузо- подъемность, чем это нужно для ново- 1 Пресс-конференция 10 июня 1982 г. в ЦПК по поводу предстоящего советско-французского космического полета, за день до вылета экипажа на Байконур. 2 Bart Hendrickx. The Soviet BOR-4 Spaceplanes and Their Legacy//JBIS, 2007, Vol. 60, p. 97. 3 Там же, pp. 100-108. 4 Soviet Military Capabilities and Intentions in Space // National Intelligence Estimate, 6 August 1980. p. 32-33. // Электронная версия публикации находится на вебсайте ЦРУ: http://www.foia.cia.gov/search_options.asp. 5 Spaceplane. 6 Буквальный перевод. 403
Космические крылья ◄ Рисунок из американского ежегодного издания «Советская военная мощь» («Soviet Military Power») за 1983 г. Обращает на себя внимание следующее: американской разведке уже было известно о проекте «Буран», но еще ничего не было известно о его параметрах, поэтому в качестве иллюстрации изображен американский шаттл. Также было известно о работах над PH «Зенит» с правдоподобными значениями стартовой массы, массы полезной нагрузки и общих размеров. Два правых рисунка также вызывают несомненный интерес. Крайним справа впервые представлен сверхтяжелый носитель «Вулкан», работы по которому так и не вышли из стадии проектных проработок. А вот перед ним представлен проект многоразовой космической системы, способной вывести на низкую околоземную орбиту груз вдвое больше, чем «Буран», — 60 тонн. По этому проекту данных и сейчас очень немного, известно лишь, что он прорабатывался в ЦНИИМаше1 на ранних стадиях выбора облика «Бурана». ЦРУ, как говорится, не зря ело свой хлеб... го “космоплана”. Мы полагаем, что один вариант [носителя] будет спосо- бен к выведению на орбиту космичес- кого корабля, сопоставимого по разме- ру и массе с американским шаттлом». В результате на основе сопоставле- ния всей имевшейся информации ЦРУ сделало вывод о параллельной реали- зации в СССР двух программ создания различных крылатых многоразовых космических кораблей. Первый ко- рабль являлся небольшим высокома- невренным «космопланом» стартовой массой 10-20 т и разрабатывался для выполнения оперативных (преимуще- ственно военных) задач в космосе, вто- рой - тяжелый корабль с массой на старте около 100 т - создавался с воз- можностями и под задачи, аналогич- ные американскому шаттлу. Именно с этого момента в СССР «стало» два ко- рабля, и вся последующая информа- ция, получаемая иностранными раз- ведками, ложилась только в эту схему. Заметим, что зарубежные аналити- ки рассуждали совершенно здраво, и многое они угадали. Примерно в это же время в Центральном конструкторс- METERS 80 MEDIUM-LI FT HEAVY-LIFT LAUNCH VEHICLE’ LAUNCH VEHICLE’ ПП 0 REUSABLE SPACE PLANE IN DEVELOPMENT 400,000 600,000 15,000 + 2,000,000 3.000,000 30,000 LIFT-OFF WEIGHT (KG)1 LIFT-OFF THRUST (KG)1 PAYLOAD TO 180 KM (KG)1 ком бюро машиностроения (ЦКБМ, до 1967 г. - ОКБ-52, ныне - НПО машино- строения) под руководством В.Н.Чело- мея полным ходом велась разработка легкого космического самолета (ЛКС) с массой 20 т, выводимого в космос на PH «Протон». Но иностранные экспер- ты не знали, что к 1980 г. программа «Спираль» уже была окончательно зак- рыта. Неизвестно им было и о слож- ных взаимоотношениях В. Н. Челомея с Д.Ф. Устиновым, из-за чего в конеч- ном итоге «Буран» остался один, выто- лкнув в небытие, как кукушонок из гнезда, все остальные проекты. Испытательные полеты БОРа-4 в 1982-1984 гг. только добавили уверен- ности предположению о существова- нии «космоплана». Более того, каза- лось, что сама логика военного проти- востояния во времена холодной войны обуславливала непременное наличие «космического перехватчика русских». Разумно было предположить, что дозвуковой пилотируемый самолет- аналог «105.11» в СССР и запуски аэро- динамических моделей БОР-4 связаны между собой* 2 и являются частью работ WITH 6 OR MORE STRAP ON BOOSTERS 4,000,000 150,000 ’ Approximate. по созданию космического перехват- чика, которые к тому же, судя по внеш- нему виду и теплозащите БОРа-4, продвинулись куда дальше американс- ких аналогов - аппаратов по схеме «не- сущий корпус». Полученные австралийскими ВМС фотографии подверглись самому де- тальному исследованию. Наших потен- циальных противников интересовало буквально все - от конструкции БОРов до состава поисковых судов в эскадре и персонального состава членов палуб- ной эвакуационной команды. Так, нап- ример, Питер Песавенто (Peter Pesaven- to) в журнале «Spaceflight»3 отмечал, что на фотографиях эвакуации аппаратов «Космос-1374» и «Космос-1445», сделан- ных с интервалом в 285 дней, уверенно опознается один и тот же человек по ха- рактерному «африканскому типу во- лос»! На основании этого был сделан вывод, что в обоих случаях состав эки- пажа был одинаковым (заметим в скоб- ках, что и это соответствовало истине). Но в первую очередь, конечно, запад- ных экспертов интересовал сам аппа- рат. Анализ фотографий показал, что в носовой части аппарата имеются некие элементы, которые можно уверенно опознать как иллюминаторы у пилоти- руемой версии аппарата, а теплозащит- ное покрытие, как и на американском шаттле, состоит из небольших плиток. ◄ Рисунок из издания «Советская военная мощь» («Soviet Military Power») за 1985 г. Необходимо отдать должное американской разведке: по сравнению с предыдущим выпуском ей стали достаточно точно известны не только массово-энергетические характеристики разрабатываемых ракет-носителей, но и отдельные технические детали. Например, принципиальное отличие будущего «Бурана» от американского шаттла - расположение маршевых двигателей не на корабле, а на центральном блоке PH. Облик сверхтяжелого носителя «Вулкан» также был существенно уточнен. Проект ЦНИИмаша предусматривал создание многоразовой двухступенчатой транспортной космической системы с общим взлетным весом 2750 т, способной доставить на низкую круговую околоземную орбиту (высотой 185 км и наклонением 28°) груз массой 40 т. 2 Ошибка в таких рассуждениях была только одна: с изделием «105.11» были связаны не полеты БОРа-4, а пуски очень похожих на него аппаратов БОР-1, -2, -3, которые запускались на «короткие» баллистические траектории и поэтому были «невидимы» для американских средств контроля. 3 Peter Pesavento. Cosmos 1374, 1445 Photographs Compared// Spaceflight, vol. 33, September 1991 404
«Ураган», страшный и ужасный В БОРах-4 однозначно угадывались чер- ты будущего многоразового пилотируе- мого космического корабля, включая, помимо остекления кабины экипажа, еще и расположение отсека полезного груза. Поэтому с этого момента зарубеж- ных аналитиков интересовал только вопрос о степени подобия увиденных ими моделей «реально разрабатывавше- муся» космическому перехватчику. Ответив на этот вопрос, можно было экстраполировать массово-геометри- ческие и компоновочные решения на полноразмерный аппарат, предугадав его конструктивные особенности и бое- вые возможности. На основании этого был сделан однозначный вывод, что за- пуски БОРов-4 представляют собой ис- пытания масштабной модели пилоти- руемого космического корабля, внеш- ний облик и компоновка которого од- нозначно указывали на его основное предназначение как орбитального инс- пектора-перехватчика. В существова- нии же самого проекта такого аппарата сомнений уже не оставалось! Итак, зарубежные аналитики ошиб- лись только в малом: это были испыта- ния модели не будущего, а «прошлого» космического перехватчика, ведь БОР-4 в некотором смысле являлся масштаб- ной моделью орбитального самолета «Спираль». Анализируя в ноябре 1982 г., после орбитального пуска «Космоса-1374», советскую космическую программу в том, что касается будущих операций по снабжению космической станции «Салют-7», ЦРУ ожидало первый пило- тируемый полет опытного «космопла- на» уже в конце 1982 г. или в течение 1983 г. Но его точное предназначение оставалось загадкой: «Космоплан может использоваться как транспортное средство для достав- ки космонавтов на орбитальную стан- цию в середине 1980-х годов, сокращая или устраняя потребность в одноразо- вом космическом корабле «Союз-Т», однако нет никакой уверенности, что Советы намереваются использовать космоплан именно с этой целью»1. В середине 1983 г., после второго пуска в акваторию Индийского океана, ЦРУ ожидало «испытание опытного об- разца» в период 1983-1985 гг., добав- ляя, что космический корабль создает- ся «для миссии, которую мы не можем все же определить, но, вероятно, она будет включать в себя разведку и инс- пекцию спутников»1 2. Зарубежная общественность узнала о «существовании» нового советского «кос- моплана» из «первых рук». Процитируем вебсайт журнала «Общество Россия»3 «...С 1983 пр 1991 годы Министер- ство обороны США издавало ежегод- ник под заголовком «Советская воен- ная мощь» («Soviet Military Power»). Ини- циатором издания и его главным ре- дактором был Каспар Уайнбергер. Ежегодник был выдержан в тонах бескрайнего восхищения СССР и пре- клонения перед советской военно-кон- структорской мыслью. «Советская во- енная мощь» свидетельствовала, что СССР является передовой сверхдержа- вой планеты и даже может быть - бери выше! - почти что инопланетной науч- но-фантастической сверхцивилизаци- ей. Советские технические достиже- ния поражали разум. Советский Союз, ► Так представляли себе «космический самолет» при выполнении противоспутниковых операций художники министерства обороны США. Рисунок из выпуска «Советская военная мощь» за 1985 год как убедительно доказывала брошюра, стоял на грани того чтобы разгромить американский империализм и устано- вить всепланетарную советскую власть, а уж мир советской армией был защи- щён надежнее некуда. Старожилы-американцы вспомина- ют, что приносить «Советскую военную мощь» на работу было почти невозмож- ным - коллеги рвали книжку из рук и зачитывали с концами»4. От себя добавим: обладание экземпля- ром «запрещенной» американской бро- шюры среди отечественных любителей авиационной и прочей военной техники являлось чрезвычайно престижным. Помимо информационной, это изда- ние играло и ярко выраженную пропа- гандистскую роль, периодически напо- миная Конгрессу США о «советской во- енной угрозе». В результате это всякий раз облегчало утверждение очередного военного бюджета. К середине 1980-х годов американс- кая разведка уже знала о ведущихся в СССР работах над новой PH среднего класса 11К77 («Зенит»), которой было дано обозначение SL-X-16 (литера X присваивалась проектам на стадии НИОКР и экспериментальным разра- боткам). Первый пуск «Зенита» состо- ялся в апреле 1985 г., и с этого момента именно более легкая (по сравнению с «Протоном») ракета, идеально подхо- дившая по своей грузоподъемности, стала рассматриваться в качестве бу- дущего носителя «космоплана» (при этом его ожидаемые характеристики были получены на основе масштабного увеличения БОРа-4 с использованием законов подобия). В выпуске Soviet Military Power за 1984 г. (в главе The Soviet Space Program раздела Chapter II. Forces for Global Warfare) широкой общественности был впервые представлен «многоразовый космоплан, находящийся в разработке» (Reusable Space Plane in Development), выводимый на орбиту PH среднего класса (Medium-Class Launch Vehicle). С этого момента к обсуждению советс- кого «космоплана» подключились неза- висимые от разведывательного сооб- щества США зарубежные эксперты, научно-техническая общественность и 1 Soviet Capabilities and Intentions for Permanently Manned Space Stations: An Intelligence Assessment. 1 November 1982. p. 8. // Электронная версия публикации находится на вебсайте ЦРУ: http://www.foia.cia.gov/search_options.asp. 2 The Soviet Space Program: National Intelligence Estimate. Volume I: Key Judgments and Summary. 19 July 1983. p. 11, 14. Интернет (on-line) публикация «Electronic Reading Room» на вебсайте ЦРУ: http://www.foia.cia.gov/search_options.asp. 3 http://society.presscom. org/2872. html 4 Советская пропаганда объявила «Советскую военную мощь» клеветой и в качестве ответа с большим опозданием (в 1987 г.) издала 90- тысячным тиражом брошюру «Откуда исходит угроза миру?». Брошюра подробно рассказывала об американских системах оружия, доказывая, что на самом деле передовой военно-технической сверхдержавой являются США, а СССР - жвачное травоядное животное [цит. по http://society.presscom.org/2872.html]. Выход брошюры сопровождался мощной пропагандисткой компанией в газетах и на центральном телевидении с демонстрацией отдельных страниц, на которых были представлены наиболее разрушительные виды оружия массового поражения. 405
Космические крылья СМИ. Различные публикации, заклю- чения, обзоры, аналитические статьи множились, как снежный ком. Выпуск «Советской военной мощи» за 1984 г. сообщил миру, что «начиная с прошлого (1983) года, советские про- граммы, связанные с разработкой се- мейства новых космических ракет-но- сителей и космического корабля мно- гократного использования, подходя- щего для военных и гражданских це- лей, вошли в завершающую стадию. Близится к завершению строительство новых наземных средств значитель- ных размеров, предназначенных для обслуживания и запуска [PH] на поли- гоне Тюратам [Байконур]. Некоторые из них должны быть готовы в этом году или в ближайшие годы, чтобы обеспе- чить начало испытания новых ракет- носителей. Эти носители образуют космическую транспортную систему (КТС), во многих отношениях копирую- щую американский шаттл. Новый [сверх]тяжелый носитель создается на базе центральной ракеты КТС и новых PH среднего класса. Последние, оче- видно, предназначены для выполне- ния запусков с высокой частотой. Среди новых космических кораблей - аппарат, который отличается от амери- канского шаттла только тем, что [его] маршевые двигатели установлены не на орбитальной ступени, и малый кос- моплан, который может быть использо- ван в качестве средства для [летных] испытаний или масштабно уменьшен- ного варианта военного космоплана. В систему также входит космический буксир, который будет использоваться Aviation Week & Space Technology ► «Так должен выглядеть советский космоплан» в космосе для перемещения оборудова- ния с одной орбиты на другую. Совет- ский шаттл может быть впервые прове- рен в полете во второй половине 1980-х. Масштабная модель космоплана уже была испытана три раза, а космичес- кий буксир будет готов к использова- нию в конце 1980-х годов». В обзоре «Советская военная мощь» за 1987 г. говорилось1: «Ракета-носитель SL-X-16 способна доставить на низкую орбиту ИСЗ груз массой более 15 000 кг. Такая грузоподъ- емность заполняет пробел в имеющихся у СССР средствах выведения по эконо- мичному запуску полезных грузов сред- ней массы. Возможной полезной на- грузкой для SL-X-16 является «космо- план», не похожий на шаттл. Уменьшен- ная масштабная копия этого аппарата уже проверена в орбитальном полете, подтвердив работоспособность полно- размерного образца. Этот небольшой космический корабль может использо- ваться в качестве средства быстрого ре- агирования для выполнения разведки в реальном времени, для обслуживания и ремонта спутников, доставки [смены] экипажа и защиты космической стан- ции, а также для инспекции и, в случае необходимости, уничтожения спутни- ков противника. Носитель SL-X-16 был испытан в полете, доставив, по крайней мере, три полезных груза на орбиту, и скоро будет введен в штатную эксплуа- тацию. Скорее всего, Советы не запус- тят космоплан, пока не будут полностью уверены в SL-X-16, поэтому испытание штатного варианта космического само- лета может начаться в конце 1980-х». «Советская военная мощь» за 1984 г. содержала не только схему предполага- емого облика «космоплана» русских, но и детальные фотографии эвакуации «Космоса-1445» в Индийском океане. Пристальное изучение этих фотогра- фий выявило много новых деталей. На них, в частности, была видна структура плиточного теплозащитного покрытия. Справедливо предположив, что это пок- рытие по своим свойствам аналогично теплозащите американских шаттлов, эксперты пришли к выводу о многора- зовых возможностях аппарата. Из этого вывода следовал интересный вопрос: а не был ли это один и тот же аппарат, за- пущенный в космос второй раз через девять с половиной месяцев после пер- вого полета? Ведь если целью испыта- ний была проверка многоразового теп- лозащитного покрытия в реальных ус- ловиях, то такой шаг был бы логичным. Мнения экспертов по этому вопросу разделились. Ситуация оставалась не- определенной до тех пор, пока австра- лийскими ВМС не были рассекречены фотографии эвакуации «Космоса-1374». Сравнение изображений однозначно показало, что на фотографиях запечат- лены разные аппараты. Этот вывод1 2 строился на следующих заметных отли- чиях «Космоса-1445» от «Космоса-1374»: - Различная структура (рисунок рас- положения, или, иначе говоря, раскрой) плиточной теплозащиты. Такой вывод во многом был обусловлен тем, что каче- ство снимков «Космоса-1374» было зна- чительно ниже, чем «Космоса-1445». На самом деле произошло то, что австра- лийцы не увидели: если у«1374-го» силь- нее обгорела передняя часть фюзеляжа, то у «1445-го» - центральная и хвостовая. В середине 1990-х годов за рубежом из различных источников стало известно, что первый БОР-4 был оснащен абляци- онной теплозащитой. Это еще больше запутало ситуацию в «иностранных» го- ловах: не зная, что первый «абляцион- ный» БОР-4С был запущен по суборби- тальной траектории без выхода на орби- ту ИСЗ и ему не присваивалось наимено- вание «Космос», его иногда неправильно отождествляли с «Космосом-1374», а не- достаточно четкие фотографии послед- него ясности не добавляли. Не имея воз- можности детально увидеть вблизи но- совую часть фюзеляжа «Космоса-1374», иностранные эксперты в конечном итоге пришли к выводу, что она была покрыта абляционной теплозащитой, а централь- ная и кормовая - уже плиточной3. Из-за плохой контрастности фото- графий «Космоса-1374», не позволив- шей наблюдателям прочитать на борту 1 Soviet Military Power 1987. United States Department of Defense, p. 54. 2 Самое интересное, что миф о неоднократном полете одного или нескольких БОРов-4 оказался очень живуч. Немалую роль в этом сыграл сам разработчик - НПО «Молния», который после рассекречивания программы пытался «пристроить» на мировом рынке весь технологический задел по программе БОРов, включая как разработанные теплозащитные покрытия (на европейский ВКС Hermes) и методику натурных испытаний с запуском моделей на низкие орбиты ИСЗ и суборбитальные траектории, так и сами летавшие аппараты. Во всех коммерческих предложениях аппараты БОР-4 именовались многоразовыми (они, в принципе, такими и были), но не указывалось, что каждый аппарат летал только по одному разу. Такая недосказанная полуправда в конечном итоге повышала продажную цену КА (с каждым «повторным» полетом!) в глазах покупателя - одно дело купить слетавший в космос аппарат, и совсем другое - побывавший там многократно! Представители НПО «Молния» в таких случаях согласно кивали: «Да-да, а как же, йес, оф коз, аппарат-то многоразовый!» 3 Peter Pesavento. Cosmos 1374, 1445 Photographs Compared// Spaceflight, vol. 33, September 1991 406
«Ураган», страшный и ужасный Aviation Week & Space Technology ▲ к Ha основании экстраполяции изображений БОРа-4 получились изображения многоразового пилотируемого истребителя. В нижней части аппарата на плановой проекции (слева) видны цилиндрические РДТТ САС вокруг конического переходника, которым аппарат крепится к двухступенчатой PH «Зенит» (11К77). Справа представлен предполагаемый вид PH с установленным космопланом. Учитывая наличие на PH крылатой полезной нагрузки в верхней части художник весьма грамотно предусмотрел установку дополнительных стабилизирующих поверхностей на двигательном отсеке 1-й ступени. Рисунок из журнала «Aviation Week & Space Technology» от 28 марта 1988 года аппарата надпись государственной принадлежности «СССР», был сделан вывод, что «русские не ожидали появ- ления австралийских ВМС в зоне при- воднения первого аппарата». В итоге анализа всех факторов, связанных с теплозащитным покрытием двух аппа- ратов, было сделано заключение о «ви- димом прогрессе» в разработке много- разовой плиточной теплозащиты; - Иностранные наблюдатели отме- тили, что верхняя поверхность рядом с задней кромкой консолей крыла у «Космоса-1445» покрыта черным нага- ром, «закоптилась», в то время как у предыдущего «Космоса-1374» она чис- тая. Этому факту было найдено следу- ющее объяснение: испытания первого аппарата выявили недостаточную по- перечную маневренность при спуске в атмосфере, поэтому на втором аппара- те были доработаны для повышения поперечной управляемости «реактив- ные управляющие маневровые двига- тели». Ну разве могут быть после этого какие-нибудь сомнения в том, что «рус- ские создают маневрирующий косми- ческий истребитель-перехватчик»?! - «Космос-1445» имел ярко выражен- ную «кабину экипажа с остеклением» в носовой части аппарата. Следователь- но, - делали вывод аналитики, - «Кос- мос-1374» был просто масштабной мо- делью для гиперзвуковых аэродинами- ческих испытаний, в то время как «Кос- мос-1445» был уже успешно испытан- ной масштабной моделью пилотируе- мого перехватчика, работы над созда- нием которого идут полным ходом. Фотографии «Космоса-1445», опуб- ликованные во многих зарубежных из- даниях, дали богатую почву для жур- налистских «уток» (высказывалась да- же ошибочная мысль, что «русские в самое ближайшее время готовы произ- вести запуск своего мини-шаттла или уже сделали это!») и обильную пищу для ума специалистам. Пока Запад возбужденно обсуждал несуществующий «космический само- лет», Советский Союз упорно молчал, ведь раскрытие истинных целей про- граммы БОР-4 неизбежно привело бы к признанию наличия программы созда- ния «Бурана», который, по сути, являл- ся военно-стратегической системой. Однако для ЦРУ работы над «Бура- ном» уже не были секретом. 25 марта 1983 г. американскому разведыватель- ному спутнику впервые удалось непо- Aviation Week & Space Technology средственно сфотографировать один из полноразмерных макетов «Бурана» - изделие №0.03 - на аэродроме ЛИИ в подмосковном городе Жуковский по время отработки воздушной транспор- тировки на самолете-носителе ЗМТ. Проведенный анализ позволил не 407
Космические крылья Flight International Рисунок из журнала Flight International, 26.09.1987, р. 31 только в общих чертах определить ос- новные характеристики «русского шаттла», но и спрогнозировать при- мерные сроки его создания. Убедившись в принципиальных раз- личиях аэродинамической схемы буду- щего «Бурана» и БОРа-4, большинство западных аналитиков, как внутри раз- ведывательных служб, так и вне их, вместо того, чтобы связать эти две про- граммы в одну, лишний раз уверились в существовании двух программ, включая создание небольшого «космического са- молета». «Новая космическая программа русских» даже получила свое собствен- ное имя - «Ураган», а орбитальный само- лет в зарубежной печати кроме space- plane (космоплан) еще иногда обозна- чался как VKS (от русской аббревиатуры ВКС - воздушно-космический самолет). Наличие двух разных программ вы- глядело совершенно естественным, ло- гично объясняя видимые различия у космических аппаратов. Иностранным экспертам, анализировавшим фотогра- фии БОРа-4 в первой половине 1980-х годов, было трудно предположить, что запуски аппарата проводятся только с целью отработки теплозащиты для дру- гого орбитального корабля большей размерности с принципиально другой аэродинамической компоновкой, похо- жей на американский шаттл. ГЬядя на проделанный объем работ по БОРу-4, как-то не верилось, что его увеличенная копия никогда не получит свое реальное воплощение. Для не знавших предысто- рии БОРов в виде проекта «Спираль» сторонних наблюдателей это выглядело как невероятная расточительность. Все зарубежные представления (а точнее сказать - заблуждения впере- мешку с домыслами) об «Урагане» очень емко были собраны в статье «Советс- кий аэрокосмический самолет» (Soviet Aerospace Plane), вышедшей в журнале Interavia в конце 1985 г. Она настолько показательна, что стоит привести ее полностью: «Тип: Пилотируемый крылатый кос- мический корабль. Двигатели: Нет информации, но после запуска масштабных моделей баллистической ракетой (см. ниже) можно уверенно говорить о наличии двигателей ориентации и тормозных двигателей. Размеры: (американская оценка) Размах 39 футов (12 м); длина 50 футов (15,2 м). Вес: (американская оценка) не менее 33 000 фунтов (15 000 кг). Характеристики: Орбитальная ско- рость 17 500 миль/ч (28 200 км/ч); плюс необходимые запасы (топлива, кислоро- да и т.д.) для орбитального полета про- должительностью не более 1-2 суток. Названное западными аналитиками многоразовым космическим или аэро- космическим самолетом, это транспорт- ное средство многократного использо- вания весьма отличается от большого транспортного шаттла и не предназна- чено для крупных транспортных опера- ций в космосе. Он похож на намного бо- лее ранние варианты американских ап- паратов Х-20 Dyna-Soar и аппараты со схемой «несущий корпус», а также на раннюю (1968 г.) конфигурацию амери- канского шаттла, и кажется програм- мой, которая в будущем принесет Сове- тскому Союзу возможность внезапного применения силы. Вероятно, по анало- гии с проектом ВВС США TAV, русский корабль существует без проведения космических полетов, однако вместе с доработанной под него системой выве- дения он может стать основой первого «ударного космического корабля» или «космического истребителя». Обнаруженный после выполнения полетов опытный аппарат предназна- чался для проверки внешней конфигу- рации и системы управления. Соглас- но оценкам, это одноместный корабль (по крайней мере, первые два из вы- полненных полетов были беспилотны- ми), представляющий собой умень- шенную (в масштабе 1:3) копию полно- размерного корабля. Всего было вы- полнено четыре запуска с приводнени- ем в океане, в которых окрашенный в яркие полосы аппарат легко обнару- живался на океанском фоне. Средство выведения, использован- ное в этих запусках, является дорабо- танной ракетой, известной в НАТО как SS-5 Skean («Кинжал»). В первых двух испытательных запусках аппарат пос- ле 1,2 витков вокруг Земли приводнил- ся в Индийском океане, южнее Кокосо- вых островов. Во втором полете вся операция по спасению аппарата была детально сфотографирована экипажем самолета королевских австралийских Военно-воздушных сил Р-ЗС Orion. Присутствие самолета в районе при- воднения, должно быть, оказалось слу- чайным, так как ничего не было изве- стно заранее, а имевшихся 90 минут после запуска аппарата было недоста- точно для прилета самолета с места ба- зирования в точку приводнения. Фотоснимки показали аппарат, вы- полненный по схеме «несущий корпус», с очень большими диагонально-нак- лонными поверхностями, служащими как крыльями, так и оперением, с орга- нами аэродинамического управления. Дополнительное малое вертикальное оперение было установлено по центру. Было замечено, что выступающие пе- редние поверхности аппарата, подвер- женные нагреванию при возвраще- нии, покрыты квадратными теплоза- щитными плитками со стороной около 6 дюймов (152 мм). Очевидно, спасе- ние осуществлялось с помощью пара- шюта, и после приводнения аппарат плавал, возвышаясь над водой. Однако неизвестно, были ли выполнены все 4 полета одним и тем же аппаратом. Полноразмерный космический са- молет был неоднократно представлен в обзорах «Советская военная мощь», где рядом с ним в качестве ракеты-носите- ля указана МБР F-lm (известная в НА- ТО как SS-9 Scarp), вместе с другой ра- кетой, имеющей стартовую тягу двига- телей 1 300 000 фунтов (около 590 тс) при стартовом весе 400 т. Из этого веса (по фактической предварительной оцен- ке) 33000 фунтов (не менее 15000 кг) приходится непосредственно на кос- мический корабль, который, как ожи- дается, будет иметь ту же форму, что и модель, и экипаж от 2 до 3 человек в за- висимости от программы полета. Согласно сообщению в американс- ком еженедельнике Aviation Week & Space Technology (от 7 января 1985 г.), полноразмерный аппарат, как ожида- ется, будет запускаться «новой советс- кой ракетой-носителем среднего клас- са SL-X-16». По сообщениям, новая ракета SL-X- 16 проходит предстартовый контроль на полигоне Тюра-Там перед первым запуском. В середине 1985 года амери- 408
«Ураган», страшный и ужасный канские наблюдатели выразили удив- ление, что ракета до сих пор не запу- щена. Это означает, что полет укомп- лектованного космического самолета маловероятен до 1986 года. Космичес- кий эксперт Роальд Сагдеев, член Ака- демии наук СССР, заявил во время по- лета «Космоса-1614»: «Мы все еще не уверены в экономике такого многора- зового космического корабля». Это за- явление любопытно в свете того, что ранее Советский Союз мало беспокои- ли затраты, когда речь шла о новых во- оружениях. А во-вторых, утверждение Сагдеева противоречит заявлению его коллеги А. И. Скрипко, который сказал, что «СССР надеется снизить удельную стоимость выведения грузов на орбиту в 10 раз по сравнению с шаттлом». Ес- ли СССР действительно «не уверен в экономичности многоразовых систем», то 10-кратное снижение удельной сто- имости выведения сейчас еще более маловероятно, чем раньше. Вероятно, заявление [Р. Сагдеева] имело своей целью замаскировать усилия Советс- кого Союза к получению способности «крылатого полета» в космосе, и произ- вести, бесспорно, ошибочное впечат- ление, что так называемый многоразо- вый космический самолет является просто транспортным средством и по- этому чувствителен к стоимости. Ко- нечно, это может быть просто другая форма транспортного средства типа американского шаттла, но вся доступ- ная информация свидетельствует, что аппарат больше похож на проект TAV, изучаемый ВВС США». Одним словом, нам не верили и упорно ждали от нас запуска нового космического самолета. Западу все бы- ло детально ясно: и облик космоплана, и вопросы его сопряжения с PH «Зе- нит». Приведем лишь некоторые выде- ржки из авторитетных зарубежных из- даний за вторую половину 1987 года: Английская газета Times, цитата из статьи «Русские планы по индустри- альному превосходству в космосе» «...навесные двигательные блоки [ра- кеты “Энергия”] могут использоваться в качестве самостоятельных ракет-носи- телей ВКС уменьшенного варианта, ко- торый, по слухам, разрабатывается в Советском Союзе. Он предназначен для доставки экипажей численностью до шести человек на орбитальные станции и обратно. Модель этого ВКС в ]/3 нату- ральной величины была испытана в по- летах в период между 1982 и 1985 гг.» Статья «Советский ВКС совершит первый космический полет в конце 1988 г.» во французском журнале Air et Cosmos1 2: «Советский космонавт К. П. Феоктис- тов 1 октября 1987 г. опроверг слухи о том, что в Советском Союзе разрабаты- вается малый ВКС, подобный западно- европейскому ВКС Hermes. Зато он подтвердил, что в Советском Союзе осу- ществляется доводка большого ВКС “приблизительно тех же размеров, что и американский ‘Шаттл’, но, может быть, с несколько меньшей посадочной ско- ростью”. Феоктистов уточнил, что “пер- вый полет советского ВКС сможет, веро- ятно, состояться во второй половине 1988 г., однако до этого еще предстоит выполнить значительное число испыта- ний”. Феоктистов также подтвердил, что “советский ВКС уже совершал поле- ты в атмосфере с помощью самолета-но- сителя”, о чем, начиная с 1984 г., сооб- щали разведывательные службы США. Другие “официальные советские ис- точники”, в противовес сказанному, сообщают, что большой советский ВКС не полетит в космос раньше 1989 г. Это объясняют двумя причинами: во-пер- вых, желанием извлечь уроки из моди- фикаций, внесенных в конструкцию американского “Шаттла”, который дол- жен возобновить свои полеты в июне 1988 г. и, во-вторых, необходимостью дополнительных проверок пригоднос- ти гигантской PH “Энергия”, которая должна вывести большой советский ВКС на орбиту. Во время первого за- пуска PH “Энергия” 15 мая 1987 г. обе ее ступени сработали безотказно, но в результате сбоя либо электроники, ли- бо двигателя грузового контейнера, по- лезный груз на орбиту выведен не был. Этот момент требует уточнения и проверки во избежание потерь ее буду- щих 100-тонных полезных грузов, осо- бенно большого советского ВКС. Кроме того, Советский Союз предусматрива- ет на предстоящие годы не более двух или трех запусков PH “Энергия”. Западные источники объявили так- же, что в 1988-1989 гг. должен состо- яться первый запуск малого советского ВКС, знаменитая уменьшенная модель которого за пять лет была четырежды испытана, в том числе дважды привод- нялась в Индийском океане и была при этом подробно сфотографирована ав- стралийским патрульным самолетом. Сюда же, видимо, относятся и произ- веденные 1 и 28 августа 1987 г. запуски с помощью ракеты-носителя SL-16, та- инственных полезных грузов массой 10 т (“Космос 1871” и “Космос 1873”). По словам Феоктистова, Советский Со- юз действительно испытал четыре мо- дели, но это были “чисто эксперимен- тальные аппараты, снабженные не- большим крылом и предназначенные для исследования проблем, аэродина- мики и теплозащиты, связанных с вхо- дом в плотные слои атмосферы боль- шого ВКС”. Итак, значит никакого проекта “кос- молета” в Советском Союзе не было! Но ведь до последнего месяца Советский Союз официально опровергал и сооб- щения о существовании его большого ВКС, который уж никак не отнесешь к внезапно народившейся поросли!» К таинственным запускам «Зенита» мы вернемся чуть попозже, а пока сом- нения налицо - то ли был малый ВКС, то ли не был... В головах зарубежных обозревателей возникла сумятица, у серьезных аналитиков - подозрения. В этой связи характерны размышле- ния ЦРУ о существовании «Урагана», приведенные в аналитическом отчете «о перспективах советского шаттла», выпущенном всего за полтора месяца до полета «Бурана»3. С одной стороны, у его авторов проглядывают некие сомне- ния - ожидаемые сроки запуска «Бура- на» приближаются, PH «Зенит» принят в эксплуатацию, а запуска «Урагана», раз- работка которого началась раньше «Бу- рана», до сих пор не последовало. В свя- зи с этим ЦРУ уже не исключает того, что БОР-4 «является только экспери- ментальным аппаратом, используемым для проведения аэродинамических и термодинамических исследований и испытаний теплозащиты для большого шаттла. В пользу этого свидетельствует время его полетов, совпавшее с перио- дом разработки теплозащитных мате- риалов для шаттла. Кроме того, экспе- риментальный аппарат мог использо- ваться для натурных испытаний тепло- защиты для экономии времени, которое потребовалось бы в случае создания специальной масштабной модели-ко- пии шаттла с более сложным компьюте- ром и системой управления4». С другой стороны, авторы по-преж- нему уверены (точнее сказать, убежда- ют сами себя) в существовании прог- раммы космоплана, приводя разумные доводы: «Существует несколько факторов, свидетельствующих о том, что неболь- шой аппарат [замеченный в Индийском океане], является частью самостоятель- ных работ по созданию космоплана да- же при том, что он [аппарат], возможно, использовался для проведения фунда- ментальных исследований в общих об- ластях, результаты которых примени- мы как к шаттлу, так и к космоплану. Во-первых, форма уменьшенного ап- парата гораздо больше напоминает ранние американские модели со схе- мой “несущий корпус”, чем шаттл. Фор- ма шаттла настолько другая, что масш- табные модели космоплана [БОРа-4] не оптимальны для отработки шаттла да- же при условии, что они использова- лось для испытаний его теплозащиты. 1 Russian Masterplan Рог The Industrial Domination Of Space//The Times, 10-13 VIII, 1987 2 La Navette Sovietique Volerait Fin 1988//Air et Cosmos, 1987, № 17, p. 39 3 Soviet Reusable Space Systems Program: Implications for Space Operations in the 1990s (An Intelligence Assessment), 1 September 1988, p. 2. Электронная версия находится на: http://www.foia.cia.gov/search_options.asp. 4 Из сказанного следует, что ЦРУ ничего не знало (?!) о пусках аппаратов БОР-5, являвшихся масштабно уменьшенной копией «Бурана» (см. далее), которые к этому времени совершили 5 успешных полетов. Это и не удивительно, т. к. все аппараты запускались на суборбитальные траектории и не обнаруживались американскими средствами контроля космического пространства. 409
Космические крылья Во-вторых, оценки инженеров NASA указывают на то, что объем затрачен- ных усилий, сил и средств неопровер- жимо свидетельствует о проектирова- нии полномасштабного аппарата с аэродинамической схемой и другими особенностями (устойчивостью, упра- вляемостью и т.д.) по образу и подо- бию, продемонстрированными масш- табной моделью. Для получения огра- ниченных данных, необходимых толь- ко для создания шаттла, не было необ- ходимости реализовывать такой слож- ный проект разработки эксперимен- тального аппарата-модели. В-третьих, испытательные запуски [БОРов] продолжались даже после за- вершения формирования окончатель- ного облика советского шаттла. Кроме того, в случае создания масштабных моделей только для испытаний тепло- защиты шаттла, совсем не требовались бы кроме орбитальных полетов еще и суборбитальные. Эти данные [по возв- ращению и спуску в атмосфере] можно было бы получить только за счет более простых суборбитальных полетов». Казалось бы, при чем здесь суборби- тальные полеты, ведь БОРы-4 запуска- лись (в зачетных пусках) только на ор- битальные траектории? Объяснение простое - последний (третий) аргумент из процитированного отчета ЦРУ осно- вывается на ошибочном положении, будто бы аппараты БОР-4 запускались как на орбитальные, так и на суборби- тальные траектории. Отсюда и делал- ся неверный вывод, что только испы- таниями теплозащиты для «Бурана» все эти пуски не ограничивались, т. к. для этого хватило бы и только суборби- тальных. Поэтому и возникла мысль, что в суборбитальных запусках БОРов-4 отрабатывалась многоразовая тепло- защита («Бурана» и «Урагана»), а в ор- битальных - еще и бортовые системы «Урагана», необходимые именно в кос- мическом полете. Но на самом деле все обстояло сов- сем не так. Как мы уже знаем, БОРы-4 были созданы именно для испытания теплозащиты «Бурана», и тепловые нагрузки на наиболее теплонагружен- ных наветренных элементах конст- рукции (в частности, на носовом коке) БОРа-4 соответствовали аналогичным у «Бурана». Причем это достигалось на входе в атмосферу именно после орби- тального полета, но для аппарата от- личной от «Бурана» аэродинамической схемы «несущий корпус». Проще гово- ря, полетами БОРов-4 мы окончатель- но запутали всех} А вот аэродинамика и система уп- равления «Бурана», как мы скоро узна- ем, отрабатывалась на принципиально других аппаратах - БОР-5, представ- лявших собой масштабные копии «Бу- рана» и запускавшихся именно на су- борбитальные траектории. Специа- листы NASA, наблюдавшие за советс- кой космической программой, просто не могли предположить, что необходи- мые для создания «Бурана» экспери- ментальные данные мы получали на двух типах совершенно разных моде- лей - БОРе-4 и БОРе-5. Именно поэто- му, узнав о первом успешном суборби- тальном запуске БОРа-5 в июле 1984 г., зарубежные аналитики однозначно решили, что это был запуск БОРа-4, и их мысль пошла по ложному пути. Но занятно другое: если бы они вдруг каким-то образом узнали, что по су- борбитальным траекториям летает не аппарат уже известной им схемы «не- сущий корпус», а масштабная копия «Бурана», то они еще больше бы увери- лись в том, что программа «Ураган» су- ществует! Ведь это казалось бы совер- шенно логичным - две разные прог- раммы создания двух совершенно раз- ных по внешнему виду и размерностям многоразовых кораблей, и у каждого - свои масштабные модели! Но у нас-то все было иначе - вот уж воистину «умом Россию не понять, аршином об- щим не измерить...» В упомянутом отчете ЦРУ о перспек- тивах советского шаттла от 1 сентября 1988 г. справедливо предполагалось, что «Буран» в первых полетах будет ис- пользоваться для транспортно-техни- ческого обеспечения (доставка грузов и экипажей) и сборки космической станции «Мир». При этом указывалось, что недостаточная маневренность на орбите и большое время предстарто- вой подготовки существенно ограни- чивают его применение для выполне- ния разведывательных и боевых задач. Другое дело космоплан - от него ожи- дались способности изменения накло- нения орбиты не менее чем на 15° и подъем на высоту до 4200 км, что дела- ло его идеальным для разведки, инс- пекции и уничтожения спутников. Ожидаемый боковой маневр до 2400 км увеличивал количество посадочных витков, снижая время ожидания на ор- бите и обеспечивая многократную (в течение суток) возможность спуска с орбиты с посадкой на военные аэрод- ромы на территории СССР. Это также ограничило бы время ожидания при обслуживании космической станции, в случае необходимости быстрого воз- вращения высокоприоритетного груза или при выполнении спасательных операций. Но запуск «Бурана» приближался, а более «старый» космоплан так и не взле- тал. .. В связи с этим на Западе появи- лось несколько «объяснений» задержки начала его испытательных полетов. В частности, был сделан вывод о более высоком приоритете «Бурана» по срав- нению с «вторичным» космопланом: «Множество факторов, вероятно, сни- зило приоритет космоплана, поэтому его первый полномасштабный опыт- ный образец (при условии, что Москва продолжает его разработку) не сможет быть запущен до начала 1990-х [годов]. Две из первоочередных задач, которые предположительно возлагаются на космоплан - разведка в реальном ре- жиме времени критических целей и контроль их состояния после нанесе- ния удара - теперь способен выпол- нить новый советский почти оператив- ный спутник оптико-электронной раз- ведки. Кроме того, ограниченность ре- сурсов сыграла, очевидно, свою роль в недавнем советском решении не за- канчивать две программы (шаттла и космоплана) одновременно. Шаттл и космоплан, вероятно, разрабатывают- ся в одном и том же ОКБ, поэтому Сове- ты, возможно, сконцентрировали всех имеющихся специалистов сначала на шаттле, чтобы в ближайшем будущем обеспечить операции с космической станцией. Даже в случае обучения и привлечения дополнительных специа- листов Советы, с учетом текущих эко- номических трудностей, предпочита- ют, скорее всего, заканчивать две доро- гостоящих программы последователь- но, а не одновременно. Решение Советов замедлить, или возможно, даже сократить работы по космическому самолету также могло быть связано с советскими усилиями по сдерживанию сначала американс- ких противоспутниковых программ, а затем и Стратегической оборонной инициативы (СОИ). Ход переговоров СШАиСССРв 1978-1979гг., перегово- ры по ASAT и последующие советские предложения по контролю над воору- жениями указывают, что Москва обес- покоена потенциалом США по перех- вату и уничтожению советских спут- ников и развертыванию оружия кос- мического базирования. Советы стре- мились договориться об ограничении военных возможностей шаттла, чтобы защититься от ближайших угроз со стороны США, а полномасштабное ис- пытание советского космического са- молета подорвало бы эти усилия, так же как их кампанию против СОИ»1. Дальше начинается самое интерес- ное - вымышленный «Ураган» стал жить своей полнокровной жизнью, со своей историей, своим бюджетом и ка- лендарным планом, космическими по- летами опытных образцов и даже со своим отрядом космонавтов! Зарубежные аналитики рассуждали так: если есть программа создания но- вого многоразового космического ко- рабля, если проводятся испытания в космосе его масштабных моделей, тре- нируются космонавты, и, судя по все- му, все готово к запуску первого кораб- ля с экипажем, то остается главный вопрос - когда же это произойдет? Но ведь по традиции, сложившейся в со- ветской космонавтике, пилотируемым запускам всегда предшествуют беспи- лотные автоматические полеты штат- ных кораблей. Следовательно, первый пилотируемый полет возможен в тече- ние нескольких месяцев после беспи- Soviet Reusable Space Systems Program: Implications for Space Operations in the 1990s (An Intelligence Assessment). 1 September 1988, p. 14-15. Электронная версия находится на: http://www.foia.cia.gov/search_options.asp. 410
«Ураган», страшный и ужасный лотного полета по полной штатной программе. Дальше мысль бьет клю- чом: «А вдруг эти беспилотные запуски уже проводятся?» Для ответа на этот вопрос нужно было только просмот- реть статистику запусков безымянно- номерных «Космосов» и отобрать те ап- параты, которые вернулись на Землю после нескольких витков по орбите с мягкой посадкой на территорию СССР. И... верно! Есть такие полеты! Под ис- комые запуски VKS идеально подходи- ли несколько загадочных пусков PH УР- 500 «Протон», будораживших Запад с конца 1970-х годов. Следовательно, ре- альный прототип «Урагана» уже летает! Более того, зарубежные эксперты выя- вили одну интересную особенность - на PH «Протон» запускалось по два аппа- рата! Как тут не вспомнить авиацион- ную тактику «ведущего» и «ведомого»! Всего по программе «Ураган», с точки зрения зарубежных аналитиков, было сделано три пуска «Протона» - об одном неудачном они не знали. Все четыре приведены в таблице. № Наименование Дата запуска Примечание 1 Космос-881/882 15.12.1976 Каждый аппарат приземлился после выполнения одного витка 2 -/- 05.08.1977 Авария PH на участке выведения 3 Космос-997/998 30.03.1978 Каждый аппарат приземлился после выполнения одного витка 4 Космос-1100/1101 23.05.1979 Первый аппарат приземлился после первого, второй - после второго витка Но на самом деле все указанные за- пуски «Протона» преследовали совсем другую цель - это была летная отработ- ка не мифического VKS, а многоразо- вого возвращаемого (спускаемого) ап- парата транспортного корабля снаб- жения, разрабатывавшегося в ЦКБМ под руководством В.Н.Челомея. Отк- рыто об этом было сказано в СССР только через 12 лет после последнего запуска1. Заметим, что в отличие от «общественности», американская раз- ведка и здесь не промахнулась - она никогда не связывала парные запуски космических аппаратов на PH «Про- тон» с испытаниями «космоплана». В своем отчете за 1980 г. ЦРУ правильно определило указанные запуски «Прото- на» как отработку возвращаемого ап- парата и ошиблось лишь в одном - оно предположило, что возвращаемый ап- парат входит в состав военной орби- тальной станции «Алмаз», а не в состав транспортных кораблей, разрабаты- вавшихся для ее снабжения. Тем не менее, за рубежом упорно про- должали искать новые подтверждения отработки «Урагана». Дальше рассужде- ния наших космических «оппонентов» следовали следующей логике. Запуски БОРа-4 позволили в полном объеме от- работать аэродинамику аппарата и его теплозащиту1 2, а запуски на «Протоне» - отработать систему возвращения (не исключено, что и в многоразовом ис- полнении!) и ряд бортовых систем на полноразмерной беспилотной версии аппарата. Но так как «Ураган» разраба- тывался для штатного использования на PH «Зенит», то началу эксплуатации должны предшествовать зачетные пус- ки «Урагана» в автоматическом режиме. Уверенность в том, что штатно «Ураган» будет запускаться с PH «Зенит» , а не с «Протоном», основывалась (кроме подхо- дящей грузоподъемности) еще и на том, что космический перехватчик должен иметь малое время реагирования на уг- розу (подготовки к пуску), а PH «Зенит» с автоматизированными операциями подготовки к пуску должна была стать самой быстрой советской ракетой. Заметим, что и здесь зарубежные экс- перты не ошиблись: «Зенит» действи- тельно обладает скорострельностью, необходимой для быстрого восполне- ния орбитальной спутниковой группи- ровки в угрожаемый период и во время боевых действий. Значит, нужно повнимательнее при- смотреться к запускам «Зенита». И они не разочаровали - с первых же пусков пошли сплошные запуски массово-га- баритных моделей космоплана по программе летно-конструкторских ис- пытаний «Урагана»! На самом же деле ракета-носитель 11К77 «Зенит» создавалась в первую очередь как средство выведения на ор- биту спутников-шпионов - для радио- технической («Целина-2») и оптико-ви- довой («Орлец-2») разведки, поэтому ис- пытательные пуски PH совмещались с отработкой этих спутников. В общем виде реальная история создания и пер- вых пусков PH «Зенит» выглядела так. Работы над комплексом «Целина-2» начались в соответствии с постановле- нием ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 26 марта 1973 г. Головным разработчиком комплекса было КБ «Южное» (г. Днепропетровск). Эскиз- ный проект был готов в 1-м квартале 1974 г. Он был одобрен на совместном Научно-техническом совете Минобо- роны, Минобщемаша, Минрадиопрома и Минвуза СССР. По результатам НТС в мае 1974 г. Минобороны утвердило тактико-техническое задание на соз- дание комплекса. Ввиду того, что но- вый КА не вписывался в энергетичес- кие возможности PH «Восток-2М», ис- пользовавшийся с 1970 г. для запуска КА предыдущего поколения «Целина-Д», в КБ «Южное» началась разработка но- вой PH среднего класса 11К77. В декаб- ре 1974 г. был разработан эскизный проект этого носителя. В июле 1975 г. Военно-промышленная комиссия при Совмине СССР утвердила план-график разработок и изготовления средств комплекса и системы в целом. Поста- новлением правительства в декабре 1976 г. были установлены сроки нача- ла летных испытаний (1-й квартал 1980 г.) и сдачи всей системы на воору- жение (1982 г.). Однако в 1976-1977 гг. несколько обстоятельств затормозили работы по «Целине-2». Во-первых, было решено использовать первую ступень PH 11К77 в качестве блоков первой ступе- ни многоразовой системы «Буран» и разработать универсальный носитель «Зенит» в моноблочном варианте, о чем 16 марта 1976 г. вышло соответствую- щее постановление ЦК и Совмина. Во- вторых, заказчик (Минобороны СССР) изменил свои требования к системе. Конструктивные изменения по «Цели- не-2» и использование нового вариан- та PH 11К77 «Зенит-2» были утвержде- ны решением Военно-промышленной комиссии от 27 апреля 1979 г. При этом сроки начала летных испытаний были перенесены на 2-й квартал 1981 г. Из-за задержки создания PH «Зенит-2» эти сроки не были выдержаны. Поэтому в 1983-1984 гг. на основании совмест- ного решения Минобороны, Минради- опрома и Минобщемаша были проведе- ны работы по технической увязке КА «Целина-2» с PH «Протон-К» (8К82К) и разгонным блоком 11С861. Первый за- пуск «Целины-2» на «Протоне» состоялся 28 сентября 1984 г., второй - 30 мая 1985 г., а третий изготовленный аппа- рат стартовал уже на «Зените». Летные испытания PH «Зенит-2» на- чались 13 апреля 1985 г. Первый ус- пешный запуск на орбиту габаритно- весового макета (ГВМ) «Целины-2» с по- мощью PH «Зенит-2» состоялся 22 ок- тября 1985 г. Первый запуск штатного КА был проведен 28 декабря 1985 г., но аппарат был выведен на нерасчетную орбиту. Первый полностью успешный запуск «Целины-2» состоялся 13 мая 1987 г. в присутствии М. С. Горбачева и других руководителей страны. Ракет- но-космический комплекс «Целина» 1 И. Афанасьев. Неизвестные корабли. - М.: Знание, 1991 (серия «Астрономия, космонавтика», № 12), 54 с. 2 Тем не менее, по типу теплозащиты «Урагана» единодушия у зарубежных специалистов не было: в то время как основная масса экспертов склонялась к тому, что «русские разрабатывают теплозащитное покрытие по аналогии с плиточной теплозащитой шаттлов», были и такие, которые считали, что на «Урагане» будет использоваться металлическая теплозащита из ниобиевых сплавов или закаленной легированной стали. Сказывались просачивавшиеся за рубеж отрывочные сведения о «Спирали» (точнее, об ЭПОСе). 411
Космические крылья второго этапа в составе PH «Зенит-2» и КА «Целина-2» был принят на вооруже- ние в декабре 1990 г. Ниже в левой части таблицы приве- дены зарубежные данные по «запус- кам VKS» на PH «Зенит», а в правой - реальный перечень космических объ- ектов, запущенных в те же даты. Как говорится, почувствуйте разницу! Нет никаких доказательств тому, что ЦРУ, так же как и не связанные с раз- ведкой зарубежные аналитики, отно- сило приведенные в таблице запуски на счет испытаний космоплана «Ура- ган». Но нет и документальных свиде- тельств обратного, тем более что в за- пусках «Космосов-1767, -1820, -1871, - 1873» с ЭПН-03.0695 имитировалась максимальная масса полезной нагруз- ки для PH «Зенит». Добавим, что такую же массу имели разведывательные спутники «Орлец-2» (КА «Космос-2290» и -2372), запущенные с помощью PH «Зенит» в 1994 и 2000 гг., однако объек- ты ЭПН-03.0695 не были точными ма- кетами этих спутников как таковых. В любом случае, как мы видим, создание и запуски «Зенита» никак не были свя- заны с отработкой мифического мно- горазового пилотируемого перехватчи- ка «Ураган». Первое официальное признание су- ществования программы создания ор- битального корабля «Буран» было сде- лано Советским Союзом перед первым запуском новой PH «Энергия» в мае 1987 г. В печати было вскользь упомя- нуто, что новая ракета «позволяет вы- водить на околоземные орбиты полез- ную нагрузку массой более 100 тонн как в виде многоразового орбитального корабля, подготовка к первому запуску которого сейчас активно ведется, так и в виде самостоятельных крупногаба- ритных космических аппаратов». 29 сентября 1988 г. запуском шаттла «Дискавери» после 32-месячного пере- рыва, вызванного катастрофой «Челле- нджера», были возобновлены полеты американских челноков, и СССР не смог промолчать - в центральных газе- № Наименование Дата запуска Вымысел1 Реальность 1 - 13.04.1985 12:00:00 Суборбитальные испытания космоплана Первое летное испытание PH «Зенит» с неудачной попыткой выведения на орбиту объекта (ЭПН2-03.0694) - ГВМ космического аппарата (КА) «Целина-2». 2 21.06.1985 11:29:32 Выход на орбиту высотой 200-340 км Второе летное испытание PH «Зенит» с неудачной попыткой выведения ни орбиту ГВМ КА «Целина-2» (ЭПН-03.0694). Из-за преждевременной остановки ЖРД 2-й ступени на орбиту вышли только фрагменты3. 3 Космос-1697 22.10.1985 10:00:00 Выход на эллиптическую орбиту с апогеем 850 км, испытание 1-й ступени PH Запуск ГВМ КА «Целина-2» (ЭПН-03.0694) на штатную орбиту. Объект получил номер 16181 и международное обозначение 1985-097А. 4 Космос-1714 28.12.1985 12:16:30 Испытание 1-й ступени PH, полет по орбите Н = 160-850 км с последующим возвращением на Землю Запуск КА «Целина-2» (из-за отказа второй ступени PH не был выдан апогейный импульс, поэтому достичь штатной орбиты не удалось), получившего номер и международное обозначение 16434/1985-121 А. Объект сошел с орбиты естественным путем. 5 Космос-1767 30.07.1986 11:30:00 Первые полностью успешные испытания - космоплан призем- лился с орбиты ИСЗ Н=200 км Запуск ГВМ фоторазведчика 7-го поколения - КА «Орлец-2» (ЭПН-03.0695), получившего номер и международное обозначение 16883/1986-056А 6 Космос-1786 22.10.1986 11:00:00 Запуск маневрирующей модели космоплана на орбиту ИСЗ Н = 190-2560 км Калибровочный КА «Тайфун-1 Б» (другое название - «Юг»), запущен с пусковой установки 45/1 на орбиту Н=186-2511 км, наклонением 64,8° и периодом обращения 112,65 мин для обеспечения юстировки и контроля характеристик наземных систем ПРО; получил номер и международное обозначение 17042/1986-080А, существовал до 06.03.1988. Пристыкованным ко 2-й ступени остался ГВМ КА «Целина-2» (ЭПН-03.0694) 7 Космос-1820 14.02.1987 11:30:00 Запуск космоплана на орбиту ИСЗ Н = 180-250 км Запуск ГВМ фоторазведчика 7-го поколения - КА «Орлец-2» (ЭПН-03.0695); номер и международное обозначение 17523/1987-016А 8 Космос-1833 18.03.1987 11:30:00 Запуск космоплана на орбиту ИСЗ Н = 850 км Запуск ГВМ КА «Целина-2» (ЭПН-03.0694); номер и международное обозначение 17589/1987-027А 9 Космос-1844 13.05.1987 08:40:00 Запуск космоплана на орбиту ИСЗ Н = 850 км Запуск штатного КА «Целина-2»; номер и международное обозначение 17973/1987-041А 10 Космос-1871 01.08.1987 06:59:59 Испытания космоплана на орбите ИСЗ Н = 180-200 км Запуск ГВМ фоторазведчика 7-го поколения - КА «Орлец-2» (ЭПН-03.0695); в отличие от других был выведен на полярную орбиту; номер и международное обозначение 18259/1987-065А 11 Космос-1873 28.08.1987 11:20:00 Испытания космоплана на орбите ИСЗ Н = 177-255 км Запуск ГВМ фоторазведчика 7-го поколения - КА «Орлец-2» (ЭПН-03.0695); номер и международное обозначение 18318/1987-071А 1 Столбец «Вымысел» - Henry Matthews. The Secret Story of the Soviet Space Shuttle - Beirut, Lebanon, 1994. p. 36. Столбец «Реальность» - по материалам журнала «Новости космонавтики» (1998-2008 г.). 2 ЭПН - «эквивалент полезной нагрузки» - упрощенный макет космических аппаратов «Целина-2» (ЭПН-03.0694) или «Орлец-2» (ЭПН- 03.0695) с необходимыми весовыми и центровочными характеристиками. 3 Официально сообщалось, что «из-за засорения фильтра в клапане входа окислителя произошло снижение его давления перед насосом рулевого ЖРД второй ступени, и двигатель второй ступени остановился раньше времени», но некоторые фрагменты все равно вышли на низкую орбиту. Этими фрагментами были заглушки тормозных двигателей (сопел?) второй ступени, которые при срабатывании двигателей получают значительное приращение скорости вперед. В данном случае суммарная скорость превысила первую космическую, что было полной неожиданностью для руководителей испытаний, не предполагавших появления таких «спутников» и не зарегистрировавших их. 412
«Ураган», страшный и ужасный тах появилась первая фотография го- товящегося к старту советского много- разового орбитального корабля. С признанием наличия программы создания советского челнока отпала необходимость скрывать первоначаль- ные цели запусков и БОРов-4. Более того, именно оправдание их существо- вания потребностями создания «Бура- на» позволяло скрыть начинавшуюся «самостоятельную» военную жизнь БОРов в виде отдельных проектов. Именно поэтому через 9 дней после за- пуска «Бурана» в газете «Правда» поя- вилась публикация1, в которой авторы впервые связали запуски БОРов-4 с от- работкой теплозащиты «Бурана»: «...Окончательной проверкой [на- земных исследований] стали запуски маневрирующих спутников серии «Космос» - 1374, 1445, 1517, 1614. Эти первые в отечественной практике воз- душно-космические летательные ап- параты позволили исследовать работу плиточной теплозащиты и носового затупления из углеродного материала в условиях, близких к тем, в которых работает теплозащита “Бурана”». Но это признание ничего не измени- ло в головах зарубежных аналитиков1 2, т. к., во-первых, из него совсем не следо- вало, что «Урагана» не существует, а во- вторых, это только подтверждало пред- положение, что результаты проводив- шихся на БОРах-4 исследований могли с одинаковым успехом использоваться как на «Буране», так и на «Урагане». В начале 1989 года в американском журнале Scientific American была напе- чатана статья Питера Бэнкса и Салли Райд3 «О советской космической прог- рамме» (позднее она была перепечата- на апрельским номером русскоязыч- ного журнала «В мире науки»). В ней, в частности, говорилось: «...Еще одним добавлением к советс- кому комплексу космических средств является небольшой космический са- молет многоразового использования. Советские официальные лица еще не признали тот факт, что у СССР есть та- кой самолет. Однако его существова- ние было обнаружено несколько лет назад, когда с самолета австралийских ВВС, пролетавшего над Индийским океаном, был сделан снимок модели космического самолета, выполненной в уменьшенном масштабе. На снимке модель видна на палубе советского суд- на после совершения ею испытатель- ного полета. Люди на палубе судна дос- тали модель из воды после того, как она приводнилась, совершив испыта- тельный полет. Действительный кос- мический самолет, вероятно, в 2-3 раза Фото ТАСС В соответствии с графиком подготовки к испытательному пуску уни- версальной рвквтно-космичвской транспортной системы «Энергиа» ве- дутсв заключительные операции по проверке бортовым систем и обо- рудование ракеты-носителе «Энергмв» и орбитального комплекса <Бу- рам>. Старт ракетно-космической системы <Эиергив> намечем на 6 ча- сов 23 минуты московского времени 29 Октябрв 1988 г. (ТАСС) ▲ Первая фотография «Бурана» в газете «Правда» от 29 сентября 1988 г., на которой запечатлена многоразовая космическая система «Энергия-Буран» во время первого вывоза на стартовый комплекс летом 1988 г. Как видим, несмотря на название рубрики «В свете гласности», название «Буран» на борту орбитального корабля все же заретушировано. больше, чем эта модель. Западные спе- космического самолета на околозем- циалисты полагают, что для запуска ную орбиту может использоваться ра- 1 Статья называлась «Путь к “Бурану”» и была написана авторским коллективом в составе д.т.н., начальника ЛИИ имени М. М. Громова К. Васильченко, д. т. н., генерального директора - главного конструктора НПО Г. Лозино-Лозинского и академика, начальника ЦАГИ Г Свищева. Заметим, что к моменту публикации статьи роль в создании «Бурана» Г Е. Лозино-Лозинского, как и возглавлявшегося им НПО «Молния», были еще засекречены, и поэтому согласно подписи, он возглавлял некое безымянное НПО. 2 В данном случае - экспертов ЦРУ, т. к. нижеследующие «во-первых и во-вторых» является переводом из «Soviet Reusable Space Systems Program: Implications for Space Operations in the 1990s (An Intelligence Assessment)». 1 September 1988, p.2. Электронная версия имеется на: http://www. foia. cia. gov/search_options. asp. 3 Первая американская женщина-астронавт, совершившая свой первый полет продолжительностью 6 суток в июне 1983 г. во время второго полета шаттла «Челленджер» (STS-7) в составе экипажа из пяти человек. 413
Космические крылья Фото из архива В. Лукашевича А Первые открытые фотографии БОРа-4, появившиеся в специализированных изданиях, были сделаны в конце 1980-х гг. на закрытой научно-технической выставке фото из архива В. Лукашевича кета SL-16; на борту самолета может находиться экипаж из 2-3 человек и совсем небольшой груз; самолет, веро- ятно, способен производить посадку на стандартной взлетно-посадочной полосе. Он может также использовать- ся для доставки людей с одного косми- ческого объекта на другой, для осмот- ра спутников и в качестве оперативно- го спасательного средства». Наш ответ последовал незамедли- тельно: 17 мая в газете «Советская Рос- сия» была опубликована статья Н. Домб- ковского с характерным названием «Космические орбиты «утки». Достовер- но известно...» Тон статьи очень пока- зателен для публикаций того времени. Вот выдержки из этой статьи: «...Признаться, мы ни разу не слы- шали о подобном летательном аппара- те, созданном в нашей стране. Вместе с тем напрашивается определенный вывод: журнал ненавязчиво подводит читателей к мысли, что в СССР уже су- ществует принципиально новый вид космического оружия - аппарат, спо- собный выводить из строя объекты на орбите [заметим, что в американском тексте нет явного упоминания о косми- ческом оружии - В. Л.]. Мы попросили прокомментировать сообщение журнала заместителя ми- нистра обороны СССР генерала армии В. М. Шабанова. - Сообщение популярного америка- нского журнала следует отнести к раз- ряду «уток», - сказал Виталий Михай- лович. - Подобным летательным аппа- ратом наша страна не обладает. Впро- чем, ничего подобного нет и во всем мире. Еще в начале шестидесятых го- дов ВВС США исследовали возмож- ность постройки космического самоле- та. Делалось это в рамках проекта “Дайна-Cop”. Но уже в 1965 году рабо- ты свернули по двум причинам: не бы- ли определены возможности примене- ния такого аппарата в военной прог- рамме, и стоимость проекта была бы астрономически высокой. - Не считаете ли вы, что сообщение журнала имеет целью подтолкнуть за- конодателей США на возвращение к этой программе? - У меня нет на этот счет никакой информации, но, думаю, такой вари- ант не исключен. Тем более что в Евро- пе уже планируют разработку похоже- го летательного аппарата. - А что все-таки изображено на снимке? - Ну, это яснее ясного, для отработ- ки многоразового орбитального косми- ческого корабля “Буран” было произве- дено четыре пуска его моделей-анало- гов. Они были выведены на орбиту под индексами “Космос” с номерами 1374, 1445, 1517 и 1614. На моделях отраба- тывались элементы теплозащиты, сис- тем управления и так далее. Вот одну из таких моделей и сфотографировали австралийцы. ...Добавим от себя, что журналис- тская этика требует говорить о недос- товерно известном в сослагательном наклонении. В данном случае коллеги из “Сайнтифик эмерикен” от этого пра- вила отступили». Вот так: БОР-4 - это, оказывается, «модель-аналог» «Бурана». Генерал, мяг- ко говоря, слукавил: моделью-аналогом «Бурана» был аппарат БОР-5, о котором мы расскажем дальше, а космический аппарат БОР-4 если и был чьим-то ана- логом (хотя бы по внешнему сходству), то уж скорее всего он был ближе к мо- дели боевого орбитального самолета «Спираль», использовавшейся для от- работки теплозащиты «Бурана»... Но быстроту реакции наших СМИ и нарочито пренебрежительный тон ге- нерала Шабанова можно было понять: в тот момент, когда наш заместитель ми- нистра обороны давал это интервью, в НПО «Энергия» на базе «Бурана» прора- батывался уже известный нам автоном- ный модуль, оснащенный боевыми бло- ками баллистического или планирую- щего типа с термоядерными БЧ, а спе- циалисты НПО «Молния» в качестве ва- рианта боевого блока для автономного модуля, как мы уже рассказывали, рас- сматривали именно БОР-4. Естествен- но, нам и в этот раз не очень поверили. Впервые БОР-4 был публично пока- зан на научно-технической выставке в Сетуни в конце 1980-х гг. Несмотря на то, что выставка была закрытой и предназначалась для посещения спе- циалистами смежных предприятий в рамках оборонных отраслей, фотогра- фии выставленных аппаратов попали в некоторые зарубежные издания. Даже сегодня, рассматривая эти фо- тографии, можно при желании отчет- ливо увидеть «кабину пилотов, грузо- вой и приборные отсеки» - что же тогда говорить о зарубежных специалистах того времени? Однако сам факт показа БОРа-4, как и отсутствие каких-либо других материальных свидетельств «Урагана», привел зарубежных наблю- дателей к интересному выводу: проект создания «Урагана» все же существо- вал, но был закрыт, так и не дойдя до стадии летно-конструкторских испы- таний. Проведенный «анализ» позво- лил даже назвать дату закрытия про- екта- 1987 год. В 1994 г. в Бейруте (Ливан) вышла первая книга по советскому многоразо- вому орбитальному кораблю, претен- дующая на законченное историческое исследование - «Секретная история со- ветского космического шаттла» (The Secret Story of the Soviet Space Shuttle). Вот как ее автор, Генри Мэттьюз (Henry Matthews)1, описывает проект «Ураган»: 1 С точки зрения осведомленности и информированности сегодняшнего дня книга Генри Мэттьюза может вызвать разве что улыбку - слишком много в ней недоразумений, искажений и домыслов. Тем не менее, нужно отдать ей должное: это было первое и в течение 13 лет единственное (!) англоязычное издание, в котором автор попытался дать систематическое изложение истории советских авиационно- космических и многоразовых космических систем. Основанный на открытых зарубежных публикациях и охватывающий период времени от проекта Николая Кибальчича (1881 г.) до упоминания Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС, начало 1990-х гг), труд Г. Мэттьюза в момент выхода имел энциклопедичное значение. Он интересен и сегодня, причем не только как попытка проникновения в наши секреты, но и как памятник заблуждений, вызванных закрытостью советской космонавтики. 414
«Ураган», страшный и ужасный «...Первые запуски масштабных мо- делей БОР обозначили проект создания VKS, однако начало работ в США по созданию системы Space Shuttle вызва- ло постепенное снижение значения VKS. Всплеск интереса к проекту VKS произошел в середине 1980-х годов как ответная реакция на американский проект создания “Национального аэро- космического самолета” (NASP), брита- нский HOTOL и европейский проект многоразового крылатого пилотируемо- го космического корабля Hermes. Воз- обновление проекта VKS было вызвано провозглашенной президентом Р.Рейга- ном программой Стратегической обо- ронной инициативы. Русские считали, что начало проекта NASP вызвано опытом первых 24 ус- пешных полетов шаттлов в период 1981-1986 гг., показавших многочис- ленные задержки запусков и переносы намеченных дат стартов - NASP рас- сматривался как космический самолет «быстрого реагирования». Именно для противодействия вновь возникшим уг- розам и потребовался VKS, запускае- мый на “Зените” (SL-16), позволявшим обеспечить подготовку перехватчика, сборку ракеты и осуществить запуск в 10-дневный срок. VKS должен был иметь длину 16,25 м, размах крыльев 9,4 м, диаметр фюзе- ляжа 3 м и массу около 13-15 т, вклю- чая 1 т полезного груза, располагавше- гося в небольшом грузовом отсеке по- зади кабины экипажа. В конструкции корабля использовались алюминиевые и титановые сплавы. Силовая установ- ка состояла из ЖРД орбитального ма- неврирования и двух блоков двигате- лей ориентации. Разрабатывался он как перехватчик, вооруженный раке- тами класса “космос-космос”. Для вы- ведения на орбиту предполагалось ис- пользовать еще только создававшуюся ракету “Зенит-2”. Аэродинамическая схема аппарата позволяла выполнить боковой маневр при снижении в ат- мосфере до 2000 км, обеспечивавший широкий выбор мест посадки. По данным пресс-службы Минис- терства обороны США, выпустившей в 1986 г. специальный пресс-ре- лиз, разработка прово- дилась как ответная мера против военных миссий корабля много- разового использова- ния системы Space Shuttle. Первый набор в от- ряд космонавтов спе- циально для полетов на VKS был произведен в ЛИИ в 1977 г.: из пяти- сот гражданских летчи- ков-испытателей было принято только 8 чело- век. Отряд возглавил Игорь Волк, который готовился как первый пилот VKS. В 1978 г. был про- изведен второй набор из военных лет- чиков - группу из шести пилотов возг- лавил Иван Бачурин. Кроме него в группу вошли Александр Сергеевич Бородай, Владимир Емельянович Мо- солов, Наиль Шарипович Саттаров, Александр Михайлович Соковых и Виктор Мартынович Чиркин. В 1985 году, при возобновлении работ над VKS, к ним присоединились Анатолий Павлович Арцебарский, Виктор Ми- хайлович Афанасьев и Геннадий Ми- хайлович Манаков». Читая зарубежные описания нашего несуществовавшего проекта «Ураган», преисполняешься гордости за Отчиз- ну, невольно вспоминая русскую пос- ловицу «у страха глаза велики»! В свое время автору (В. Л.) предста- вилась возможность напрямую спро- сить о проекте «Ураган» у Глеба Евгень- евича Лозино-Лозинского. В 1999 г. мы готовили материалы для дискус- сионного интернет-клуба на сайте www.buran.ru, и на мой вопрос: «Был ли проект «Ураган»? И если был, то ка- ковы были его характеристики и сте- пень проработанности?», Птеб Евгень- евич ответил кратко: «Нет!» Постепенно для Запада стало ясно, что проект «Ураган» существовал толь- ко в головах аналитиков. Этому спосо- бствовало постепенное рассекречива- ние и появление в открытых советских (а затем и в российских) публикациях материалов о БОРах-4. Окончательно все сомнения рассеялись в 2000 г., ког- да Украина сняла завесу секретности и опубликовала данные1 по испыта- тельным пускам КА «Целина-2» на PH «Зенит-2». Но в истории «Урагана» это еще не конец. После первого запуска PH «Энергия» 15 мая 1987 г. иностранным обозревателям стало ясно, что «Ураган» может «создаваться» не только под PH «Зенит», но и под PH «Энергия», способ- ную вывести на низкую околоземную орбиту полезный груз око- ло 100 т, а значит, иметь значительно большую раз- мерность и массу. Эту точ- ку зрения наглядно проде- монстрировал немецкий журнал (ГДР) «Freie Welt» в декабре 1987 г., опублико- вав предполагаемый вне- шний вид гипотетической многоразовой космичес- кой системы «Энергия- Ураган» (автор рисунка и статьи - Klaus Huhndorf). Самое же интересное заключается в том, что орбитальный корабль «Буран» в самом деле мог бы быть очень похож на Варианты размещения гипотетического «Урагана» на PH «Протон» (парный запуск, слева) и «Зенит-2». Рисунок Н.Matthews Рисунок Н. Matthews это представление немецкого худож- ника, если бы Совет главных кон- структоров во главе с В. П. Птушко на своем заседании 11 июня 1976 г. при- нял предложение Г. Е. Лозино-Лозинс- кого взять за основу советского много- ▲ Гипотетический «большой» «Ураган» под ракету-носитель «Энергия». Рисунок из журнала «Freie Welt» (ГДР), декабрь 1987г. 1 Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное» /Под ред. С. Н. Конюхова. - Днепропетровск: ОКБ «Южное», 2000. 212 с. 415
Космические крылья Технографика А. Маханько на основе 30-модели В. Малюх и Н. Назаренко ▲ Сравнение внешнего вида несостоявшегося «Урагана» (на основе проекта «305-1») и «Бурана» (на заднем плане). ЗО-моделирование А.Маханько для сайта buran.ru ▲ Сравнение ракетно-космических систем с орбитальным кораблем «Буран» (справа) и изделием «305-1» Технографика А. Маханько на основе 30-модели В. Малюх и Н. Назаренко разового космического корабля проект «305-1», разрабатывавшийся на базе орбитального самолета «Спираль» (и, соответственно, БОРа-4) с компонов- кой «несущий корпус» в НПО «Молния» (и ЭМЗ имени В. М. Мясищева). Проект «305-1» вобрал в себя весь конструкто- рский опыт и научно-технический за- дел, накопленный Минавиапромом (ОКБ имени А. И. Микояна, НПО «Мол- ния» и ЦАГИ) при проектировании «Спирали» и в ходе работ по ЭПОСу и БОРам. Однако победила позиция Мин- общемаша, в результате чего к реали- зации был принят проект «305-2» как более близкий к американскому шат- тлу (и поэтому наименее рисковый). Заметим также, что реконструкция облика варианта «Бурана» на основе проекта «305-1», выполненная с уче- том информированности сегодняшне- го дня, демонстрирует удивительное сходство с немецким рисунком двад- цатилетней давности! Вся «история создания космического истребителя “Ураган”» приводит нас к удивительному выводу, который вы- глядит необычным только на первый взгляд: мы могли и должны были его построить! Этого требовала логика развития авиационно-космических систем и опыт всей советской космо- навтики. Этого от нас с тревогой ждал Запад. Можно сказать, что это тоже часть истории развития советских многоразовых космических систем, вот только ее творили не наши кон- структоры, а додумывали за нас зару- бежные эксперты... БОР-4 - американская «мечта» (HL-20, HL-42, «Dream Chaser») Но история с БОРом-4 имела и еще одно, на этот раз материальное продол- жение. Пока западные журналисты публиковали различные домыслы на тему гипотетического «Урагана», специ- алисты американского Национального агентства по аэронавтике и исследова- нию космического пространства NASA внимательно изучали БОР-4, используя всю доступную им информацию (в пер- вую очередь, естественно, разведыва- тельную). На первой стадии работ наи- больший интерес, конечно же, вызвала схема «несущий корпус», по которой в США имелся свой большой задел. В 1983 г. отделение анализа летатель- ных аппаратов (Vehicle Analysis Branch) Исследовательского центра имени Лэн- гли NASA начало изучение аэродинами- ки БОРа-4 путем продувок в аэродина- мических трубах масштабных моделей аппарата, специально изготовленных с учетом австралийских фотографий. На последующих этапах проводилось изу- чение возможных вариантов внутрен- них компоновок пилотируемых косми- ческих аппаратов, имеющих внешние обводы, во многом аналогичные БОРу-4. Результатом этих исследований ста- ли проекты аппаратов HL-20/HL-42, предназначенных для доставки экипа- жа на борт космической станции и проведения спасательных (эвакуаци- онных) мероприятий. Оба аппарата должны были выполняться по схеме «несущий корпус» и при внешнем подо- бии отличались только размерами. Меньший из них, HL-20, имел длину 9 м и размах крыла 7,16 м. В рамках реализации проектных ра- бот в октябре 1990 г. в Исследовательс- ком центре имени Лэнгли (Langley Research Center) была построена пол- номасштабная модель HL-20 для на- земных макетных испытаний. На мо- дели были отработаны варианты ком- поновки кабины экипажа: исследова- лись вопросы, связанные с обеспече- нием быстрого доступа к оборудова- нию и его оперативного обслуживания и замены, проверялся внешний обзор с рабочих мест членов экипажа и отра- батывались другие эргономические вопросы. Этими работами NASA, по су- ти, пыталось воссоздать наш несуще- ствующий «Ураган». По планам небольшой (массой без экипажа 9980 кг) крылатый многора- зовый космический аппарат PLS (Per- sonnel Launch System), получивший неофициальное название «космичес- кое такси», должен был выводиться на орбиту с помощью одноразовой ракеты Titan ШС или перспективного носителя NLS. HL-20 рассматривался как допол- нение к шаттлам и должен был прини- мать участие в обслуживании орби- тальной станции «Фридом». Предпола- галось, что экипаж аппарата из двух человек сможет доставлять на стан- цию и возвращать на Землю еще 8 аст- ронавтов. Грузопассажирская версия HL-20, предназначавшаяся только для транс- портно-технического обеспечения стан- ции, получила обозначение HL-42. Она была крупнее и имела стартовую массу 28734 кг, но на орбите после сброса адаптера крепления к последней сту- пени (2700 кг) и четырех РДТТ системы аварийного спасения (4930 кг) масса корабля уменьшалась до 21 104 кг. В это число входили масса пустого аппа- рата (13367 кг), расходуемые запасы 416
«Ураган», страшный и ужасный ▲ Восковая модель HL-20. Фото Исследовательского центра NASA имени Лэнгли, 29 сентября 1993 г. (топливо, кислород и т. д., всего 3519 кг) и полезный груз (4218 кг), включаю- щий в себя массу членов экипажа. Рас- ходуемые запасы позволяли экипажу из четырех астронавтов осуществить автономный полет продолжитель- ностью до трех суток. При полной зап- равке HL-42 имел характеристичес- кую скорость 290 м/сек. В зависимос- ти от соотношения численности эки- пажа и объема доставляемых грузов предусматривалось четыре варианта компоновки: одна полностью грузовая (весь полет осуществляется без экипа- жа в автоматическом режиме) и три смешанные (астронавты плюс грузы в различных стойках и контейнерах). Интересно, что при внешнем подо- бии с БОРом-4, разработчики оценили максимальный боковой маневр HL-42 при спуске в 1850 км, т.е. на 300 км больше, чем у «Спирали». Это можно по- пытаться объяснить тем, что орбиталь- ный самолет «Спирали» и БОРы прохо- дили участок гиперзвукового планиро- вания со сложенными консолями кры- ла, а американские проектанты видели на фотографиях эвакуации БОРов-4 только конечное, т.е. разложенное по- ложение консолей, и думали, что это и есть постоянное положение крыла. Ес- тественно, в своих исследованиях они продували в аэродинамических трубах на всех скоростях только эту конфиту- рацию и в результате получали большее значение гиперзвукового аэродинами- ческого качества и, соответственно, большее значение бокового маневра. По проекту, HL-42 имел размах кры- ла 10,2 м, длину 12,8 м и высоту на стоянке 5,48 м. Работы над проектами HL-20/HL-42 велись в течение 9 лет, до 1998 г., когда они сменились работами над проектом создания корабля-спасателя Х-38 CRV. По мнению автора, именно в нали- чии реальных работ в США по созда- нию корабля-аналога БОРа-4 кроется ▲ Аэродинамические исследования модели HL-20 в Центре NASA им. Лэнгли, 30 июля 1989 г. Визуализация трехмерного обтекания (одинаковые цвета соответствуют одинаковой скорости встречного потока) ▲ Рабочий симулятор-тренажер внутренней компоновки кабины HL-20 в Центре NASA им. Лэнгли, использовавшийся для эргономических исследований. Фото датировано 23 апреля 1991 г. ▼ Отметка Министерства обороны Австралии о рассекречивании материалов по эвакуации «Космоса-1445», датированная апрелем 1983 г. DEPARTMENT OF DEFENCE Ref. No. Public Relations Canberra 417
Космические крылья Фото NASA ▲ Постройка макета HL-20 в Исследовательском центре имени Лэнгли, август 1990 г. разгадка того факта, что фотоснимки эвакуации «Космоса-1374», сделанные американским самолетом-разведчи- ком 3 июня 1982 г., не рассекречены до сих пор, в то время как фотографии эвакуации «Космоса-1445», сделанные в марте следующего года экипажем австралийского «Ориона», были рас- секречены практически сразу же. Объ- яснение простое: австралийцам и их союзникам эти фотографии были уже особенно не нужны, к этому моменту в США уже велись практические иссле- дования по изучению конфигурации БОРа-4 на основании собственных снимков, которые стали частью нацио- нальных проектов по созданию новых пилотируемых космических аппара- тов в рамках государственных косми- ческих программ. Да и демонстриро- вать лишний раз всему миру, как «тех- нологически передовая» Америка по- просту копирует чужие разработки, не хотелось. Поэтому фотографии «Кос- моса-1374» в полном объеме не опуб- ликованы до сих пор, однако взамен мы можем видеть изображения амери- канского аппарата HL-20. Конечно, при копировании американцы могли не знать некоторые технические осо- бенности (например, наличие подвиж- ных консолей крыла), но, тем не менее, фотографии HL-20 свидетельствуют, что копирование (с учетом предпола- гаемого масштабного фактора) велось буквально, т.е. внешняя форма заим- ствовалась абсолютно, включая форму и соотношения сечений фюзеляжа, консолей крыла и оперения (киля). Да- же форма и остекление фонаря каби- ны повторяет аналогичные обводы БОРа-4! Поперечный угол установки консолей крыла у HL-20 также точно соответствует положению консолей БОРа-4, причем именно в том положе- нии, в каком они были засняты в мо- мент его подъема из воды в Индийском океане. Пожалуй, сложно вспомнить другой такой случай, когда бы США так досконально копировали советс- ▲ Готовый масштабный макет HL-20 в Исследовательском центре NASA имени Лэнгли, 22 октября 1990 г. ▼ Внутренняя компоновка герметичного отсека HL-20, вид по полету. Центр имени Лэнгли, февраль 1991 г. Фото NASA Фото NASA кую разработку - чаще все происходи- ло как раз наоборот1. Это лишний раз свидетельствует об интеллектуальном потенциале, зало- женном в проекте «Спираль» еще в се- редине 1960-х годов. Парадоксально, но, рассматривая HL-20/HL-42, мы сегодня можем себе представить, как мог бы выглядеть наш многоразовый космический ко- В качестве примера можно привести копирование бомбардировщика В-29, ставшего советским Ту-4, или транспортного самолета DC-3, известного у нас как Ли-2. И такие примеры есть не только в авиации. 418
«Ураган», страшный и ужасный раб ль «Буран», если бы мы пошли не по пути копирования американского шаттла, а развивали бы свои работы в рамках проекта «305-1», предлагавше- гося в 1976 г. НПО «Молния» совместно с ЭМЗ имени В. М. Мясищева. И хотя аппараты HL-20/HL-42 так и не были построены, эти конструкторс- кие проработки, судя по всему, не про- пали даром: в проекте американского корабля-спасателя Х-38 CRV, разраба- тывавшегося в 1996-1998 гг. для Меж- дународной космической станции, можно при желании разглядеть черты нашего БОРа-4. Конечно, CRV разрабатывался на ос- нове американского аппарата Х-24А середины 1960-х гг., и в любом случае утверждать, что Х-38 является прямым потомком нашего БОРа-4, неверно, т. к. он базируется на заделе по собствен- ным аппаратам с несущим корпусом. Но несомненно одно: при разработке своего корабля-спасателя американцы безусловно учитывали опыт (и доступ- ную им информацию, включая резуль- таты аэродинамических исследований) наших ракетопланов. А законы аэродинамики, общие для конструкторов всех стран, сделали ап- параты очень похожими: В подтверждение сказанного приве- дем на следующей странице две фотог- рафии, которые разделяет более 14 лет. Посмотрите на них - два аппарата, снятые в одинаковом ракурсе, при взгляде на которые вспоминаются детские картинки-загадки из серии «Найди хоть одно отличие!» Да, Х-38 похож на пилотируемый ис- следовательский аппарат Х-24А (и это родство выдает форма и сечения фюзе- ляжа с расположением управляющих поверхностей), но и его сходство с БОРом-4 несомненно! Казалось бы, после закрытия прог- раммы CRV жизнь «американского» БОРа-4 прекратилась. Но нет! В 2006 г. частная фирма SpaceDev предложила ▲ Так могла бы выглядеть космическая станция Freedom при обслуживании ее пилотируемыми аппаратами HL-20/HL-42 в представлении художника ▼ Макет HL-20 на ВПП Исследовательского центра имени Лэнгли. Октябрь 1991 г. Фото NASA Фото NASA Фото NASA ▲ Тренировки по посадке экипажа в макет HL-20 в Центре им.Лэнгли, 22 января 1992 г. NASA на конкурсной основе проект шестиместного туристического раке- топлана Dream Chaser, взяв за основу государственные наработки по проек- ту HL-20. Новый корабль предполага- лось использовать не только в суборби- тальных туристических полетах с гиб- ридным ракетным двигателем, но и доставлять с его помощью американс- кие экипажи на Международную кос- мическую станцию после того, как в 2010 году шаттлы будут выведены из эксплуатации. Имея немного меньшие размеры, чем у прототипа (HL-20), новый ко- рабль должен быть значительно легче за счет меньшей максимальной чис- ленности экипажа, что должно было улучшить его характеристики. При длине аппарата 8,84 м, размахе крыла 7,16 м и внутреннем герметичном объ- еме 16 м3 проектантам удалось снизить взлетную массу до 9 т. Компания SpaceDev утверждала, что в случае фи- нансовой заинтересованности NASA первые испытательные суборбиталь- ные полеты Dream Chaser мог бы на- чать уже в 2008 г., а пилотируемые - в 2010 г. Скептичный читатель может нам возразить: мол, авторы перегибают палку, на самом деле это мы часто копи- ровали американцев, а они всегда все делали сами, без оглядки на нас. Тем бо- лее что корпоративный сайт SpaceDev ничего не упоминает о БОРе-4. Но вот авторитетное свидетельство человека, информированность которо- го не вызывает сомнений. Это основа- тель компании SpaceDev Джим Бенсон (Jim Benson; 1945-2008), который в сентябре 2006 г. ушел с постов предсе- дателя и главного технолога компании для организации новой собственной фирмы-оператора космических поле- тов с честолюбивым названием Benson 419
Космические крылья аэродинамических А Макет HL-20 в Исследовательском центре ▲ Аппарат Х-38, разрабатывавшийся исследований NASA имени Лэнгли, 28 апреля 1992 г. NASA в рамках проекта создания корабля- спасателя CRV Space Company, которая должна сосре- доточиться на космическом туризме. От лица новой фирмы Бенсон плани- ровал закупить многоцелевой ракетоп- лан Dream Chaser, первым выйдя на рынок частных коммерческих субор- битальных и орбитальных полетов. Он также намеревался поучаствовать и в снабжении Международной космичес- кой станции. Так вот, корпоративный сайт Benson Space Company1 гораздо более откро- венен, рассказывая об истинных кор- нях аппарата Dream Chaser: «Космический корабль Dream Chaser имеет длинную и успешную историю. Он основан на 10-местном аппарате Исследовательского центра NASA в Лэнгли HL-20, известном также как PLS или “космическое такси” (Space Taxi). HL-20, в свою очередь, базирует- ся на советском БОРе-4 и, таким обра- зом, имеет значительное космическое наследство. БОР-4 был успешным бес- пилотным транспортным средством, возвращаемым с орбиты, и использо- вался для отработки доступа человека в космос. После получение разведывательных фотографий БОРа-4 NASA потратило 10 лет (с середины 1980-х до начала 1990-х годов) на анализ и улучшения проекта, проведя более чем 1200 экс- периментов в аэродинамических тру- бах и на компьютерах для изучения и улучшения прекрасных внешних обво- дов аппарата. Результатом этой рабо- ты стал HL-20. С тех пор SpaceDev, успешный и быстро растущий создатель новых публичных космических технологий, творчески использовал предыдущие проекты. SpaceDev выбрал для даль- нейшей работы HL-20 из-за его слав- ного космического наследия, получен- ного в успешных советских орбиталь- ных миссиях, и доработок, добавлен- ных NASA». Да, такое признание многого стоит... Лучше и не скажешь! Вот так: чтобы обойти конкурентов и выглядеть посолиднее на рынке косми- ческих услуг, главе компании приш- лось публично признать использова- ние «удачного советского опыта» и нап- рямую ссылаться на наши БОРы... Как говорится, без комментариев! По результатам первого этапа кон- курса NASA не выбрало Dream Chaser для дальнейшей реализации, и компа- ния SpaceDev продолжила проработку проекта своими силами. Перефразируя известный лозунг советских времен, можно смело сказать: БОР-4 и сегодня, спустя 26 лет, живее всех живых! ▲ Аппарат БОР-4 перед полетом. Май 1982 г. ▲ Американская «реинкарнация» БОРа-4 - аппарат Х-38 (США), построенный по программе разработки корабля- спасателя для Международной космической станции CRV. Август 1996 г. Фото NASA 1 DreamChaser Spaceship//http://www. bensonspace. сот/index. html; см. также Bart Hendrickx, The Soviet BOR-4 Spaceplanes and Their Legacy, JBIS, vol. 60, 2007, pp. 90-108 (на стр. 107-108) 420
(Ураган», страшный и ужасный Поэтому, любуясь изображениями прототипов и проектов американских пилотируемых космических кораблей (выполненных по схеме «несущий кор- пус»), создаваемых в течение последних 15 лет, никогда не нужно забывать, что своими корнями, помимо собственных наработок своих творцов, они зачастую уходят в начало 1980-х, в бурные воды Индийского океана. На этой бравурной ноте можно было бы и закончить историю о БОРах-4. Но вот что хочется отметить напоследок. Читая иностранные обзоры о нашей космонавтике тех лет, с сожалением приходится констатировать, что зару- бежные аналитики думали о нас гораз- до лучше, чем обстояли у нас дела на самом деле. Они предполагали нали- чие в СССР четкой и планомерной программы развития космонавтики, в том числе и военных средств, практи- чески по всем направлениям мирного и военного использования космичес- кого пространства. Исходя из их точки зрения, в СССР последовательно осу- ществлялось несколько масштабных космических программ, охватываю- щих все сферы деятельности в космо- се, причем эти программы, находясь в разных «весовых категориях» и пред- назначаясь для разных задач, не про- тиворечили друг другу и не дублирова- ли друг друга. Более того, каждая из программ имела свою логику развития и опиралась на последовательно созда- ваемые научно-технические заделы. Иностранцы не могли знать реально- го уровня развития советской ракетно- космической технологии и готовность к реализации проектов нашей промыш- ленности, глубину межведомственной (МОМ и МАП, ВВС и ГУКОС) разобщен- ности и вытекающие их нее противоре- чия, склоки и интриги, приводящие к непроизводительной трате бюджетных средств и людских и материальных ре- сурсов, ненужного запараллеливания различных программ и принятия стра- тегических решений по дальнейшему ▲ Экспериментальный летательный аппарат Х-24А в летно-исследовательском центре NASA им. Дрейдена, 1968 г. развитию космонавтики исходя из субъективно-личностных мотивов, да- леких от объективной необходимости. Необходимо признать: нас явно пе- реоценивали. Подтверждением этому печальному выводу может служить публикация в английской газете Times1, появившаяся после первого за- пуска PH «Энергия». Вот красноречи- вые выдержки из этой публикации: «Часть III. БЫЛАЯ СЛАВА Американцы <...> сокрушаются по поводу провала своей космической программы... Грустная оценка выглядит особенно убийственной в устах такого человека, как Пит Конрад, который в 1969 г. ша- гал по Луне, а в 1973 г. командовал американской станцией Skylab; он считает, что Советский Союз опережа- ет в настоящее время Америку во всех областях космических исследований. Фото NASA Фото NASA “Если Вы спросите меня, кто опреде- ляет дату полета к Марсу, я скажу, что это русские, - заявил Конрад. Пу- тешествие к Марсу займет примерно 450 дней, если их теперешний полет пройдет успешно, у них уже будет опыт пребывания в космосе в течение 300 дней. Наш самый длительный по- лет продолжался 83 дня”. По словам Конрада, от ведущего по- ложения, которое Америка некогда за- нимала в космических исследованиях, ничего не осталось. Это связано с тем, что пятеро последних президентов США не давали космосу должного при- оритета, страна не поставила себе дол- говременных целей в этой области. “Не только русские, но даже французы и китайцы быстро нас догоняют”. Высказывания, подобные этим, мож- но услышать по всей стране, как если бы прозвучал сигнал тревоги. Газеты и Фото NASA ▲ Базовый вариант корабля «Dream Chaser» ▲ В варианте корабля снабжения Международной космической станции в хвостовой части «Dream Chaser» предусмотрен стыковочный узел для кооперации с другими космическими аппаратами 1 Russian Masterplan Рог The Industrial Domination Of Space // The Times. 10-13 VIII, 1987; выделено нами. - В.Л. 421
Космические крылья Фото NASA Фото NASA ▲ В туристическом варианте (для суборбитальных полетов) вся вторая половина центральной части фюзеляжа занята гибридным двигателем журналы поместили недавно резкую критику путаных планов NASA, касаю- щихся возвращения США на орбиту. Журнал Newsweek посвятил на этой неделе специальный выпуск нереши- тельным американским космическим программам, озаглавив его “Потеряв- шиеся в космосе”. Опасения оказаться позади возник- ли сразу же после трагической прош- логодней катастрофы шаттла “Челлен- джер” и последовавших за ней досад- но совпавших отказов более старых ракет-носителей обычного типа. Эти опасения еще больше увеличились благодаря последующему развитию событий и прогрессу Советского Сою- за, который за прошлый год осущест- вил 91 запуск, с одной лишь неуда- чей, тогда как США - только девять, в ▲ Вывод на орбиту корабля «Dream Chaser» предполагается осуществлять четырьмя ракетными ускорителями разработки все той же компании SpaceDev ▲ 16 марта 1983 г. Приводнение БОРа-4. Фото австралийских ВМС ◄ Сброс Х-38 с самолета В-52 13 декабря 2001 г. Фото из архива Г. Омельченко Фото NASA их числе три неудачных. Русские со своей новой PH “Энергия” даже пред- лагают заключение контрактов на выведение в космос по сниженным ценам американских спутников: до- шли до того, что захотели обзавес- тись в США торговым агентом, защи- щающим их интересы. “Советский Союз разработал ста- бильную, хорошо продуманную, очень последовательную программу косми- ческих исследований”, утверждает се- натор от штата Огайо Джон Птенн, бывший астронавт и человек, который более чем кто-либо другой олицетворя- ет американские достижения и геро- изм в космосе. Джозеф Аллен, еще один американс- кий астронавт, утверждает, что, когда в 1990-х годах в космос полетит амери- канская орбитальная платформа, “рус- ские уже будут там господствовать”. Он полагает, что США грозит опасность стать “Португалией космоса, то есть повторить судьбу страны, которая од- ной из первых достигла Нового Света, но затем отступила и разрешила дру- гим заниматься его развитием”. К этому следует добавить недавний запуск Советским Союзом огромного радиолокационного спутника “Космос- 1870”. Его американский аналог гораз- до меньших размеров EOS планирует- ся запустить не раньше 1990 г.». Прочитав этот отрывок, оторвитесь на минуту от нашей книги. Сравните наши нынешние, более чем скромные, планы в космосе (при нерешительной и противоречивой политике Федераль- ного космического агентства) с амби- циозной американской программой освоения Луны и полета на Марс и за- думайтесь: что все ожидали от нашей космонавтики тогда и что мы предс- тавляем собой сейчас... В свое время Америка сумела сде- лать правильные выводы из своих не- удач. Сможет ли сейчас сделать пра- вильные выводы постсоветская «неф- тегазовая» Россия? 422
Глава 20 АЛЕНЬКИЙ «БУРАН» Кроме отработки теплозащиты в процессе создания «Бурана», уже после выбора его облика, возникла не- обходимость проверки в натурных ус- ловиях выбранной аэродинамической компоновки орбитального корабля и отработки его системы управления. Для этого по уже знакомой методике с космодрома Капустин Яр в сторону по- лигона Сары-Шаган в Казахстане на дальность около 2000 км в 1984-1988 гг. было проведено пять суборбитальных запусков аппаратов БОР-5, представ- лявших собой геометрически подоб- ную копию «Бурана» в масштабе 1:8. Хронология запусков аппаратов БОР-5 № Наименование Дата Примечание 1 Модель 501 06.07.1984 Неудачный 2 Модель 502 17.04.1985 Успешный 3 Модель 503 27.12.1986 Зачетный 4 Модель 504 27.08.1987 Зачетный 5 Модель 505 22.06.19881 Зачетный Основной целью испытаний были исследования аэродинамических ха- рактеристик и условий входа орби- тального корабля в атмосферу с под- тверждением расчетных аэродинами- ческих характеристик «Бурана» и экс- периментов в аэродинамических тру- бах. В частности, целью полетов аппа- ратов БОР-5 было: - определение аэродинамических коэффициентов, качества и баланси- ровочных характеристик орбитально- го корабля, а также продольной, боко- вой и поперечной устойчивости в усло- виях реального полета (в диапазоне ги- перзвуковых скоростей М = 0,8-18,5 и числах Рейнольдса Re = 103-107); - исследование эффективности и шарнирных моментов аэродинами- ческих управляющих поверхностей (элевонов, руля направления и воз- душного тормоза); - исследование распределения давле- ния по поверхности аппарата, определе- ние тепловых и акустических нагрузок; - исследование процессов теплопере- носа в зонах ламинарного, турбулентно 1 2 го и переходного обтекания в погранич- ном слое на наветренной и теневой (верхней) поверхностях крыла; - изучение теплообмена при взаи- модействии головной ударной волны с пограничным слоем на крыле, элево- нах и руле направления; - исследование пульсаций давления в турбулентном пограничном слое и в зонах срыва потока; - изучение процессов перехода ла- минарного пограничного слоя в турбу- лентный; - исследование неравновесной воз- душной ионизации в головной ударной волне с определением участков экра- нирования радиоволн в условиях поле- та в плазме; - исследование влияния неравно- весных физико-химических процессов и вязкости воздушного потока на аэро- динамические особенности выбранной для «Бурана» конфигурации «бесхвостка»; - проверка достоверности методов аэродинамического расчета. ▲ Аппарат БОР-5 после полета Фото из архива НПО «Молния> Теплозащита на БОРе-5 принци- пиально отличалась от теплозащиты БОРа-4. Из-за того, что первый имел размеры в восемь раз меньшие, чем «Буран», для сохранения аэродинами- ческого подобия с орбитальным кораб- лем (аэродинамического требования идентичности чисел Рейнольдса при соотношении базовых линейных раз- меров - длин фюзеляжа - 3,856 м для БОРа-52 и 30,85 м для «Бурана») приш- лось снизить высоты полета модели на 15-20 км по сравнению с высотами по- лета «Бурана» при тех же скоростях. В реальных условиях носовое покры- тие и передние кромки крыла «Бурана» работали на пределе для композицион- ных материалов «углерод-углерод»: температуры в этих местах превышали 1200 °C. Габариты «Бурана» позволяли выполнить эти зоны со сравнительно большими радиусами закруглений. Другое дело масштабная модель - при переходе к масштабу БОРа-5 кромки соответственно заостряются, их тем- пературы повышаются. Таким обра- зом, законы подобия привели к значи- тельному возрастанию внешних теп- ловых потоков и, как следствие, к необ- ходимости использования вместо мно- горазовых теплозащитных материалов на основе кварцевых волокон однора- зовой теплозащиты с предельными температурами до 2000 °C. Поэтому, с одной стороны, для БОРа-5 было принято решение ограничить по- летное число Маха (до М= 15-18,5), ас 1 По другим данным, 21.06.1988. 2 Другие геометрические размеры БОРа-5: размах крыла 2,985 м, высота 1,76 м, ширина и высота фюзеляжа соответственно 0,687 и 0,775 м. 423
Космические крылья другой - использовать для защиты большей части поверхности уносимое (абляционное) теплозащитное покры- тие из материала МСП-К (рабочая тем- пература до 1700-1800 °C) на основе кварцевого волокна и хром-алюминий- фосфатного связующего (минерального стеклопластика). Уже в ходе реализа- ции программы, начиная с третьего ап- парата, наиболее теплонагруженные элементы - носовой кок и передние кромки крыла решили выполнить из вольфрамо-молибденового сплава. Так- же на аппарате испытывалась радио- прозрачная теплозащита - стеклоплас- тик с кремнеземным наполнителем. Так как БОР-5, в отличие от БОРа-4, имел неподвижные консоли крыла, то при запуске в космос ракетой-носите- лем К65М-РБ5 размах его крыла пре- вышал максимальный диаметр пос- ледней ступени PH. Поэтому перед кон- структорами встал вопрос: закрывать аппарат (по аналогии с БОРом-4) го- ловным обтекателем при установке на PH или нет, незначительно доработав алгоритм системы управления раке- ты? Вариант без обтекателя представ- лял определенный интерес, т.к. сулил не только существенное снижение сто- имости проекта, но и позволял прове- рить возможность создания в будущем более легкой (по сравнению с «Бура- ном») многоразовой ракетно-космичес- кой системы, выполненной по про- дольной схеме размещения орбиталь- ного корабля1. С нее и начали экспери- ментальные исследования, в ходе ко- торых удалось нащупать такую форму переходного отсека между БОРом-5 и ракетой, при которой запасы устойчи- вости и управляемости носителя не выходили за допустимые пределы. Од- нако руководством ЦНИИМаш было принято волевое решение «рекомендо- вать» разработку головного обтекате- ля, защищавшего БОР-5 от набегаю- щего потока воздуха. Согласно циклограмме, PH «Космос- ЗМ в варианте К65М-РБ5 с аппаратом массой 1414-1513 кг достигала макси- мальной высоты около 202-210 км1 2, со- общая БОРу-5 условия для входа в ат- мосферу3 на высоте 100 км при скорос- ти от 7300 до 4000 м/сек. Затем проис- ходило разделение, и БОР-5 продолжал полет по баллистической траектории. В атмосфере, с высоты около 50 км, полет проходил с программным изме- нением углов крена и атаки по штат- ной траектории «Бурана», при этом для сохранения подобия индикаторная скорость была на 30-65% выше пре- дельной для орбитального корабля на этом участке (от 1070 м/сек в начале зачетного участка до 850 м/сек в конце при предельной скорости «Бурана» на этом участке 650 м/сек). Управление БОРом-5 вне атмосферы (как и для БОРа-4) осуществлялось га- зореактивными соплами, а в атмосфе- ре - аэродинамическими рулевыми по- верхностями (элевонами), которые впервые в нашей стране были приме- нены на таких больших скоростях. Ис- пользовавшиеся на БОРе-5 аэродина- мические рулевые поверхности - двух- секционные элевоны, балансировоч- ный щиток и руль направления, прев- ращавшийся при расщеплении двух своих створок в воздушный тормоз, полностью повторяли органы аэроди- намического управления «Бурана». Управление аппаратом производи- лось программной бортовой автоном- ной системой управления, использую- щей инерциальную систему навигации. С высоты 7-8 км БОР-5 тормозился по крутой спирали (режим «крутка», аналогичный использовавшемуся на предыдущих БОРах), и на высоте 3 км выпускался парашют, на котором ап- парат приземлялся с вертикальной скоростью 7-8 м/сек. На последнем этапе парашютного спуска аппарат обнаруживался сред- ствами поисково-спасательного комп- лекса, который также решал задачи послеполетного обслуживания (дожи- гание остатков токсичного топлива с последующим обеззараживанием ап- парата, деактивация системы аварий- ного подрыва и проч.) и эвакуации БОРа. В состав поисково-спасательно- го комплекса входили: - самолет Ан-12 с аппаратурой для приема сигналов радиомаяка БОР-5; - поисковый вертолет Ми-8МТ для осуществления поиска и доставки к Научно-производственное объединение «Молния» было создано приказом министра Минавиапрома Петра Дементьева №81 от 24 февраля 1976 г. во исполнение прави- тельственного Постановления №132-51 от 17 февраля 1976 г. По этому приказу в сос- тав НПО вошло Машиностроительное кон- структорское бюро «Буревестник» с произ- водственной базой Тушинского машиност- роительного завода (ТМЗ) и Эксперимен- тальный машиностроительный завод (ЭМЗ) под руководством В. М. Мясищева. Спустя много лет, уже после прекращения программы «Энергия-Буран» и после рас- пада Советского Союза, ТМЗ и ЭМЗ имени В. М. Мясищева удалось выделиться из сос- тава НПО «Молния» и вновь стать самостоя- тельными организациями. Поэтому сегодня каждое их этих двух предприятий утвержда- ет, что именно в нем создавались, изготав- ливались и собирались БОРы-5. На самом деле истина посередине: оба этих предпри- ятия, будучи структурными подразделения- ми одной организации - НПО «Молния» - участвовали в создании БОРов-5 в соответ- ствии со своей конструкторской и производ- ственно-технологической специализацией. найденному аппарату личного состава команды технического обслуживания; - вертолет Ми-6 для доставки к ап- парату агрегата послеполетного обслу- живания и эвакуации БОРа-5; - наземные поисково-эвакуационные машины ПЭМ-2 в случае аварийных си- туаций и ухудшения метеоусловий; - самолет-ретранслятор Ан-24 для обеспечения связи с командным пунктом; - агрегат послеполетного обслужи- вания аппарата БОР-5. БОРы-5 создавались под руковод- ством заместителя главного конструк- тора НПО «Молния» Е. А. Самсонова. Ведущими конструкторами были Ю. П. Богов, затем И. Г. Грачев, разра- боткой конструкции руководил Н. П. Ка- вуновский. Аппараты изготавливались и собирались в научно-производствен- ном объединении (НПО) «Молния» под руководством И. М. Липкина и Н. Г. Тво- рогова при участии специалистов ЛИИ имени М. М. Громова (оборудование ав- топилотом со счетно-решающим уст- ройством и системой бортовых изме- рений под руководством Г. П. Владычи- на, А. А. Кондратова, В. Ф. Федоровича, И.К.Ханова и В. В. Тищенко). Испыта- ния БОРа-5, как и предыдущих БОРов, проводились представителями ЛИИ (во главе с Г. П. Владычиным) с участи- ем специалистов военного испыта- тельного института, НПО «Молния» и других организаций под руководством Госкомиссии, возглавлявшейся пер- вым заместителем начальника Главно- го управления космических средств (ГУКОС) генерал-лейтенантом авиа- ции Германом Титовым. Интересно, что создателем БОРа-5 мог оказаться не Тушинский машино- строительный завод и не ЭМЗ имени В. М. Мясищева, а Таганрогский маши- ностроительный завод - именно ему первоначально было предложено на выбор заняться либо созданием мало- размерной модели «Бурана», либо раз- работкой киля орбитального корабля. Взвесив все «за» и «против», главный конструктор А. К. Константинов сде- лал выбор в пользу киля. Конструктивно БОР-5 представлял собой «бесхвостку» с дельтавидным кры- лом с переменной стреловидностью по передней кромке. В основу силовой схе- мы был положена полумонококовая конструкция с тонкой обшивкой, под- крепленной стрингерами и шпангоу- тами. Наверху хвостовой части лета- тельных аппаратов БОР-5 №501-504 были установлены макеты мотогондол вспомогательных воздушно-реактив- ных двигателей (ВРД), что соответство- вало первоначальному варианту кон- струкции «Бурана». На аппарате №505 мотогондол уже не было, и он соответ- ствовал летной схеме «Бурана». 1 Обратим на это внимание - до несуществовавшего «Урагана» оставался всего один шаг.. 2 По другим данным, 120 км. 3 Такая методика ракетных пусков с доразгоном в сторону полигона Сары-Шаган была отработана еще в 1964 г, когда в целях отработки противоракетного комплекса «Алдан» с полигона Плесецк были проведены испытательные пуски баллистических ракет средней дальности Р-14 с доразгонными блоками, обеспечивавшими головным частям скорости полета МБР. 424
Конструктивно-компоновочная схема БОРа-5: 1 - носовой теплозащитный обтекатель; 2 - приемники воздушного давления датчиков давления; 3 - блок батарей электропитания (аккумуляторов); 4 - блоки траекторных 38э >22/Гз7 измерений; 5 - блоки измерений температуры; 6 - верхняя антенна; 7 - приемники воздушного давления реле давления; 8 - устройство временных команд УВК; 9 - блок телеметрии; 10 - блок управления; 11 - контрольный электроразъем; 12 - реле давления; 13 - блок пиротехники; 14 - система отстрела крышки тормозной парашютной системы; 15 - контейнер с парашютной системой; 16 - топливный бак; 17 - автономная рулевая машина управления рулем направления; 18 - антенна антенно- фидерного устройства УКВ-диапазона в лобовой кромке киля; 19 - блок газореактивных двигателей; 20 - правая консоль крыла; 21 - левая консоль крыла; 22 - вертикальное оперение (киль); 23 - балансировочный щиток; 24 - автономная рулевая машина управления элевонами; 25 - руль направления / воздушный тормоз; 26 - блок датчиков и гироскопов; 27 - пиромеханизм; 28 - тензоаппаратура; 29 - блок программного управления; 30 - блок питания регулируемый БПР-9; 31 - блоки кроссировки; 32 - согласующее устройство; 33 - телеметрическая антенна; 34 - датчики давления; 35 - элевоны; 36 - силовой алюминиевый каркас; 37 - полоски термокрасок и термоиндикаторов плавления на наружной поверхности; 38 - датчики температур; 39 - нижняя антенна. Маленький «Бура! 425 Технографика А. Маханько
Космические крылья Состав измерительной аппаратуры на борту БОРов Группа измерений Число датчиков БОР-4 БОР-5 Аэродинамические исследования: - датчики давления 5 41 - акселерометры 9 10 - датчики угловой скорости 4 8 - датчики положения крыла 2 - - датчики угловых ускорений - 3 - свободные гироскопы - 3 - датчики давления - 41 - датчики отклонения элевонов и руля направления - 6 - датчики шарнирного момента - 10 Измерения температуры: - термопары 151 30 - датчики типа калориметра 20 83 - датчики профиля температуры 1 3 - кристаллические индикаторы максимальной температуры 83 114 - термокраски и индикаторы плавления 47 типов 41 тип - термометры сопротивления 47 42 Ориентация и управление полетом: - акселерометры 3 4 - датчики угловой скорости - 3 - свободные гироскопы 3 3 - датчики контроля реактивной системы управления 10 10 - магнитометры 1 - Датчики аэрофизических исследований 2-3 18 Планер изделия предусматривал по- агрегатное членение и состоял из трех отсеков (№ 1, 2 и 3) корпуса, консолей крыла и вертикального оперения, ба- лансировочного щитка и мотогондол. Отсеки фюзеляжа и крыло имели по- перечный силовой набор (шпангоуты и нервюры). Шпангоуты изготавлива- лись из поковок алюминиевого сплава АК-4 методом фрезерования, лонжеро- ны крыла - из поковок самого распро- страненного в авиации алюминиевого сплава Д16Т. Поковки изготавлива- лись на Тушинском машиностроитель- ном заводе под руководством В. В. Вол- кова. Изготовление шпангоутов и лон- жеронов выполнялось на Долгопруд- ненском машиностроительном заводе (ДоМЗ, г. Долгопрудный Московской об- ласти). Представителем от НПО «Мол- ния» при изготовлении агрегатов на ДоМЗ был А. Б. Грачев, от ЭМЗ работы курировал Е. Чесноков. При изготовлении поковок при- шлось решать сложную технологичес- кую проблему. Дело в том, что структу- ра материала в больших поковках (для лонжеронов крыла - длиной до 2 м и толщиной до 0,5 м), как правило, неод- нородна: сверху располагается более твердая поверхность при более мягкой сердцевине. Поэтому после изготовле- ния готовые детали из таких поковок сильно коробились, изгибы достигали до 2 см. Для устранения остаточных изгибов приходилось делать рихтовку, иногда с подогревом, что часто приво- дило к поломке уже готовых шпангоу- тов - и весь трудоемкий процесс прихо- дилось начинать сначала... Обшивка фюзеляжа и крыла толщи- ной 2-3 мм была выполнена из Д16Т. Элевоны, вертикальное оперение, ба- лансировочный щиток выполнялись из более прочного и теплостойкого ти- танового сплава ОТ4. Толщина теплозащиты выбиралась из условий недопустимости нагрева деталей конструкции из алюминия не выше 200 °C, а из титанового сплава - не более 400 °C. Конструктивно тепло- защита представляла собой прессован- ные панели из материала ПКТ-П-ПП- ФЛ на первых моделях (№501-502) и МСП-1 на остальных (№ 503-505). Крепление панелей к каркасу осуще- ствлялось болтами из вольфрамо-мо- либденового сплава ВМ-1 и ВМ-3 с гаф- ний-кремнистым покрытием. Головки болтов выполнялись впотай с теплоза- щитным покрытием с заделкой гнезд термостойкой шпаклевкой БКБ. Элементы сложной конфигурации (узлы навески элевонов, руля направ- ления) выполнены из прессматериала РТП-200 с волокнистым наполните- лем. Детали таких узлов изготавлива- лись на ТМЗ, при этом технологичес- кий процесс изготовления - прессова- ние под давлением и нагревом - осваи- вался очень долго. Для его внедрения в производство пришлось привлекать НИАТ и другие организации. В зазоры в подвижных осях элевонов и PH прокладывались специальные кварцевые жгуты. В состав бортового оборудования БОР-5 входили системы: - автоматического управления; - бортовых измерений; - траекторных измерений; - автоматики и энергопитания; - спасения. Система автоматического управле- ния решала следующие задачи: - вход в атмосферу с заданным уг- лом атаки; - полет по заданной траектории; - стабилизацию заданных углов и перегрузок; - выдерживание углов атаки в за- данном диапазоне; - создание возмущений движения для определения аэродинамических характеристик; - выдачу команд в соответствии с циклограммой полета; - ввод в заданный район приземле- ния; - создание условий для ввода в действие парашютной системы; - управление бортовыми систе- мами. Для аэродинамических исследова- ний, а также для исследования проб- лем теплопередачи летающие модели оснащались соответствующими сред- ствами измерений и измерительной аппаратурой, объединенными в систе- му бортовых измерений. Система бор- товых измерений состояла из основ- ных подсистем (см. таблицу): - бортовой радиометрической аппа- ратуры БР-98-3; - первичных измерительных преоб- разователей (датчиков и согласующих устройств); - антенно-фидерных устройств. Телеметрическая система изделия БОР-5 записывала в запоминающее устройство и передавала на Землю ин- формацию от нескольких блоков аксе- лерометров, датчиков угловых скорос- тей, свободных гироскопов, датчиков давления, отклонения элевонов и руля направления и аппаратуры измерения шарнирных моментов на рулях. Она же собирала информацию от термо- пар, калориметрических и других тем- пературных датчиков. Всего системой бортовых измерений на БОРе-5 изме- рялось 470 параметров. Термопары на внутренней поверх- ности горячей конструкции, выпол- ненной из молибденового сплава (как и передняя кромка крыла), крепились механическим способом. Для измере- ния температуры поверхности тепло- защиты платина/платина-родиевые термопары устанавливались во внеш- нем покрытии из боросиликатного стекла толщиной 0,3 мм. В других местах термопары устанав- ливались по обычной технологии. Тер- мокраски и термоиндикаторы плавле- ния накладывались в основном в виде полосок на боковой и верхней поверх- ностях аппаратов. Кристаллические индикаторы максимальных темпера- тур, не требовавшие электрических проводов или электроники и применяв- шиеся для измерения температур до 2000 С с точностью около 10... 15 С, ус- танавливались практически во всех местах теплозащиты и горячей кон- струкции на клеях различного типа в специальных контейнерах и самостоя- тельно. Эти индикаторы представляли собой кристаллы карбида кремния SiC или технические алмазы с размерами 0,3-0,4 мм, предварительно обработан- ные потоком нейтронов в определен- ных условиях. В результате воздей- 426
427 Фото из архива НПО «Молния» ▲ Аппарат БОР-5 (№504) после полета. Обратите внимание на имитатор двигательного отсека - приборного контейнера у основания киля. Маленький «Буран»
Космические крылья ствия нейтронных пучков в образцах возникают искусственные дефекты кристаллической решетки, которые могут уменьшаться при последующем нагреве. На этом и основана методика измерения максимальной температу- ры: после полета структура кристаллов анализируется на рентгеновской аппа- ратуре и по степени уменьшения внут- ренних дефектов кристаллической ре- шетки путем сравнения с тестовыми образцами определяется максималь- ная температура индикаторов в полете. Вся полетная информация переда- валась на наземные пункты по радио- каналу. На БОРе-5 радиотехническая аппаратура работала в режимах: - непосредственной передачи; - непосредственной передачи, со- вмещенной с записью в бортовом запо- минающем устройстве; - непосредственной передачи по низкой (видео-) частоте. Из пяти запусков, произведенных в 1984-1988 гг., первые два были выпол- нены по программе летно-конструкто- рских испытаний (ЛЕИ) доработанной PH. Запускам предшествовали обшир- ные наземные испытания, для кото- рых на Тушинском машзаводе в марте 1983 г. был изготовлен первый аппарат с серийным номером 500. Сначала он использовался для макетно-конструк- торских работ на ТМЗ для организации производства последующих (летных) аппаратов, затем он был подвергнут статическим испытаниям на НПО «Молния», после чего на нем были отра- ботаны транспортные операции на ЭМЗ имени В. М. Мясищева. В заклю- чение «пятисотый» был переправлен на космодром Капустин Яр, где с ним вы- полнялись технологические операции (примерки) на стартовом комплексе. В середине 1983 г. стапель сборки БОРа-5, стапели сборки отсеков, кры- ла и оперения, а также весь задел уже изготовленных деталей был передан с ТМЗ на ЭМЗ. Эта передача изготовле- ния БОРов-5 на другое производство Фото из архива ЛИИ им. М.М. Громова ▲ БОР-5 (№503) перед полетом (начиная со второго изделия) выполня- лась в соответствии с приказом МАП за №49 от 02.02.1979 г. Для осуществления сборки и мон- тажных работ по первому летному из- делию БОР-5 (серийный номер 501) на ЭМЗ имени В. М. Мясищева была соз- дана группа конструкторского сопро- вождения, куда входили О. У. Казыба- ев, А. М. Разинков, А. Г. Горелов и др. Ру- ководителем работ по теме БОР-5 был назначен А. Н. Ефремов. Для обеспечения работ на предприя- тии был разработан строгий график с жесткими сроками исполнения. В ра- ботах были задействованы службы главного технолога, главного инжене- ра и основного производства завода. Работы выполнялись под руковод- ством Н. Г. Творогова и директора заво- да И. М. Липкина. Для выполнения сборочно-монтаж- ных работ была создана комплексная бригада численностью 25-30 человек, в состав которой входили слесари- сборщики, электромонтажники, пай- щики, технологи, представители отде- ла технического контроля (ОТК) и во- енные (заказчик), а также конструкто- ры группы сопровождения. Учитывая очень сжатые сроки, сек- ретность выполняемых работ и их важ- ность, производство было организова- но в две смены по 12 часов. Такая орга- низация работ позволила выполнить своевременную сборку всех пяти лет- ных экземпляра БОРа-5. Первое летное изделие №501 было собрано в мае 1984 г. и сразу передано на отработку оборудования в ЛИИ. После этого изделие было доставлено на полигон Капустин Яр, откуда и было запущено 6 июля 1984 г1. Задачами пуска изделия № 501 явля- лись: - летно-конструкторские испыта- ния доработанной ракеты-носителя К65М-РБ5; - проверка функционирования бор- товых систем БОРа-5; - определение балансировочных ха- рактеристик, силовых аэродинамичес- ких коэффициентов и аэродинамичес- кого качества аппарата в автономном полете; - оценка характеристик теплообме- на поверхности аппарата. Но первый блин оказался комом: ап- парат не отделился от ракеты-носителя, поэтому из всех перечисленных задач пуска удалось выполнить только первые две, причем вторую даже не до конца. Разделение БОРа-5 и ракеты не прои- зошло из-за досадной ошибки, допу- щенной при сборке на полигоне: были перепутаны электрические контакты, из-за чего после выдачи ракетой-носи- телем команды на борт БОРа-5 в виде напряжения+27 вольт она воспринима- лась на борту как -27 вольт. В результате команда не прошла, пироболты, соеди- няющие БОР-5 с PH, не сработали, и ап- парат продолжил совместный полет с ракетой по баллистической траектории. Ошибка была заложена в электри- ческой схеме самого аппарата и при предстартовой отработке не обнаружи- лась, так как во время испытаний на полигоне команда на разделение про- ходила от наземного пульта, где поляр- ность соответствовала электрической схеме БОРа-5, а не ракеты-носителя. Связка БОР-5 + РН вошла в плотные слои атмосферы в районе озера Бал- хаш и, как наблюдали на командном пункте полигона Сары-Шаган, рассы- палась на семь фрагментов и рухнула на землю. Поиски этих фрагментов проводились с помощью вертолетов в течение недели, но безрезультатно... Следующий аппарат, № 502, по своей конструкции и задачам полета повторял №501. Он был изготовлен на ЭМЗ в марте 1985 г. и после отработки бортово- го оборудования в ЛИИ был доставлен на полигон Капустин Яр, откуда и был произведен его запуск 17 апреля 1985 г. В этот раз разделение с PH, авто- номный полет и приземление на пара- шюте в районе полигона Сары-Шаган прошли успешно. На место приземле- ния прибыли вертолеты с оборудова- нием для нейтрализации остатков окислителя и горючего двигателей га- зодинамической стабилизации. Эти операции выполнялись после того, как на уже приземлившемся аппарате был произведен дожиг всех остатков токсичного ракетного топлива. Затем БОР-5 был доставлен в ЛИИ. При детальном послеполетном осмот- ре были обнаружены большие прогары абляционной теплозащиты в наиболее термически нагруженных зонах - на пе- редних кромках крыла и носовом обте- кателе (коке). Материалы теплозащиты были из «уносимого» материала ПКТ-П, представлявшего собой слоистый плас- тик на основе кремнеземной ткани с 1 Даты полетов БОРов-5 приводятся по отечественным источникам. В то же время в статье Г. Лозино-Лозинского и В. Тимошенко «Уроки полетов БОРов», опубликованной в альманахе Европейского космического агентства [«Lessons learned from the BOR flight campaign», Provided by the NASA Astrophysics Data system // European Space Agency. 1999. ESA SP.426.675L, p.677], для полета аппарата №501 указана дата 16.07.1984, для № 503 - 25.12.1986. 428
Маленький «Буран: пропиткой формальдегидным связую- щим (бакелитовый лак ЛБС-4). Анало- гичная теплозащита была на спускае- мых аппаратах «Восток» и «Восход». Такой теплозащитный материал при входе в плотные слои атмосферы горит, предотвращая проникновение тепла внутрь конструкции. Однако из-за са- мого характера абляционной, т е. уно- симой теплозащиты в ходе полета ме- няется геометрия внешних обводов ап- парата, что приводит к изменению ис- следуемых условий обтекания модели орбитального корабля и нарушению чистоты эксперимента. Поэтому на ос- нове анализа полета БОРа-5 № 502 бы- ло принято решение перейти на после- дующих аппаратах на другую теплоза- щиту - носовой кок и фрагменты перед- ней кромки крыла изготовить из мо- либдена, а в остальных местах исполь- зовать радиопрозрачный минераль- ный стеклопластик на основе кварце- вой ткани с фосфатным связующим и корундовым наполнителем - МСП-1. Панели теплозащиты как МСП-1, так и ПКТ изготавливал Сызранский завод пластмасс методом горячего формова- ния в металлических прессформах. Те- оретический контур панели после по- лимеризации не всегда выдерживался, поэтому при сборке изделия ее прихо- дилось вручную дорабатывать по сты- кам панелей. Зачастую панели посту- пали с опозданием, что сказывалось на сроках сборки изделий. С учетом всех доработок в ноябре 1986 г. был собран аппарат №503. Пос- ле необходимых испытаний и пред- стартовых операций он был запущен 27 декабря 1986 г. Задачи полета №503 были сущест- венно расширены по сравнению с пре- дыдущим и включали в себя: - определение силовых аэродинами- ческих характеристик боковой и про- дольной устойчивости и балансировки; - определение эффективности и шарнирных моментов аэродинамичес- ких органов управления; - исследование распределения дав- ления по поверхности модели; - определение характеристик теп- лообмена; - определение акустических нагрузок; - исследование перехода ламинарно- го пограничного слоя в турбулентный; - исследование концентрации элект- ронов в ударном слое; - испытание неуносимых жаропро- чных материалов. Полет и последующее приземление прошли нормально, однако и этому ап- парату не повезло, причем неприят- ность произошла уже после заверше- ния всех послеполетных операций на месте приземления, во время воздуш- ной транспортировки на вертолете. Она осуществлялась на внешней под- веске в условиях сильного ветра и пло- хой видимости из-за снежной пыли. При снижении началась сильная рас- качка подвески, и пилот вертолета от- цепил БОР-5, когда до земли остава- лось еще 10-15 метров. В результате падения с многометровой высоты ап- парат получил сильные повреждения1. Детальный послеполетный анализ состояния теплозащиты показал, что внешнее покрытие не обгорело, однако на носовой части фюзеляжа и на пе- редней кромке крыла, в тех местах, где «садится» сверхзвуковой скачок от нос- ка, сильно оплавилось. Поэтому было принято решение на следующем аппарате (№504) изгото- вить носовой обтекатель (кок) и перед- ние кромки крыла из вольфрамомо- либденового сплава ВМ-1 с толщиной стенки до 12 мм, работающего в режи- ме аккумулирования тепла, со специ- альным противоокислительным гаф- ний-кремниевым покрытием. Это кон- структивное решение позволило в даль- нейшем исключить повреждения пове- рхности и обеспечить сохранение на- чальных аэродинамических характе- ристик в течение всего полета. Заготовки из сплава ВМ-1 изготав- ливали в ВИАМе, затем они поставля- лись на ЭМЗ имени В. М. Мясищева, где из них выфрезеровывались готовые детали. Материал ВМ-1 был очень тех- нологичен, обрабатывался хорошо, и работа с ним особых трудностей не вы- зывала. Иначе обстояло дело с нанесе- нием противоокислительного покры- тия. Для этого детали помещались в металлический контейнер с гафний- кремниевым порошком, который затем устанавливался в вакуумную печь и на- гревался в условиях глубокого вакуума. Этот технологический процесс отраба- тывался при непосредственном учас- тии главного металлурга ЭМЗ В. И. Ми- шина, которому пришлось с ним из- рядно повозиться. В результате обжига в вакуумной печи на поверхности дета- лей образовывалась очень твердая, но хрупкая, как стекло, защитная пленка. Дальнейшее обращение с такими де- талями в производстве должно было быть очень нежным, что не всегда уда- валось обеспечить: возникали сколы пленки, что приводило к постоянным спорам со службами контроля качест- ва и представителями заказчика. В ре- зультате детали допускались на даль- нейшую сборку со сколами, которые замазывались термостойкой обмазкой марки БКБ. Впоследствии выяснилось, что наличие замазанных сколов никак не влияло на термостойкость деталей. В июле 1987 г. БОР-5 №504 был из- готовлен, прошел наземную отработку и 27 августа 1987 г. был запущен. За- дачи этого полета в целом соответство- вали полету аппарата №503, но в этот Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос> ▲ Кинограмма дожигания остатков топлива БОРа-5 (№504) после приземления. На последовательности кадров (сверху вниз) видно включение первых двигателей и последовательное включение всех остальных 1 Случай повреждения БОРа-5 №503 описан в [А. А. Брук, К. Г. Удалов, С. Г. Смирнов, А. В. Архипов, В. И. Погодин, Б. Л. Пунтус. Иллюстриро- ванная энциклопедия самолетов ЭМЗ имени В. М. Мясищева - М.: Авико Пресс, 2005, стр. 132] 429
Космические крылья раз была несколько расширена про- грамма аэродинамических исследова- ний. Она-то и преподнесла неприят- ный сюрприз: после того, как на этапе гиперзвукового планирования аппара- ту было искусственно придано возму- щение (отклонение) по каналу курса, система управления с помощью аэро- динамических органов сумела вернуть ЛА к начальным параметрам, но вра- щение по курсу (рысканью) после про- хождения нейтрального положения не остановилось, а продолжилось! Систе- ма управления начала парировать вновь возникшее возмущение, аппарат исправно слушался рулей, но колеба- ния по курсу остановить так и не уда- лось - возникли автоколебания, с кото- рым система управления не справи- лась. Приземление аппарата прошло успешно, дальше пошли уже привыч- ные процедуры послеполетного обслу- живания, но результаты пуска заста- вили серьезно задуматься... Для того чтобы обрисовать всю серь- езность проблемы устойчивости и уп- равляемости орбитального корабля в полном объеме, нужно сказать несколь- ко слов об аэродинамике «Бурана». При Технографика А. Михеева Конструктивно-компоновочная схема киля орбитального корабля: 1 - привод руля направления/воздушного тормоза; 2 - продольный силовой набор каркаса (лонжероны- стенки); 3 - поперечный силовой набор каркаса (нервюры); 4 - редуктор руля направления/воздушного тормоза; - двухсекционный руль направления/воздушный тормоз (створки в раскрытом положении); 6 - двухсекционный руль направления/ воздушный тормоз (створки в сложенном положении); 7, 8 - антенны под радиопрозрачными крышками в законцовке киля. выборе облика орбитального корабля конструкторам пришлось учитывать массу противоречивых требований, так как корабль совершает управляемый полет практически во всем мыслимом диапазоне скоростей и высот - от откры- того космоса до земной поверхности, от больших гиперзвуковых скоростей до посадочных дозвуковых. При этом во время спуска в атмосфере из-за тепло- вых ограничений жестко заданы зако- ны изменения углов атаки и скольже- ния. В таких условиях невозможно соз- дать нетрансформируемый летатель- ный аппарат, который был бы опти- мальным для каждого из перечислен- ных режимов - слишком уж они разные. Приходится идти на компромисс, выби- рая аэродинамическую компоновку, одинаково удобную (или, если угодно, одинаково неудобную) для всех режимов полета. В результате получается компо- новка, комплексно-рациональная для всех участков, но не оптимальная для каждого из них. Другими словами, на каждом из участков полета в аэродина- мике корабля пришлось чем-то пожерт- вовать, чтобы он смог сносно летать и на других участках-режимах полета. Работа по аэродинамическому про- ектированию «Бурана» была беспреце- дентна по своим масштабам для оте- чественной практики. Она включала в себя выполнение расчетно-теорети- ческих и экспериментальных работ, в ходе которых был создан програм- мный комплекс расчета аэродинами- ческих характеристик, соответствие которого натуре исследовалось в на- земных (трубных) экспериментах и в летных испытаниях БОРов. Достаточ- но сказать, что только для наземных исследований было создано 85 различ- ных по сложности и масштабам аэро- динамических моделей, 122 комплекта тензовесов к ним, 12 уникальных ав- томатизированных стендов для испы- тания моделей в аэродинамических трубах, специальные комплексы авто- матизации измерений и их отработ- ки. Общий объем продувок составил 36 630 пусков в 25 трубах, т. е. практи- чески во всех, имеющихся в стране. В итоге была выбрана известная всем аэродинамическая схема «бесхво- стка» с толстым фюзеляжем и корот- ким толстым дельтавидным крылом со стреловидностью 45° по основной тра- пеции и 78° по корневому наплыву. Каждая консоль крыла была оснащена двухсекционными элевонами, а фюзе- ляж заканчивался балансировочным щитком. Вертикальное оперение со- стояло из киля, на котором располагал- ся двухсекционный руль направления. Конструктивной особенностью руля направления являлось его исполнение в виде двух поверхностей (створок). При одновременном отклонении ство- рок в одну сторону выполнялись функ- ции руля направления, отклонение же створок в разные стороны обеспечива- ло функции воздушного тормоза. Одним из компромиссов при выборе такой аэродинамической компоновки был сознательный отказ от попыток обеспечить на всех режимах полета продольную (по каналу тангажа) и пу- тевую (по каналу рысканья-курса) ста- тическую (флюгерную) устойчивость по углам атаки и скольжения средства- ми аэродинамической компоновки. В частности, из-за дестабилизирующего влияния носовой части фюзеляжа и затенения киля на больших углах ата- ки при сверх- и гиперзвуковых скорос- тях «Буран» (и, соответственно, БОР-5) оказался неустойчив по углу скольже- ния (боковая неустойчивость). Проще говоря, если на этих скорос- тях корабль из-за каких-то неучтен- ных или случайных возмущений (на- пример, порывов ветра) отклонит нос в сторону, то сам по себе нос назад уже не вернется, для этого потребуется ак- тивное вмешательство системы управ- ления. А если система управления не успеет вовремя среагировать или ей не хватит усилий от руля направления, то корабль может сорваться в неуправля- емое кувыркание с неизбежными ката- строфическими последствиями. На случай загруженности аэроди- намических органов управления им 430
Маленький «Буран» на выручку должны были прийти уп- равляющие ЖРД, которые должны были помогать управляющим аэро- динамическим поверхностям до вы- соты 20 км1. Второй особенностью выбранной схемы «бесхвостка» являлась обратная реакция по крену при отклонении эле- вонов (на углах атаки а > 15° и скорости М>3), с которой мы уже знакомы по описанию поперечного управления на орбитальном самолете «Спирали». В этой ситуации отклонение элевонов приводит к созданию значительных моментов рысканья с последующим развитием скольжения (те. отклоне- ния носовой части вбок), что вслед- ствие поперечной устойчивости при- водит к вращению в противоположную сторону. Поэтому на больших свер- хзвуковых и гиперзвуковых скоростях элевоны используются только для ста- билизации, помогая килю. Все это вместе позволяет для статически неус- тойчивого (по рысканью, т. е. в боковом движении) аппарата обеспечить его динамическую боковую устойчивость Сечение киля самолета-аналога орбитального корабля БТС-002 в плоскости нервюр. Показано два положения створок - синхронное отклонение вниз в режиме руля направления и раздельное отклонение в разные стороны в режиме воздушного тормоза): 1 - привод правой (на рисунке - верхней) створки руля направления; 2 - привод левой (на рисунке - нижней) створки руля направления; 3 - редуктор-мультипликатор; 4 - кронштейн крепления левой створки руля направления к редуктору; 5 - кронштейн крепления правой створки руля направления к редуктору Технографика В. Лукашевича на основе ЗЭ-моделей В. Малюх и Н. Назаренко Технографика А. Михеева ▲ Самолет-аналог орбитального корабля для горизонтальных летных испытаний БТС-002 ОК-ГЛИ в полете. От «Бурана» при полном геометрическом и аэродинамическом подобии аналог отличался только двумя дополнительными форсированными турбореактивными двигателями АЛ-31 Ф в боковых мотогондолах, позволявших выполнять самостоятельный взлет и установившийся полет. БТС-002 предназначался для отработки автоматической посадки и тренировки пилотов «Бурана». В период 1985-1988 гг. на нем было выполнено 24 полета в ЛИИ им. М. М. Громова 1 Ярким примером подобного взаимодействия аэродинамических органов управления и управляющих ЖРД является развитие катастрофической ситуации с американским шаттлом «Колумбия» во время его возвращения из космоса 12 февраля 2003 г. Когда из-за начавшегося разрушения левого крыла резко возросло сопротивление с левой стороны, корабль стало разворачивать влево по рысканью, и система управления сначала попыталась скомпенсировать это отклонение с помощью аэродинамических органов управления. Когда же это не удалось, то через 10 секунд последовала автоматическая команда включить два маневровых двигателя на 1,5 секунды, чтобы выровнять корабль. Однако разрушения левого крыла нарастали, и после того, как система управления уже не могла парировать отклонения и с помощью маневровых ЖРД, еще через 16 секунд началась закрутка по рысканью со скоростью более 20° в секунду (более 3-х оборотов в минуту), приведшая к разрушению и гибели корабля и экипажа. 431
Космические крылья Технографика В. Малюх и Н. Назаренко Технографика В. Малюх и Н. Назаренко ▲ Изменения во внешнем облике (аэродинамической компоновке) орбитального корабля «Буран» в процессе монтажно- сборочных работ на Байконуре: слева - первоначальный вид с мотогондолами воздушно-реактивных двигателей (в полетной конфигурации с открытыми защитными створками воздухозаборников), впоследствии замененными приборными контейнерами, справа - окончательный вид в связанном движении крена и рыс- канья за счет поперечной устойчивос- ти по углу скольжения. Проще говоря, на больших скоростях можно управ- лять по рысканью не только отклоне- нием руля направления, но и отклоне- нием элевонов, которые и должны па- рировать любые боковые возмущения. Но вот этого-то в полете БОРа-5 № 504 и не произошло: аппарат слушался ру- лей, но возмущение не исчезло, превра- тившись в автоколебательный процесс! Стало очевидно, что эффективность аэродинамических поверхностей не- достаточна даже на максимальных уг- лах их отклонения. Это означало, что эффективность можно было повысить только за счет увеличения их площади, но... к тому времени аэродинамичес- кий облик «Бурана» (включая, естест- венно, и площади органов управления) был уже не просто выбран, но первый летный орбитальный корабль (изделие 1.01) уже был изготовлен, и почти два года на нем осуществлялись монтажно- сборочные работы на космодроме! Бо- лее того, к этому моменту на Тушинс- ком машиностроительном заводе уже готовился к отправке на Байконур вто- рой летный корабль (изделие 1.02) и на- чалось изготовление третьего (2.01)... Надеяться на дальнейшую «помощь» управляющих ЖРД тоже не представ- лялось возможным, и в этом была своя серьезная причина, несколько другая, но тоже связанная с недостаточной бо- ковой управляемостью. Все дело в том, что при выбранном конструктивном решении совмещения руля направле- ния и воздушного тормоза при раскры- тии створок руля направления (при ис- полнении функций воздушного тормо- за) и их динамическом нагружении могло произойти снижение динамичес- ких характеристик привода (тормозно 1 2 го момента и быстродействия) указан- ного органа как руля направления. В принципе, в штатной ситуации в этом не было ничего страшного - необходи- мых усилий на отклонение створок и быстродействия приводов хватало для обеспечения боковой устойчивости и управляемости в обычном полете, даже при интенсивном маневрировании. Но конструкторы всегда рассматривают и нештатные ситуации, разрабатывая способы их парирования. Вот тут-то скрывалась серьезная проблема! Дело в том, что на «Буране» все приво- ды аэродинамических поверхностей уп- равления запитывались от трех незави- симых каналов гидравлической систе- мы (подсистем). Три канала гидросисте- мы обеспечивали трехкратное резерви- рование работы приводов, реализуя принцип «работоспособность при двух отказах». При этом приводы руля нап- равления - воздушного тормоза работа- ли от трех гидромоторов, подключенных каждый к своему каналу гидросистемы. Проблема была в том, что сама скорость срабатывания приводов не была посто- янной и зависела от количества исправ- ных каналов: при отказе одного канала и больших нагрузках на створках (выше 65% от максимальных) она не менялась, а вот при отказе сразу двух каналов гид- росистемы она снижалась до 65% от но- минальной. Кроме того, при определен- ном сочетании отказов на приводе РС-3 при открытом воздушном тормозе шар- нирный момент достигал тормозных значений. А это означало, что на участ- ке интенсивного предпосадочного ма- неврирования в диапазоне высот от 20 до 4 км, когда корабль выполняет глубо- кие крены до 60° с реализацией углов скольжения более 4°, при отказе кана- лов гидросистемы возможны ситуации, когда на реальных скоростных напорах (р= 1000-1300 кг/м2) при раскрытом воз- душном тормозе в момент возмущений (например, встречно-боковых порывах ветра) привод не сможет обеспечить ра- боту указанного органа как руля на- правления. Как говорят специалисты, происходило размыкание аэродинами- ческого контура обеспечения боковой устойчивости и управляемости с катаст- рофическими последствиями. Вот как об этом рассказывает в своих воспоминаниях Владимир Труфакин1: «Эта проблема была доложена в ав- густе 1986 г. главному конструктору Г. Е. Л озино-Лозинскому. В конце августа - начале сентября 1986 г. он собрал большое совещание с участием всех главных конструкторов бортовых систем (рулевые системы, гидрокомплекс, система управления...) и руководителей отраслевых институ- тов (ЦАГИ, ЛИИ) для рассмотрения проблемы возможной потери боковой устойчивости на участке полета ниже 20 км. Птеб Евгеньевич кратко описал имеющуюся проблему. Более тягостно- го и напряженного совещания у глав- ного конструктора я не помню. Выступления всех присутствовав- ших сводились в основном к одному: мы все сделали по техническим зада- ниям НПО “Молния”, все уже изготов- лено, отработано или находится в ста- дии отработки. Следует отметить, что в указанный период уже велись летные испытания дозвукового самолета-ана- лога “Бурана” (БТС-0022), первый вы- лет которого состоялся в 1984 г. На совещании не было принято ни- какого решения, конструктивных пред- ложений никто не предложил, ответ- чик был очевиден (даже не был оформ- лен протокол совещания). После этого совещания я зашел в ка- бинет Е. А. Самсонова и впервые уви- 1 В. Труфакин. От орбитального самолета «Спираль» до орбитального корабля «Буран»: записки начальника отдела. - М.: «Катос», 2004, стр. 92-94. 2 Справедливости ради отметим, что конструкции килей летных экземпляров орбитального корабля и дозвукового самолета-аналога БТС-002 не были совсем идентичными. Дело в том, что киль на БТС-002 был набран симметричными дозвуковыми профилями, в то время как киль «штатных» орбитальных кораблей набирался сверхзвуковыми ромбовидными профилями 432
Маленький «Буран» дел его в полной прострации, ходивше- го из угла в угол и повторявшего: “Вла- димир, что будем делать?! Что де- лать?!” Евгений Алексеевич понимал меру ответственности, свалившуюся на него и главного конструктора». Ситуацию спас Die6 Евгеньевич, про- явивший характерные для него глубо- кое понимание проблемы и инженер- ную интуицию в выборе наиболее ра- циональных путей ее решения. Бук- вально на следующий день после сове- щания он предпринял «ревизию» реак- тивной системы управления (РСУ) ор- битального корабля по ее задачам, эф- фективности и условиям применения. Этому анализу подверглись все работы, касающиеся РСУ, по темам «Спираль» и «Буран». Особое внимание он обратил на работу 1974 года, выполненную ве- дущим специалистом ЛИИ Т. Д. Курно- сенковой по теме «Спираль» и касавшу- юся оценки влияния РСУ на эффектив- ность аэродинамического управления на всем участке атмосферного полета1. Вновь были тщательно рассмотрены принципы, необходимость и особен- ности функционирования РСУ в канале рысканья «Бурана» до высоты 20 км. И уже 17 сентября 1986 г. на техническом совещании руководители НПО «Мол- ния» и МОКБ «Марс» Г. Е. Лозино-Лози- нский и А. С. Сыров приняли решение о срочном проведении поисковых работ по возможности предотвращения вы- хода привода руля направления на ог- раничения по нагрузке за счет расши- рения диапазона использования ЖРД реактивной системы управления в ка- нале рысканья до высоты 4 км. После уточнения решили ограничить диапа- зон использования управляющих ЖРД до высоты 10 км. Расчеты показали, что расширение диапазона использо- вания РСУ при снижении с 20 до 10 км требует дополнительно 50 кг топлива, которое (при неизменности общего объема заправки корабля) пришлось «взять» из пускового и гарантированно- го запасов. На «Буране» эта доработка системы управления была узаконена совместным решением2 руководителей предприятий НПО «Энергия», НПО «Молния» и МОКБ «Марс» 1 июля 1987 г. Так была решена сложнейшая проб- лема боковой управляемости «Бурана», но, возвращаясь к выявившейся недос- таточной путевой устойчивости по ре- зультатам полета БОРа-5 №504, было понятно, что вновь обращаться к «па- лочке-выручалочке» в виде ракетных двигателей РСУ нецелесообразно, да и ее возможности не безграничны. Доста- точно сказать, что суммарная эффек- тивность четырех управляющих двига- телей РСУ тягой по 4 кН, имеющихся на каждой стороне «Бурана», эквивалент- на 5-8° отклонения руля направления. Для справки: привод руля обеспечивает его отклонение на ± 23° в режиме управ- ления по курсу и независимое от этого раскрытие створок каждой части до ±43,5° в режиме воздушного тормоза. Нужно было искать другое решение, и оно в итоге было найдено, хотя и с ним пришлось изрядно повозиться. Но сначала скажем несколько слов об истории создания «Бурана». Когда во второй половине 1970-х формировался его облик с учетом имевшейся инфор- мации об американском шаттле, то бы- ло принято принципиальное решение оснастить наш орбитальный корабль двумя модифицированными воздушно- реактивными двигателями (ВРД) АЛ-31 разработки ОКБ Архипа Люльки3, соз- данными для истребителя Су-27. ВРД размещались в хвостовой части фюзе- ляжа, по обе стороны от корневой части киля, в выступающих в воздушный по- ток мотогондолах. Наличие такой сило- вой установки позволяло существенно повысить продолжительность, манев- ренность и безопасность атмосферного участка полета. В частности, за счет возможности установившегося гори- зонтального полета в атмосфере вели- чина бокового маневра при спуске с ор- биты определялась уже не аэродинами- кой корабля, а запасом авиационного топлива на его борту. К тому же значи- тельно упрощалась посадка: кроме воз- можности снижения по пологой глисса- де, обычной для скоростных самолетов (против крутой в случае безмоторной посадки у шаттла), появлялась возмож- ность ухода на второй круг. Именно по- ▲ Кинограмма послеполетного обслуживания БОРа-5 №505, сверху вниз: вид аппарата после приземления; картина обгорания носовой части фюзеляжа; установка аппарата на агрегат послеполетного обслуживания. 1 Ярчайшее подтверждение того, что при решении сложных инженерных проблем колоссальное значение имеет многолетний опыт, конструкторская школа и годами нарабатывающаяся широчайшая инженерная эрудиция ведущих и главных конструкторов. Этот опыт нельзя компенсировать ничем. Можно привести другой пример, подтверждающий этот тезис. Во времена работы автора (В. Л.) конструктором в ОКБ имени П. О. Сухого ему неоднократно приходилось слышать высказывание одного из генеральных конструкторов: «Только КБ, сделавшее хороший истребитель 4-го поколения, способно создать истребитель 5-го поколения». Значение конструкторской школы незаменимо, и ее потеря - принципиально невосполнима. А это уже произошло, к большому сожалению, в постсоветской России, помимо космонавтики, по целому ряду высокотехнологичных направлений... 2 Последующие детальные исследования указанной проблемы позволили 16 августа 1989 г. принять реализацию контура управления с использованием РСУ на участке высот 20-10 км для всех последующих планировавшихся к постройке орбитальных кораблей. 3 Модификация АЛ-31 для «Бурана», получившая обозначение «12А», представляла собой доработанный двигатель без форсажной камеры и с нерегулируемым (жестким) соплом. Для увеличения энерговооруженности атмосферный самолет-аналог орбитального корабля БТС-002 в дополнение к двум воздушно-реактивным двигателям «12А» был оборудован еще двумя боковыми форсажными двигателями АЛ-31Ф, получившими обозначения «12Ф». Фото из архива В. Лукашевича Кинохроника из архивов ОАО «Видеокосмос» 433
Космические крылья Фото из архива В. Лукашевича Фото из архива НПО «Молния» _______________________Фото И. Афанасьева ▲ Первая публичная демонстрация аппаратов БОР-4 и БОР-5 на выставке «К звездам-91» в Москве, в «монреальском» павильоне ВДНХ СССР отому первые БОРы-5, как масштабные аэродинамические модели «Бурана», то- же имели имитаторы мотогондол в хвостовой части фюзеляжа. В дальнейшем, по техническим при- чинам, уже в процессе сборки первого летного корабля 1.01, названного «Бу- раном», от использования АЛ-31 отка- зались. Но к моменту принятия реше- ния об отказе от воздушно-реактивных двигателей аэродинамика корабля уже была не просто окончательно выбрана - она была «канонизирована». В целях унификации данных, обеспе- чения их точности и широкой автома- тизации проектных исследований (в первую очередь для разработки систе- мы управления и алгоритмов автома- тической посадки), в результате много- летней работы был создан эталонный банк аэродинамических характерис- тик (ЭБАХ) орбитального корабля «Бу- ран», хранящийся в электронном виде. Снятие мотогондол с двигателями в та- кой ситуации означало изменение аэро- динамики корабля и перечеркивало всю работу по созданию банка аэроди- намических характеристик и всех прое- ктно-конструкторских ◄ Аппарат БОР-5 (№502) после полета. Фотография НПО «Молния» работ, выпол- ненных на его основе. Поэтому было принято следующее решение: двигате- ли снять, но на этом месте вместо мото- гондол сделать приборные контейнеры, которые своими внешними обводами полностью повторяли бы мотогондолы. И вот когда встал вопрос о недоста- точной динамической путевой устой- чивости «Бурана», которую можно было парировать увеличением эффектив- ности киля, внимание конструкторов вновь обратилось к этим приборным контейнерам. Ведь если их вообще снять, то нижняя часть киля (у самого основания) перестанет ими затеняться, что будет равносильно... увеличению его эффективной площади! Но в этом случае, помимо изменения аэродина- мических характеристик и всех выте- кающих из этого последствий, возни- кала еще одна проблема. Увеличение эффективной площади киля означало увеличение действующих на него на- грузок, а к этому времени его конструк- ция уже прошла все испытания и для первого корабля (и нескольких маке- тов, включая самолет-аналог БТС-002) была изготовлена в металле. Вот как об этом рассказывал В. Я. Нейланд: «Это была очень тревожная история. Трудность заключалась в том, что преж- ние аэродинамические характеристики были вставлены в эталонный банк дан- ных, на основании которых КБ Пилюги- на-Лапыгина и МОКБ “Марс” создали систему управления “Бурана” и отрабо- тали все посадочные алгоритмы. На эти характеристики уже было проведено бе- зумное количество испытаний и исследо- ваний. Отвечая на наш вопрос о возмож- ной смене характеристик, они сказали: - Ну, тогда пуск откладывается на несколько лет. А тогда за срыв сроков... С нас тогда просто взяли “клятву кровью”. Здесь свою роль сыграл тогда- шний директор института [ЦАГИ] Геор- гий Сергеевич Бюшгенс, который ска- зал нам: “Сделаете!” Именно “Сделае- те!”, а не “Сделаем”. Делали-то мы! Ну, мы и решились, посчитали и написали заключение о том, что ранее выданные аэродинамические характеристики не изменятся. Мы выдали смещение аэро- динамических характеристик, и там оказалось очень небольшое измене- ние. Помогло то, что двигатели стояли на подветренной стороне. Поменялись только нагрузки на киль». С учетом того, что киль уже стоял на «Буране» и поздно было менять его конструкцию, вслед за аэродинамика- ми ЦАГИ принимать волевое решение пришлось и конструкторам - в итоге «Буран» был допущен к первому полету с некоторыми ограничениями по ма- неврированию. С последующими ко- раблями, которым так и не довелось слетать в космос, было проще: они на- ходились еще на стадии изготовления, и в конструкцию их килей были внесе- ны необходимые доработки. Снять все накопившиеся вопросы по аэродинамике, динамике полета и ▲ Вид против полета ▲ Вид на левый борт ▲ Левый борт крупным планом. Виден бортовой номер 84105Г502 Фото из архива В. Лукашевича Фото И. Афанасьева 434
Маленький «Буран» ▲ Вид три четверти спереди ▲ Правая консоль крыла. Стрелкой показана зона прогара лобовой кромки крыла в зоне ▲ Вид по полету (сзади) присоединение головного скачка уплотнения. ▲ Вид по полету ▲ Вид по полету. Хвостовая часть крупным планом ▲ Вид по полету. Расщепленные створки воз- душного тормоза на киле прочности конструкции с проверкой правильности и эффективности при- нятых решений и проведенных дора- боток системы управления «Бурана» перед его первым полетом и был при- зван последний запуск по программе БОР-5 - запуск аппарата № 505. Конструктивно аппарат № 505 повто- рял своего предшественника (№504) с одним принципиальным отличием: на нем отсутствовали имитаторы мото- гондол. Программа полета № 505 также повторяла предыдущую и включала выдачу возмущений на участке спуска. БОР-5 №505 был запущен 22 июня 1988 г. К этому моменту многоразовая космическая система «Буран» (состоя- щая из первых летных экземпляров ко- рабля и ракеты) уже 12 дней находилась в монтажно-испытательном комплексе ракеты-носителя «Энергия» на площад- ке 112 Байконура, куда она была возвра- щена после полумесячного пребывания на стартовом комплексе. «Буран» ждал заключения о готовности к полету. Нужны были результаты полета имен- но последнего БОРа-5 (№505), так как тремя неделями ранее (31 мая) уже был Общим результатом полетов БОРов-5 можно считать успешный автоматичес- кий полет «Бурана» 15 ноября 1988 г. Но что конкретно дали полеты БОРов-5 с учетом того, что аэродинамические характеристики орбитального корабля были достаточно точно определены продувками в трубах ЦАГИ и теорети- ческими расчетами? Исследования аэродинамических характеристик на «пятых» БОРах про- водились в диапазоне М= 18,5-1,2, при числах Рейнольдса Re = 1,05-2,1 и в диа- пазоне углов атаки а=48-8°. утвержден итоговый отчет о полной го- товности орбитального корабля «Буран» к выполнению автоматической посадки. И БОР-5 № 505 не обманул ожиданий конструкторов: полученные результаты подтвердили правильность принятых решений! Материалы летных испыта- ний БОРа-5 были использованы для зак- лючения о готовности «Бурана» (изделия 1.01, другое обозначение IK 1) к запуску. По результатам летных испытаний было определено, что итоговые значе- ния коэффициента подъемной силы Су, лобового сопротивления Сх, аэродина- мического качества, балансировочных углов отклонения элевонов, показатели боковой и продольной устойчивости, шарнирные моменты органов управле- ния и другие характеристики находят- ся в допусках, регламентированных 435
Космические крылья электронным банком аэродинамичес- ких характеристик, на которые рассчи- тывалась система управления «Бура- на». При этом фактическое аэродина- мическое качество оказалось даже нес- колько выше расчетного1. На этом хо- рошие сюрпризы не закончились: в первом полете «Бурана» значение ре- ального аэродинамического качества оказалось еще немного выше! Данные, полученные по результатам летных испытаний, в основном совпа- дали с аэродинамическими исследова- ниями, полученными в аэродинамичес- ких трубах ЦАГИ. В полетах БОРов-5: - получен обширный материал по аэродинамике, теплообмену, особен- ностям боковой устойчивости, харак- Фото с сайта www.buran.ru Фото с сайта www.buran.ru Фото с сайта www.buran.ru ▲ Общий вид аппарата ▼ Вид на правый борт фюзеляжа и наплыв правой консоли крыла ▲ Носовая часть крупным планом; хорошо видны цветные полосы термоиндикаторной краски и круглые пятна различных датчиков на внешней поверхности ▼ Вид снизу справа на носовую часть фюзеляжа; виден отлично сохранившийся носовой кок ▲ Отклоненные вверх элевоны на правой консоли аппарата. Видно обгорание абляционной теплозащиты на лобовой кромке крыла ▲ Отсек тормозного парашюта с неплотно закрытой крышкой (вид снаружи на правый борт фюзеляжа) Фото с сайта www.buran.ru Фото с сайта www.buran.ru Фото с сайта www.buran.ru 1 В частности, коэффициент аэродинамического сопротивления Сх оказался на 3-5 % ниже ожидаемого, а коэффициент подъемной силы Су на 2-4% выше. В итоге аэродинамическое качество оказалось выше на 6-9%. 436
Маленький «Буран: Фото с сайта www.buran.ru Фото с сайта www.buran.ru Фото с сайта www.buran.ru ▲ Киль с расщепленными створками руля направления - воздушного тормоза ▼ Нижняя поверхность (вид по полету) ▲ Рама крепления БОРа-5 к ракете-носителю «Космос-ЗМ» (К65М-РБ5). Видны обычные болты, на месте которых во время пуска 22 июня 1988 г. устанавливались пироболты ▼ Отклоненные вверх элевоны на правой консоли аппарата. Вид на их нижнюю поверхность Фото с сайта www.buran.ru Фото с сайта www.buran.ru Фото с сайта www.buran.ru ▲ Нижняя поверхность в зоне стыка носовой и средней части фюзеляжа (ближе к правому борту) крупным планом. Видны различные датчики ▲ Конструктивно-технологический стык носовой и средней части фюзеляжа - вид по правому борту. Слева виден начинающийся корневой наплыв крыла аппарата теристикам ионизированного потока в ударном слое, распределение воздуш- ных и акустических нагрузок на пове- рхности крыла и фюзеляжа; в частнос- ти, на основе теории теплообмена по результатам полета БОРа-5 были опре- делены тепловые потоки в самом теп- лонапряженном месте аппарата (и, со- ответственно, «Бурана») - межэлевон- ной щели. При этом использовались данные по глубине прококсовки мате- риала, примененного в конструкции крыла и элевона БОРа. - уточнены и расширены данные по аэродинамическим и тепловым харак- теристикам. Было получено реальное распределе- ние температуры нагрева по поверх- ности масштабной модели. Разброс температур оказался очень большим: - нижняя поверхность крыла - 1400-2150 °C; - верхняя поверхность крыла - 100- 300 °C; 437
Космические крылья Фото с сайта www.buran.ru ▲ Лобовая кромка правой консоли крыла в зоне перехода с металлического покрытия на абляционное (направление полета слева направо). Хорошо видна эрозия абляционного участка ▲ Одна из самых последних фотографий БОРа-5 №505, сделанная в январе 2008 г. в Музее классических автомобилей в г. Сарасота (США, штат Флорида) Фото с сайта www.buran.ru - нижняя поверхность фюзеляжа - 1300-1700°С; - верхняя поверхность фюзеляжа - 100-400 °C; - на передней кромке крыла и носке фюзеляжа - до 2000 °C; - на задней стенке - 90-200 °C. БОРы № 502 и № 505 после приземле- ния имели минимальные повреждения и неоднократно демонстрировались на всевозможных выставках. Но их даль- нейшая судьба оказалась различной. Аппарат № 502 сейчас находится в фондах Центрального музея ВВС, рас- положенном на территории Военно- воздушной академии имени Ю. А. Гага- рина1, в подмосковном поселке Мони- но (Щелковский район Московской об- ласти). Однако этому аппарату повезло значительно меньше, чем монинскому ЭПОСу. По свидетельству сотрудников НПО «Молния», участвовавших в пере- даче БОРа музею в 2001-2002 гг., его состояние было идеальным. На момент подготовки рукописи к печати БОР-5 №502 (инвентарный номер ЦМ ВВС 10870/173) находился в закрытом от посетителей ангаре №7 музея и, судя по внешнему виду, у него был сломан киль, покорежена хвостовая часть и вспучены панели обшивки1 2. А вот экземпляр № 505 судьба забро- сила в США. Автору (В.Л.) известно, что он был продан в январе 1999 г. за 300 тысяч долларов наличными. Указанные средства ни в кассу, ни на расчетный счет НПО «Молния», в чьем ведении ос- тавался БОР-5 №505, так и не поступи- ли. Передача аппарата новому владель- цу состоялась во время его экспонирова- ния на выставке достижений мировой космической техники в Сан-Франциско. Для этого последний БОР-5 при вывозе из России был специально оформлен не как экспонат, подлежащий обязательно- му возврату, а как одноразовая сувенир- но-презентационная продукция (букле- ты, значки, наклейки и т.д.), полностью расходуемая в ходе выставки3. Факт продажи скрыть не удалось, так как первая информация об этом появилась в разделе новостей интер- нет-сайта www.buran.ru 31 декабря 1999 г.4. Через некоторое время стало очевидно, что новый владелец оказал- ся не коллекционером, а посредником - вскоре БОР-5 №505 (с указанием его бортового №88045Г505) был выстав- лен на продажу через интернет-аукци- он eBay. Владельцем в заявке на прода- жу значился интернет-магазин «820 Great Deals»5, зарегистрированный на eBay 2 февраля 1999 г. Там же появи- лись первые «заграничные» фотогра- фии №505, позволяющие безошибоч- но идентифицировать аппарат. Первые торги шли вяло и были прек- ращены на цене 25200 $. Вторая по- пытка перепродажи тоже была безре- зультатной - в 2001 году за № 505 пред- ложили всего 75 тысяч. Третья попыт- ка аукционной продажи БОРа-5 № 505 (лот №7747703461) 12 марта 2006 г. также не удалась - за аппарат давали всего 98 тысяч, в то время как владелец хотел 500 тысяч долларов. Сейчас о дальнейшей судьбе аппарата №505 уверенно можно сказать только одно: так как его владельцем является спеку- лянт, то последний БОР-5 еще не нашел своего настоящего хозяина. Однако ре- гулярные попытки его продажи, сопро- вождаемые рекламными кампаниями в интернете, имеют и своеобразный по- зитивный эффект: благодаря этому мы можем детально показать внешний послеполетный облик аппарата. 1 Распоряжением Правительства РФ №283-р от 7 марта 2008 г. московскую ВВИА имени профессора Н. Е. Жуковского и монинскую ВВА имени Ю. А. Гагарина слили в одну Военно-воздушную академию имени профессора Н. Е. Жуковского и Ю. А. Гагарина. 2 Внимательно рассматривая послеполетную фотографию БОРа-5 №502, следует усомниться в словах специалистов «Молнии» о хорошем состоянии аппарата в момент его передачи Музею ВВС в Монино - на фотографии отчетливо заметно повреждение хвостовой части. Если предположить, что во время послеполетной транспортировки был поврежден не №503, а №502, то это хорошо объясняет состояние аппарата №502, но вызывает новые вопросы: «Возможен ли снегопад на полигоне Сары-Шаган во второй половине апреля?» и «Что же тогда стало с аппаратом №503?» К сожалению, достоверной информации о времени и причинах повреждения аппарата №502, как и о дальнейшей судьбе аппарата №503, нет... 3 В. П. Лукашевич неоднократно (в 1995 и в 1997 гг.) в составе делегации «Авиаэкспорта» как представитель НПО «Молния» участвовал в работе авиакосмических салонов в Ле-Бурже и знает о подобных операциях не понаслышке. Добавим, что в указанный период времени НПО «Молния» возглавлял генеральный директор Александр Сергеевич Башилов, а всеми торгово-коммерческими операциями, включая подготовку и участие в международных выставках и авиасалонах, занимался согласно своим должностным обязанностям его заместитель - директор по маркетингу Михаил Яковлевич Гофин. С сожалением приходится констатировать, что подобная позорная практика нашла широкое применение в постсоветской России - продавалось все, что можно, а порой - и все, что нельзя. Достаточно сказать, что были проданы на металлолом все суда (по цене около 170 $ за тонну), участвовавшие в эвакуации БОРов-4, несмотря на то, что они могли служить еще много лет. Например, по данным выпуска газеты ВПК «НПО Машиностроения» от 20.06.2008 (№25/923), [Ухналь М., «Безвозвратные потери», стр. 5] КИК «Чумикан» был продан всего за 1544 тыс. $, а большой противолодочный корабль «Василий Чапаев» и того меньше - 744 тыс. $... 4 http://www. buran, ru/htm/newsold. him 5 При этом продавец сообщил о себе следующую регистрационную информацию: «Продажа и покупка антиквариата, произведений искусства, драгоценностей и предметов коллекционирования». 438
Маленький «Буран» Заканчивая рассказ о БОРах-5, нуж- но упомянуть об их полноразмерных макетах, сохранившихся и отреставри- рованных в ЛИИ имени М. М. Громова. Эти макеты предназначались для раз- личных наземных испытаний и, естест- венно, никогда по программе полетов БОР-5 не запускались. Сейчас эти маке- ты ЛИИ регулярно выставляет в составе своей экспозиции на Московском авиа- космическом салоне, при этом в сопро- водительной информации на стендах деликатно умалчивается об их исклю- чительно «наземном» предназначении. Судьба аппарата № 504 неизвестна... Постскриптум Уже после сдачи рукописи в верстку стало известно, что судьба аппарата № 505 окончательно определилась, и его история имеет счастливый конец - осенью 2008 г. БОР-5 приобрел крупней- ший в Европе частный технический му- зей в немецком городе Шпайер (Spayer). Музей давно хотел организовать у себя космическую экспозицию, и для этого 25 сентября 2003 г. им был при- обретен советский самолет-аналог ор- битального корабля БТС-002 ОК-ГЛ И. Однако юридические и организацион- ные сложности этой сделки позволили доставить самолет-аналог на террито- рию музея только в апреле 2008 г. К прибытию аналога музей заранее начал строительство самого большого на своей территории «космического» ангара высотой 22 м, общей выставочной пло- щадью 9000 м2 и сметной стоимостью около 8 млн евро. Первый камень нового сооружения был заложен 30 июля 2007 г., к октябрю был готов фундамент, в январе начали возводить стены. К прибытию аналога в Шпайер ангар внешне уже был готов, но оставалось выполнить трудо- емкую многомесячную внутреннюю от- делку и дооснащение ангара до полно- ценного выставочного павильона. Наш самолет-аналог должен был стать основным экспонатом космичес- кой экспозиции, где также планирова- лось представить и другие космические раритеты - модели ракет и космических аппаратов, макеты модулей орбиталь- ных станций, тренажеры, скафандры и т.д. БОР-5 как нельзя лучше смотрелся бы в этой коллекции, и генеральный ди- ректор музея Германн Лайер (Hermann Layher) начал за ним «охоту». В частнос- ти, в мае 2008 г. музей обратился к авто- ру (В. П. Лукашевичу) с просьбой про- вести экспертизу подлинности БОРа-5 №505 по фотографиям. В сентябре ап- парат стал частью коллекции музея. Торжественная церемония откры- тия космического павильона состоя- лась 2 октября, и со следующего дня (совпавшего с национальным праздни- ком - Днем единения Германии) экспо- зиция была открыта для публики. За первые три дня работы павильон посе- тило более 15 000 человек. При встрече Г. Лайер рассказал, как ему удалось заполучить БОР-5. Аппарат в очередной раз был выставлен на аук- цион, но как только появился серьезный покупатель в лице Музея, владелец, име- новавший себя «коллекционером», вооб- ще отказался продавать его за деньги. Он запросил за него морскую яхту, при- чем особенную, совсем не рядовую. К счастью, у одного американского друга Г. Лайера была такая яхта, он ее у него выкупил и обменял на ракетоплан. Сегодня помытый и вычищенный БОР-5 №505 в прекрасном состоянии установлен рядом с другим «бурановс- ким» раритетом - самолетом-аналогом БТС-002 - в космическом павильоне не- мецкого музея в черте старинного города Шпайер, где его может увидеть любой желающий. И самое главное - за его сох- ранность теперь можно не беспокоиться. Фото В. Лукашевича ▲ БОР-5 за два дня до открытия космического павильона в техническом музее в немецком г. Шпайер (30 сентября 2008 г.) Фото В, Лукашевича 439
440
Новое - это хорошо засекреченное старое. Мы рассказали о всех БОРах - аппа- ратах, обозначавшихся как «Беспилот- ные Орбитальные Ракетопланы». И хо- тя не все они стали по настоящему ор- битальными, под БОРами принято по- нимать большую группу летающих мо- делей с ракетным стартом и управляе- мым (с использованием крыльев) спус- ком в атмосфере. Все БОРы между со- бой роднит одно качество - это были экспериментальные аппараты, ис- пользовавшиеся как летающие лабо- ратории в рамках различных прог- рамм создания воздушно-космических самолетов и крылатых орбитальных кораблей. Однако впоследствии, уже после создания «Бурана», появилось еще несколько проектов, предназна- ченных для решения конкретных практических задач и не имеющих прямого отношения к многоразовым авиационно-космическим системам. Тем не менее, они тоже использовали ракетный старт, баллистическую тра- екторию полета и крылья для спуска в атмосфере, и их по-привычке иногда именуют БОРами. Спасательный космический аппарат - «нулевой» БОР 7 апреля 1987 г. в арктических во- дах Норвежского моря разыгра- лась трагедия: в этот день от пожара погибла многоцелевая атомная под- водная лодка «Комсомолец» (К-278) из состава 6-й дивизии 1 -й флотилии Се- верного флота. Это был уникальный корабль проекта 685 («Плавник», по классификации НАТО «Mike»), кото- рый благодаря своему цельнотитано- вому (из сплава 48-Т) прочному корпу- су обладал рекордной рабочей глуби- ной погружения - 1000 м (при пре- дельной глубине 1250 м). Пожар начался внезапно в 11:00, но дальнейшее развитие событий не было скоротечным. Через 6 минут лодка бы- ла вынуждена остановиться и всплыть сначала на глубину 50 метров, а еще через 4 минуты - на поверхность. Пос- ле этого экипаж в течение четырех с половиной часов вел безуспешную борьбу за спасение корабля. Сигналы об аварии экипаж начал подавать в 11:25, и в 11:37 лодку услы- шали. В 14:40 к лодке подлетел само- лет Ил-38 и сбросил буй. В 15:38 лодка получила сообщение о том, что к ней на выручку идет плавбаза «Алексей Хлобыстов» со скоростью 14 узлов, од- нако до нее было еще 100 км. После нескольких часов борьбы за живу- честь корабля пожар был локализо- ван, но лодка стала терять плавучесть с ростом дифферента на корму. В 17:00 началась эвакуация экипажа на плавсредства, однако из-за ветра и волнения удалось спустить на воду только два плота, один из них перевер- нуло и унесло в сторону. В 17:08 «Ком- сомолец» скрылся под водой, и т. к. один плот был не в состоянии вмес- тить оставшийся экипаж, в ледяной воде оказалось 59 человек. Общеизвестно, что неподготовлен- ный человек может жить в ледяной во- де не более 6 минут, после чего насту- пает смерть от переохлаждения. Сове- тское командование всячески пыта- лось спасти экипаж «Комсомольца», но моряки оказались в открытом море слишком далеко от берега, и оператив- ных средств для такой операции прос- то не оказалось. Сбрасываемые с са- молетов спасательные средства ветер и волнение относили в сторону, и мо- ряки умирали... Когда в 18:20 к месту трагедии подо- шел «Алексей Хлобыстов», он сумел поднять из воды 27 живых моряков и 16 тел. На земле в госпитале от переох- лаждения скончалось еще 3 человека... Гибель «Комсомольца» наглядно про- демонстрировала беспомощность су- ществующих средств спасения в отк- рытом море для экипажей кораблей, терпящих бедствие вдали от своих бе- регов. В самом деле, в настоящее вре- мя для проведения поисково-спаса- тельных работ на море используются специальные поисково-спасательные суда, вертолеты, самолеты сухопутно- го базирования и гидросамолеты. Эти средства имеют ограниченное приме- нение из-за недостаточной дальности действия (вертолеты), малой скорости движения (суда), недостаточной море- ходности (гидросамолеты), «пассив- ности» (самолеты сухопутного базиро- вания; им для завершения спасатель- ных работ обязательна помощь друго- го спасательного средства, например, судна). По этой причине все существу- ющие в настоящее время спасатель- ные службы ориентированы на работу в прибрежной зоне (до 200 морских миль) и не располагают средствами эффективного проведения спасатель- ных работ в открытом океане. Статис- тика морских происшествий красно- речиво свидетельствует: шансов у тер- пящих бедствие в открытом море на удалении более 400 км от берега прак- тически нет1. Единственным средством спасения, на помощь которого можно реально рассчитывать в такой ситуации, явля- ются морские суда, находящиеся в этом районе, при этом нередки случаи ожидания помощи сутками. Понятно, что в северных условиях такого запаса времени нет. Гйбель «Комсомольца», всколыхнув- шая всю страну, была еще трагичнее с учетом того, что помощь пришла толь- ко почти через 6 часов после получе- ния сигнала бедствия, причем если бы она подоспела в течение первых пяти с 1 По данным Ливерпульской страховой ассоциации, ежегодные потери гражданского морского флота составляют примерно 200 судов вместимостью свыше 500 регистровых тонн каждое. 441
Космические крылья половиной часов, то это бы свело чело- веческие потери к минимуму. Трагедия «Комсомольца» заставила всерьез задуматься о спасении на море и вызвала к жизни несколько интерес- ных проектов и разработок в разных областях техники. В частности, авиа- конструкторы Таганрогского авиаци- онного научно-технического комплек- са (ТАНТК) имени Г. М. Бериева предло- жили создать на основе своего нового противолодочного гидросамолета А-40 «Альбатрос» поисково-спасательный самолет-амфибию А-421, а разработ- чики самого большого в мире транспо- ртного самолета Ан-225 «Мр1я» (Киевс- кий авиационный научно-техничес- кий комплекс «Антонов») совместно с создателями экраноплана «Орленок» (Научно-производственное объедине- ние «Центральное конструкторское бю- ро по судам на подводных крыльях имени Р.Е. Алексеева», г. Нижний Нов- город) предложили на основе своих на- работок проект глобальной авиацион- но-морской поисково-спасательной системы Ан-225/«Орленок»2. Не остались в стороне и ракетчики: они предложили использовать способ- ность межконтинентальных баллис- тических ракет доставить груз прак- тически в любую точку земной поверх- ности с высокой точностью в течение нескольких десятков минут. Такой проект космической спасательной системы «Призыв» на базе межконти- нентальной ракеты УР-100НУ (15А35, РС-18Б, зарубежное обозначение SS- 19 Mod. 2 Stiletto) разрабатывался в НПО Машиностроения совместно с ЦНИИмаш. Именно в ЦНИИмаш сис- тема «Призыв» получила неофициаль- ное обозначение «нулевой БОР», кото- рое затем перекочевало и в открытые документы. Двухступенчатая МБР УР-100НУ (УР-100Н УТТХ) была разработана на основе МБР УР-100Н в соответствии с постановлением правительства от 16 августа 1976 г. Имея стартовую мас- су 103,4-105,6 т, эта ракета способна забросить груз массой 4350 кг на даль- ность 10 000 км. Испытания новой ракеты начались 26 октября 1977 г. и продолжались до 26 июня 1979 г. Первый ракетный полк с МБР УР- 100Н УТТХ заступил на боевое дежурство 6 ноября 1979 г., а в следующем году началось широкое развертывание новых ракет с заменой Рисунок из журнала «Популярная механика» (№4/2008) на основе ЗО-модели «Мрии» В. Некрасова ▼ Проект глобальной авиационно-морской поисково-спасательной системы Ан-225/Орленок 1 Поисково-спасательный самолет А-42 при крейсерской скорости 760 км/ч и радиусе действия (с максимальной нагрузкой) 2000 км имеет на борту спасательное (в том числе 2 моторные лодки ЛПС-6) и медицинское оборудование и может принять на борт до 54 человек. Самолет может осуществлять взлет и посадку на море при высоте волны до 2,2 метра (волнении моря 5-6 баллов). 2 Предлагавшаяся авиационно-морская поисково-спасательная система основывалась на авиационном комплексе из самолета-носителя Ан-225 «Мрия» и размещенного на нем спасательного экраноплана «Орленок». Предполагалось, что после доставки экраноплана в район бед- ствия и обнаружения объекта поиска экраноплан должен был запустить двигатели, отделиться от «Мрии», спланировать и совершить посадку на воду Проведя спасательные работы (и приняв при необходимости на борт до 70 человек), экраноплан самостоятельно возвращается на базу. Глобальная система должна была состоять из 7 комплексов Ан-225/Орленок, размещенных по всему миру, что при радиусе действия одного комплекса 2400 км (и одной дозаправкой в полете) должно было обеспечить доставку спасателей в любую точку Мирового океана не более чем за 10-12 часов. В зоны интенсивного судоходства и морского промысла спасатели могли прибыть в течение 2-4 часов. 442
По стопам БОРов Фото с сайта www.buran.ru ▲ Старт МБР УР-100НУТТХ ими ракет УР- 100Н. Всего к 1984 г. бы- ло развернуто 360 ракет. Все ракеты размещались в шахтных пусковых ус- тановках (типа «одиночный старт») повышенной и высокой защищеннос- ти, в состав каждого ракетного полка входило 10 шахтных пусковых уста- новок и один командный пункт кон- тейнерного типа, размещаемый в спе- циальной защищенной шахте. С 1988 г. началось сокращение МБР УР-100Н УТТХ в боевом составе стра- тегических сил - их заменяли на твер- дотопливные ракеты четвертого поко- ления РТ-23 УТТХ. Поэтому встал воп- рос о возможном конверсионном ис- пользовании практически новых, но снимаемых с вооружения ракет. В рамках программы конверсии на базе МБР УР-100Н УТТХ и разгонного блока «Бриз» в КБ «Салют» (ныне в со- ставе ГКНПЦ имени М. В. Хруничева) была разработана космическая раке- та-носитель «Рокот», способная выво- дить на низкие околоземные орбиты до 2000 кг полезной нагрузки. Первый ис- пытательный пуск «Рокота» был выпол- нен 20 ноября 1990 г. с Байконура из стандартной шахтной пусковой уста- новки, второй - 20 декабря 1991 г. С третьего запуска 26 декабря 1994 г., в ходе которого на орбиту ИСЗ был выве- ден спутник «Радио-РОСТО», началась эксплуатация «Рокота». НПО Машиностроения на базе МБР УР- 100Н УТТХ предложило разработать другую ракету-носитель - «Стрела». От Рисунки из книги «Отечественные стратегический ракетные комплексы» А.В.Карпенко и др. «Рокота» «Стрела» отличается системой управления и разгонным блоком. Осо- бенность PH «Стрела» заключается в минимальных изменениях конструк- ции боевой ракеты и ее стартового комплекса. Именно на основе «Стрелы» (на базе УР-100Н УТТХ) предлагалось создать к 2000-2003 г. ракетно-космический ком- плекс скорой помощи «Призыв» для оказания экстренной помощи морским судам, терпящим бедствие в аквато- рии Мирового океана. В качестве по- лезной нагрузки на ракету под голов- ным обтекателем предлагалось устано- вить специальные воздушно-косми- ческие спасательные аппараты СЛА-1 и СЛА-2. Эти аппараты по своему внешнему виду не имеют ничего обще- го с уже известными нам БОРами, но используют аналогичную баллисти- ческую схему полета. Оперативность доставки аварийного комплекта с помощью предложенных аппаратов может составить от 15 ми- нут до полутора часов (в зависимости от удаленности терпящих бедствие), точность посадки ± 20-30 м, масса гру- за 420 кг для СЛА-1 и 2500 кг для СЛА-2. Аппарат СЛА-1 мог доставить в зону бедствия до 90 спасательных плотов или один аварийный комплект, воз- можности СЛА-2 были шире. Для него предусматривалось два варианта сна- ряжения. В первом варианте аппарат мог доставить аварийно-спасательное оборудование для терпящих бедствие судов (противопожарный модуль, во- доотливной модуль и водолазный мо- дуль), во втором - дистанционно-пило- тируемый летательный аппарат или робот-спасатель. Несмотря на заманчивые возмож- ности, проект ракетно-космического спасательного комплекса «Призыв» не был реализован по двум причинам. ◄ Воздушно-космический спасательный летательный аппарат СЛА-1 ▼ Воздушно-космический спасательный летательный аппарат СЛА-2 Первая была общей для всех предлагав- шихся проектов спасательных систем - отсутствие средств как со стороны го- сударства в лице спасательных органи- заций различного уровня, так и со сто- роны частных инвесторов (например, заинтересованных страховых компа- ний, страхующих морские перевозки и выплачивающих страховые возмеще- ния при авариях и гибели судов). Вто- рая причина вытекала из основного не- достатка системы, которая только дос- тавляла спасательное оборудование в заданную точку с необходимой точ- ностью, но найти и использовать для своего спасения это оборудование тер- пящие бедствие должны были сами. Более того, чем точнее (те. ближе) к месту аварии доставляется оборудова- ние, тем вероятнее поражение терпя- щих бедствие самим спасательным средством. Однако практика морских происшествий свидетельствует, что в большинстве наиболее тяжелых случа- ев1 терпящий бедствие экипаж не мо- жет самостоятельно добраться до сбро- шенных спасательных средств и ока- зать самому себе помощь. Трагедия с подводной лодкой «Ком- сомолец» лишь подтверждает сказан- ное: помощь ракетно-космического комплекса «Прорыв», будь он к тому времени в эксплуатации, могла быть востребована только до тех пор, пока лодка оставалась на плаву и ситуация казалась экипажу контролируемой и не переросла из аварийной в катаст- рофическую. Дальше для оказания помощи нужны были действия внеш- них специализированных спасателей, способных эвакуировать людей из во- ды и оказать необходимую медицинс- кую помощь. Но и это не самое последнее предла- гавшееся применение БОРов и их аналогов. 1 Самая тяжелая категория аварий судов «опрокидывание и конструктивные повреждения» дает в общей статистике 38 % случаев гибели судов и 85% человеческих жертв (по данным Норвежского бюро Веритас). Эти аварии во многих случаях происходят при плохих метеоусловиях (сильный ветер и волнение моря), что делает невозможным преодоление человеком нескольких десятков метров открытого водного пространства до дрейфующих на волнах средств спасения. 443
Космические крылья Авиационно-космическая система ПВО Г. Е. Лозино-Лозинского Технографика В. Малюх и Н. Назаренко Один из возможных вариантов авиационно- космической системы ПВО на базе PH «Зенит» или «Союз» и перехватчика Су-33. Скажем сразу - приведенная иллюстрация не имеет ничего общего (ни по самолету-перехватчику, ни по ракете-носителю) с реально проводившимися в начале 1990-х годов проектными проработками. Разве что звезды на крыльях самолета... Только сейчас, спустя годы после смерти Г.Е. Лозино-Лозинского (1909-2001 гг.), начала понемногу открываться завеса секретности над самыми последними его идеями и разработками. Нужно сказать, что его творческое наследие, особенно работы последних лет жизни, еще тре- бует своего изучения - это десятки совершенно неизвестных проектов! Мы упомянем только об одном из них. В основу разработки была по- ложена идея БОРов, а именно - их способность доставить в любую точ- ку планеты летательный аппарат при полете по баллистической тра- ектории с высокой точностью и в очень короткое время, исчисляемое десятками минут. В 1980-1990-е годы в системе ПВО страны существовала задача, оста- ющаяся нерешенной до сих пор, - необходимость уничтожения стратеги- ческих бомбардировщиков противника до их выхода на рубеж пуска крылатых ракет, т. е. на расстояниях в тысячи километров от наших грат ниц. Сложность проблемы состоит в том, что даже в случае дислокации вдоль наших границ самолетов-перехватчиков с необходимым радиусом действия их подлетное время до целей слишком велико для осуществле- ния своевременного перехвата. Если решать эту проблему традицион- ным способом, то перехватчики должны получать целеуказание сразу после взлета бомбардировщиков, что после распада СССР для России труднореализуемо и маловероятно. Проблему можно решить только нетрадиционными способами. Напри- мер, генеральный конструктор ОКБ имени П. О. Сухого Михаил Симонов предлагал проект уникальной авиационной системы ПВО, которая долж- на была нести дежурство на дальних, океанских рубежах, уничтожая вра- жеские бомбардировщики задолго до их приближения к нашим грани- цам. Эта авиационная система должна была представлять собой переобо- рудованный самолет-носитель Ан-225 «Мр1я», у которого на крыле базиро- вались бы два модифицированных перехватчика Су-27. Конструктивно система крепления Су-27 к Ан-225 должна была позволить летчикам-ист- ребителям находиться внутри «Мрии» и занимать свои места в кабинах перехватчиков только по сигналу тревоги. При обнаружении неприятеля оба Су-27 запускали двигатели, взлетали с крыла самолета-носителя, осу- ществляли перехват целей и после этого вновь возвращались на крыло Ан-225 для дозаправки, перевооружения боекомплекта и других межпо- летных операций во время отдыха летчиков-истребителей внутри «Мрии». Этот проект не получил одобрения со стороны Главкома ПВО страны, т. к. возникло опасение, что связка Ан-225 + два Су-27 будет хорошей ми- шенью для средств ПВО противника, размещенных на подводных лодках. Иначе к решению этой проблемы подошел генеральный конструк- тор НПО «Молния» Пгеб Лозино-Лозинский. Используя опыт запусков БОРов, он предложил забрасывать перехватчики к целям за 15-25 ми- нут на... ракетах!1 В этом случае отпадала необходимость постоянного дежурства перехватчиков в воздухе на большом удалении от границ - старт (точнее, пуск) можно было осуществлять уже после обнаружения воздушных целей существующими радиолокационными средствами ПВО дальнего действия. Подлетное время все равно было меньше, чем требовалось вражескому бомбардировщику на полет с момента его об- наружения до выхода на рубеж пуска крылатых ракет. Более того, ата- ка такого истребителя, упавшего прямо из космоса на голову летящего бомбардировщика, была бы для него абсолютно внезапной, т. к. из-за быстротечности атаки из верхней полусферы атакующий перехватчик не обнаруживался экипажем бомбардировщика практически до мо- мента пуска ракет «воздух-воздух». Предполагалось, что после выпол- нения перехвата истребитель возвращался бы на свой аэродром в приграничной зоне нашей территории, при этом радиус действия та- кой авиационно-космической системы ПВО оказывался практически равным дальности полета самолета-перехватчика. Развернуть такую авиационно-ракетную систему ПВО, состоящую из нескольких пусковых установок, предлагалось в первую очередь на самом опасном и наименее защищенном северном направлении. В случае реализации этого проекта ни один американский бомбарди- ровщик, летящий к нам по самому короткому направлению, не смог бы пересечь рубеж Северного полюса. Неизвестно, знал ли Глеб Евгеньевич об аналогичных проектах Владимира Челомея (см. стр. 113-123), предложенных почти 40 лет назад, но сам факт нового появления этой идеи свидетельствует о ее несомненной привлекательности и актуальности. 444
По стопам БОРов Авиационно-ракетный комплекс перехвата ОКБ имени А. И. Микояна Мы подошли к концу нашего рас- сказа о «Спирали». Но он не будет полным, если не упомянуть о еще од- ном проекте ОКБ А. И. Микояна. Не- смотря на закрытие «Спирали» и уход большинства работавших над ней спе- циалистов во вновь организованное НПО «Молния», микояновцы смогли- таки дотянуться до космоса! Помните, с чего мы начали повество- вание о «Спирали»? С ее предыстории, с задела, основанного на первых про- работках противоспутникового ору- жия, и, в частности, с неосуществлен- ного проекта самолета-перехватчика Е-155Н. И вот, спустя 30 лет, Микоянов - цам почти удалось закончить этот про- ект - его полному завершению поме- шали уже не технические, а только по- литические причины. Но здесь нужно сделать небольшое отступление, потому что дальше мы вторгаемся в terra incognita нашей не- давней истории. Речь пойдет о созда- нии в СССР противоспутниковой сис- темы авиационного базирования - авиационно-ракетного комплекса пе- рехвата 30П6 - на базе самолета-носи- теля МиГ-31Д. Трудность заключается в том, что по этой теме очень мало до- кументальной информации - до недав- него времени она была одной из самых больших тайн последних лет существо- вания СССР. Программа создания про- тивоспутниковой системы на базе пе- рехватчика МиГ-31Д являлась настоль- ко секретной, что даже согласно со- ставленной к 60-летию ОКБ Микояна наиболее полной «официальной» исто- рии прославленной фирмы такого са- молета... просто не существует! Как будто и не было такого проекта вовсе! Сегодня уже можно найти немало пуб- ликаций по проекту МиГ-31Д, преиму- щественно в интернете. Однако все ис- точники в один голос говорят о том, что: «Работы по подготовке к проведению испытаний системы ПКО 30П6 против низкоорбитальных ИСЗ были развер- нуты на полигоне [Сары-Шаган] еще в 1985 г. <...> [Однако] завершить испы- тания не удалось: в конце 1991 г. Сове- тский Союз прекратил свое существо- вание, и оба МиГ-31Д были законсер- вированы в одном из ангаров аэродро- ма полигона Сары-Шаган (45°49’с.ш, 73° 38’ в. д.) вблизи г. Приозерск»1. Прочие источники также утверждают, что программа испытаний была приос- тановлена на самой ранней стадии, при- водя, кроме политической, и техничес- кие причины. Например, интернет-сайт «Уголок неба»1 2 свидетельствует: «Программа испытаний продолжа- лась несколько лет, но была приоста- новлена в начале 1990-х годов из-за неясной ситуации с появлением но- вой ракеты». Та же мысль высказывается на ин- тернет-сайте «Настоящие сверхзвуко- вые»3. Другими словами, самолет-носи- тель был создан, облетан, но испытания системы были приостановлены из-за проблем с ракетой класса «воздух-кос- мос». Такова общепринятая на сегод- няшний день публичная точка зрения. Однако опытный читатель, заставший советский период и научившийся читать между строк, обязательно обратит вни- мание на многозначительную фразу из уже цитировавшейся монографии: «Интенсивные работы по разверты- ванию и испытанию средств системы 30П6 велись вплоть до 1995 г., и в це- лом получены ценные результаты». Отсюда можно сделать вывод, что, во- первых, работы не закончились с рас- падом СССР, а велись на территории уже суверенного Казахстана еще четы- ре года. А во-вторых, что же это были за «ценные результаты»? Достоверно выяс- нить это можно только двумя способа- ми: либо познакомиться с документами (но они недоступны), либо встретиться с очевидцами, а еще лучше - с непосред- ственными участниками событий. Правда, в последнем случае нужно учи- тывать субъективный фактор - рас- сказчик может что-то подзабыть, иска- зить, прибавить от себя, ну и, конечно, сказать далеко не все. Но вот как раз с непосредственными участниками испытаний МиГ-31Д од- ному из авторов (В. Л.) крупно повезло: в январе 2007 г., в процессе работы над телефильмом «Космическая Спираль» сериала «Ударная сила» по заказу «Пер- вого канала» ему удалось встретиться с уже знакомыми нам Валерием Мениц- ким и Петром Остапенко. В ходе много- часовых бесед выяснилось, что Вале- рий Меницкий, будучи шеф-пилотом ОКБ имени А. И. Микояна, был также и ведущим-летчиком-испытателем по программе МиГ-31Д. А Петр Остапен- ко, уже списанный с летной работы после тяжелой травмы, полученной в результате катапультирования в слож- нейших условиях (на предельно низкой высоте), был руководителем полетов по программе 30П6 на полигоне Сары- Шаган. Их рассказы4, снятые на каме- ру, проливают новый свет на ход вы- полнения и состояние работ по 30П6 к моменту прекращения программы. Наше дальнейшее изложение исто- рии испытаний МиГ-31Д - это литера- турная обработка рассказов заслужен- ных летчиков-испытателей. Сразу ого- воримся - и В. Е. Меницкий, и П. М. Ос- тапенко знали, что перед ними съемоч- ная группа и журналисты, не имеющие форм допуска к секретной информа- ции, и все ими сказанное может напря- мую пойти в эфир «Первого канала». Суть воспоминаний летчиков сводит- ся к тому, что испытания не были при- остановлены на начальной стадии из-за «неясностей с ракетой» и уже после рас- пада СССР ракета «воздух-космос», за- пущенная с модернизированного перех- ватчика МиГ-31Д над полигоном Сары- Шаган в районе озера Балхаш в Казах- стане, прошла на заданном минималь- ном расстоянии от спутника-мишени. Ракета не была оснащена боевой частью, и программой ее полета не предусматривалось прямое попадание в спутник, поэтому в заданный момент на ракете сработала система самолик- видации, но параметры взаимного сближения ракеты и спутника-мише- ни однозначно свидетельствовали об успехе испытания. В первом пуске космической ракеты МиГ-31Д пилотировал шеф-пилот ОКБ имени А. И. Микояна Валерий Мениц- кий. Вторым летчиком-испытателем по программе МиГ-31Д В. Е. Меницкий назначил Авиарда Фастовца. На плечи именно этих двух летчиков-испытате- лей легла вся тяжесть и ответствен- ность выполнения большинства испы- тательных пусков советской противос- путниковой системы авиационного ба- зирования. Но сначала - немного истории. Толчком к отечественным разработ- кам стали проводимые в США с 1977 г. работы по созданию авиационно-ракет- ного комплекса перехвата на базе мо- дернизированного истребителя F-15 и двухступенчатой твердотопливной ра- кеты ASAT. Ракета весом около 1,2 т, об- щей длиной 6,1 м и максимальным диа- метром корпуса 50 см подвешивалась под фюзеляжем самолета и после отде- ления от самолета-носителя на высотах 15-19 км выводила в космос высокома- невренный малогабаритный перехват- чик весом 15,4 кг, который при длине 460 мм и диаметре около 300 мм должен был поражать цель прямым попадани- 1 Монография «Оружие противоракетной обороны России: героическая эпопея создания оборонной триады и первопроходцы - создатели и испытатели» - М., 2006; цитируется по http://www.airwar.ru/enc/other/mig31 i.html. 2 http://www. airwar. ru/enc/other/mig31 d.html 3 http://www. testpilot, ru/russia/mikoyan/mig/31/d/mig31 d. htm 4 Аудиозапись 9-минутного фрагмента воспоминаний В. Е. Меницкого опубликована 17.01.2008 (на следующий день после кончины Валерия Евгеньевича) на интернет-сайте www.buran.ru/htm/news.htm. 445
Космические крылья ем. Летные испытания системы ASAT начались в начале 1984 г. на Западном ракетном полигоне США, и уже в треть- ем пуске 13 сентября 1985 г. ракета «SRAM-Altair», запущенная с истребите- ля F-15 над Калифорнией, уничтожила американский спутник Solwind на вы- соте 450 км. Дальнейшими оператив- ными планами предусматривалось раз- вертывание 56 самолетов-носителей F-15 и 112 ракет с постановкой на боевое дежурство уже в 1987 г., причем для соз- дания глобальной противоспутниковой системы помимо баз на континенталь- ной части США комплексы планирова- лось разместить в Новой Зеландии и на Фолклендских (Мальвинских) островах. Разумеется, Советский Союз не мог безучастно смотреть на испытания сис- темы ASAT, и в 1985 году в ОКБ Микоя- на развернулись работы по аналогич- ной отечественной программе. К 1987 г. под новый состав вооружения было до- работано два самолета МиГ-31. Первый самолет получил бортовой номер 071, второй - 072, а вся тема - обозначение МиГ-31Д. Каждому самолету предстоя- ло нести одну большую 6-метровую ра- кету (разработки КБ «Вымпел») на цент- ральном выдвигающемся подфюзеляж- ном пилоне, и вся система управления вооружением и бортовой пилотажно- навигационный комплекс были пол- ностью переделаны под нее. Самолеты 071 и 072 как прототипы самолетов-но- сителей будущей противоспутниковой системы не имели радиолокационной станции, вместо которой для сохране- ния центровки в носовой части (перед пилотской кабиной) стоял 200-килогра- мовый весовой груз-эквивалент. Радио- прозрачный носовой обтекатель заме- нили на цельнометаллический, а ниши узлов снятых авиационных катапульт- ных устройств (АКУ) для ракет Р-33 класса «воздух-воздух» зашили наклад- ками. Для увеличения путевой устойчи- вости в полете при подвеске на внеш- нем пилоне большой ракеты оба МиГ- 31Д оснастили наплывом и большими треугольными плоскостями на концах крыла («ластами»), подобными тем, что 25 лет назад стояли на прототипе Миг- 2511 и планировались на Е-155Н. С ни- ми МиГ-31Д стал немного похож на ги- перзвуковой самолет-разгонщик «Спи- рали» с его килями на концах крыла. Летные испытания МиГ-31Д нача- лись в Жуковском на машине №071. В первом полете (17 января 1987 г.) само- лет пилотировал экипаж в составе Ави- арда Фастовца и штурмана-испытате- ля Леонида Попова. Спустя год был го- тов и второй опытный самолет (№072), впервые облетанный 28 апреля 1988 г. Анатолием Квочуром и Леонидом По- ▲ МиГ-31Д, изделие №072 повым. Вот как вспоминал1 о первых полетах В. Е. Меницкий: «Полеты проходили в Жуковском, ле- тали только ночью, чтобы нас не виде- ли американские оптические спутни- ки-разведчики. Причем окно для ноч- ных полетов выбиралось таким обра- зом, чтобы над нами не пролетали и спутники радиоэлектронной разведки. Таких ночей получалось не больше двух в неделю. Степень секретности была такая, какой не было на других, полностью закрытых темах, мы летали так, как не летал ни один другой само- лет в ЛИИ: наш самолет под чехлом вы- водили из ангара, и вся предполетная подготовка проводилась на зачехлен- ном самолете, при очень ограничен- ном пространстве для доступа. Программа с самого начала, а это на- чалось примерно в 1985-1986 годах, шла очень интенсивно, максимально эффективно с учетом того летного вре- мени, которое мы могли использовать, - не более двух ночей в неделю. Более то- го, когда нам было нужно по программе, для нас “открывали” отдельную ночь1 2. И это при том, что во время наших поле- тов не разрешалось летать никому, больше ни один самолет вообще не ле- тал! Мы были в воздухе одни. Это было, конечно, большое напряжение для ЛИИ, поэтому мы старались подгадать время, когда ночные полеты заканчивались, - тут мы и выруливали на полосу. В полете, двигаясь по заданной тра- ектории, на высоте примерно 15-16 км мы должны были в определенном нап- равлении разогнать машину, и, сделав горку с требуемыми параметрами, пус- тить ракету. Эти параметры мы подобрали и ис- следовали в первых полетах, и потом они задавались очень жестко. Пуск ра- кеты происходил на скорости М=2,2 и угле тангажа около 18° при перегрузке, равной 1. Важно было выдержать угол тангажа, потому что если переберешь - не выйдешь на нужную высоту, недобе- решь - выйдешь на большую скорость и тоже не попадешь в заданную траекто- рию. Сначала траекторию отрабатыва- ли вручную, а потом мы заводили в на- вигационный комплекс выход на нуж- ную траекторию и дальше летали пол- ностью на автомате, который выполнял все необходимое маневрирование». Методика испытаний заключалась в следующем. Перед каждым полетом в памяти бортового компьютера самоле- та создавался образ цели, так называе- мая зеркальная цель, на которую и на- водилась ракета-перехватчик. Так как параметры движения зеркальной цели были заранее известны, то предвари- тельно рассчитывалась и оптимальная «зеркальная» траектория полета раке- ты. После пуска система наведения ве- ла ракету по расчетной траектории, определяемой компьютером ракеты в реальном режиме времени в зависи- мости от текущих параметров взаим- ного движения ракеты и зеркальной цели. Полет продолжался до заданной расчетной точки в космическом прост- ранстве, в которой ракета самоликви- дировалась Точность наведения раке- ты на цель определялась величиной отклонений фактической траектории полета ракеты от «зеркальной». После отработки методики испыта- ний в подмосковном Жуковском к по- летам был подключен летчик-испыта- тель Токтар Аубакиров, который затем вместе с Авиардом Фастовцом продол- жил испытания первой машины (№071) на полигоне Сары-Шаган в Ка- захстане. Там же к ним присоединился и Анатолий Квочур на второй машине. Инструментальные средства полигона позволяли наводить ракету-перехват- чик на реальные цели в космосе, одна- ко до фактического перехвата спутни- ков дело так и не дошло. Вот как об испытаниях на полигоне в Сары-Шагане вспоминал Петр Ос- тапенко: «МиГ-31Д - это современный и нахо- дящийся на вооружении перехватчик. На нем в то время ставились ракеты, которые могли сбивать спутники. Про- водилась подготовка к таким полетам, производились и сами полеты по за- данным маршрутам с пусками ракет, но по спутникам мы так и не работали. После пуска ракета не обязательно должна была попасть в спутник: ей бы- ло достаточно пройти вблизи спутника на таком расстоянии, чтобы при взры- ве этой ракеты спутник был бы выве- ден из строя (уничтожен). Во время испытаний на Балхаше я как раз был руководителем полетов. На- до было взлететь, набрать заданную вы- соту в определенное время в зоне пуска. Выбранное время пуска определялось моментом, когда спутник-цель должен быть на нужном для его поражения рас- стоянии. Перед каждым вылетом вы- полнялся большой объем специальных расчетов. Сначала включались боль- шие РЛС контроля космического прост- ранства, и первая, которая видела спут- 1 Во время первых полетов летчики встретились с неизвестным явлением, понять которое так и не удалось. На высотах 8-14 км в диапазоне скоростей М=1,4-1,8 на самолет налетали светящиеся синим цветом шарики размером 5-8 мм. Они шли на самолет облаком, ударялись в лобовое стекло, как капли, и растекались по фонарю, в то время как новые порции шариков все шли и шли навстречу... В ночном небе эти светящиеся шарики представляли собой феерическое зрелище! Если полеты повторялись один за другим, то повторялось и это явление. Специалистов это весьма озадачило. Сначала думали, что это ионизированные частички облаков, но шарики не исчезали и тогда, когда самолет выходил из зоны облачности. Пришлось выполнить несколько полетов специально для изучения этого явления, которое сначала регулярно повторялось, а потом исчезло. Причину его появления, как и физическую природу, объяснить так и не удалось. 2 Конечно, если это позволяло отсутствие американских спутников. 446
По стопам БОРов ник, передавала данные на следующую РЛС, так они его и сопровождали. За это время летчик должен был взлететь, наб- рать расчетную высоту и выйти в точку пуска ракеты. В полетах самолет-перех- ватчик выходил на высоту до 20 000 м, этого было достаточно. Но до уничтоже- ния реального спутника мы так и не дошли - стреляли болванками. После пуска болванка уходила в космос, и ког- да она попадала в безвоздушное прост- ранство, она разворачивалась поперек вектора скорости и закручивалась. Га- зодинамические рули болванки после определения азимута на цель подправ- ляли ее траекторию, чтобы болванка еще ближе прошла мимо спутника». Техника было полностью отработано и готова, но не хватило политической воли. Вновь предоставим слово В. Е. Ме- ницкому: «Боялись стрелять по реальным це- лям - опасались политических резо- нансов. Было видно, что и хочется, и колется. Наши политики вроде бы уже ушли от того времени, когда мы козы- ряли оружием, но все еще хотелось. Но уже был Горбачев, и его определенное окружение, которое ему советовало: “Не надо так раздражать Соединенные Штаты”. Затем последовала перестрой- ка, немного снизившая темпы испыта- ний, ну а потом началась наша револю- ция, или контрреволюция, не поймешь, которая полностью заморозила эту те- му. И бюджета нормального уже не бы- ло, да и раздвоение работ произошло, потому что вместо СССР возник СНГ, и полигон Сары-Шатан оказался на тер- ритории независимого Казахстана. Всем было уже не до нас...» Всего до прекращения программы МиГ-31Д в первой половине 1990-х го- дов было произведено более ста пусков. Оба МиГ-31Д остались на территории Казахстана, на полигоне Сары-Шатан. Однако это был еще не конец прог- раммы. По информации заместителя генерального конструктора ОКБ имени Микояна А. А. Белосвета, на основе опы- та, накопленного при испытаниях МиГ- 31 Д, микояновцы с 1997 г. начали раз- работку системы выведения на около- земные орбиты небольших космичес- ких аппаратов с помощью переоборудо- ванного перехватчика МиГ-31. Моди- фикация самолета получила обозначе- ние МиГ-31 И, а весь комплекс стал на- зываться «Ишим». Комплекс включает в себя два МиГ-31И, трехступенчатую твердотопливную ракету-носитель раз- работки ОКБ «Вымпел» (ныне - Моско- вский институт теплотехники), подве- шиваемую между мотогондолами само- лета-носителя, и воздушный командно- измерительный комплекс на базе само- лета Ил-76МД. Взлетная масса самоле- та МиГ-31 И с ракетой-носителем РН-С составляет 50 т, дальность полета до точки пуска - 600 км, а параметры точ- ки пуска практически повторяют ана- логичные для МиГ-31Д: высота от 15 до 18 км при скорости 2120-2230 км/ч. В отсеке полезной нагрузки ракеты-носи- теля (длиной 1,4 м и диаметром 0,94 м) можно вывести на круговую орбиту с наклонением 46° до 160 кг полезной нагрузки на высоту 300 км или до 120 кг на высоту 600 км. Максимальный вес спутника, выводимого на низкую орби- ту, - 400 кг. Параметры орбиты выведе- ния могут меняться в широких преде- лах, включая высокие эллиптические, гелиосинхронные, экваториальные, по- лярные, с наклонением до 115° и т. д. В подтверждение сказанного 3 октяб- ря 2005 г. было принято постановление Правительства Республики Казахстан № 989, уточнившее реализуемую в соот- ветствии с Указом Президента Респуб- лики Казахстан №1513 от 25 января 2005 г. Государственную программу «Развитие космической деятельности в Республике Казахстан на 2005-2007 гг.». Раздел 2 указанной Программы «Разви- тие наземной инфраструктуры для за- пуска и управления космическими ап- паратами различного назначения» был дополнен графой 2: «Создать авиацион- ный ракетно-космический комплекс “Ишим” на базе самолета МиГ-31Д». Аналогичная строка была добавлена и в раздел 1 приложения к постановлению Правительства Республики Казахстан № 558 от 3 июня 2005 г. «О государствен- ных закупках работ, имеющих важное стратегическое значение», определяю- щий перечень работ, выполняемых ак- ционерным обществом «Национальная компания “Казкосмос”». Финансовые затраты, связанные с созданием АРКК «Ишим» на базе самолета МиГ-31Д, бы- ли определены постановлением в разме- ре 18 404,4 млн тенге (около 144 млн $). Стоит отметить, что программа «Ишим» не является первой попыткой приспособить МиГ-31 для вывода на ор- биту коммерческих полезных нагрузок. Еще в 1998 г. ОКБ имени А. И. Микояна (ныне Российская самолетостроитель- ная корпорация - РСК «МиГ») вышло с предложением о создании на базе истре- бителя-перехватчика МиГ-31 самолета- носителя МиГ-31 С, способного запус- кать с высоты порядка 17 км на скорости 3000 км/ч ракету-носитель РН-С, кото- рая, в свою очередь, выводила бы на ор- Фото с сайта www.buran.ru биту малые коммерческие космические аппараты массой от 40 до 200 кг. Первый экспериментальный запуск такой раке- ты ожидался уже в 1999-2000 гг. Примерно в то же время группой уче- ных Московского авиационного инсти- тута при поддержке специалистов ОКБ имени А. И. Микояна было предложено использовать самолет-носитель МиГ- 310 для воздушного запуска двух- или трехступенчатой микроракеты-носите- ля «Микрон» с гибридными двигателя- ми, способной выводить на орбиту ма- лые спутники массой до 200 кг. Еще один предлагавшийся вариант применения МиГ-31 С предусматривал использование его в качестве носителя универсального многоцелевого ракето- плана научно-прикладного назначения для суборбитальных полетов, получив- шего название ARS (Aerospace Rally System). Последний предназначался для исследования процессов в верхней ат- мосфере (до 130 км) и в невесомости (продолжительностью до 3 мин), для тренировок экипажей космонавтов, от- работки предпосадочного торможения и посадки, для спортивной программы аэрокосмического ралли (Aerospace Rally) и космического туризма. Он рассчиты- вался на выполнение 200 полетов и вме- щал в себя экипаж из трех человек - пи- лота, штурмана и бортинженера. Сум- марные затраты на разработку, изготов- ление и обеспечение 200 полетов на двух ракетопланах (с учетом страхования) оценивались инициаторами проекта в 12 млн $. В случае изготовления двух летных образцов стоимость одного поле- та могла составить всего 50 тыс. $, а се- бестоимость выведения 1 кг полезной нагрузки на низкую орбиту с произволь- ным углом наклонения - 3000-3600 $. Следующий проект космического ис- пользования МиГ-31 был предложен за- падноевропейским концерном EADS. В ходе авиасалона МАКС-2003 22 августа 2003 г. РСК «МиГ» и концерн EADS под- писали соглашение о намерениях по созданию на базе перехватчика МиГ-31 летательного аппарата для суборби- тальных полетов. «Совместно с EADS мы 447
Космические крылья изучаем возможность развития турис- тического бизнеса в околокосмическом пространстве. Этот проект планируется реализовать на базе перехватчика МиГ- 31», - сообщил тогда советник генераль- ного директора РСК «МиГ» Анатолий Ли- ходедов. По его словам, в проекте пред- полагалось задействовать средства «од- ного инвестора из арабского мира», пе- реговоры с которым планировалось про- вести в октябре 2003 г. Совместный про- ект РСК «МиГ» и EADS, получивший наз- вание «МиГ-бас», предусматривал воз- можность выполнения суборбитального полета сразу 12 космических туристов. Они должны были находиться в специ- альной капсуле, поднимаемой в небо са- молетом МиГ-31. Ориентировочная сто- имость полета одного человека на этом летательном аппарате могла составить примерно 20-25 тыс. $. В дальнейшем EADS и РСК «МиГ» предполагали перей- ти к разработке на базе МиГ-31 системы вывода на орбиту малых коммерческих космических аппаратов. Однако ни одному из проектов пока не суждено было осуществиться, т.к. найти инвестора не удалось ни РСК «МиГ», ни специалистам МАИ, ни даже бизнесменам из EADS. Так продолжа- лось до подключения к проекту косми- ческого МиГ-31 крайне заинтересо- ванного в развитии своей космической индустрии Казахстана. Как видим, ОКБ имени А. И. Микояна снова повто- рило свой путь 30-летней давности - от противоспутниковой системы к систе- ме выведения на орбиту. Однако только запуском космичес- ких аппаратов возможности «Ишима» не исчерпываются - он является на- глядным примером системы двойного назначения. Вот слова В.Е. Меницкого: «Недавно договорились с Назарбае- вым, [Президентом Казахстана], чтобы снова реанимировать эту работу, но на новом технологическом уровне. Если раньше ракета была громоздкой, тяже- лой, а ее энергетические параметры были далеко не блестящими, уровень технологий, особенно элементная база навигационного комплекса, была на достаточно примитивном уровне, из-за чего мы были привязаны к Балхашу (Сары-Шаган) и к Крыму, то сейчас мы имеем хорошую, компактную твердо- топливную ракету с отличной системой управления, позволяющую полностью использовать возможности самолета, не привязываясь к аэродрому или к трас- сам спутника-мишени. Конечно, место- положение аэродрома играет свою роль, но не в той степени, как раньше. Можно взлетать из Подмосковья или из Сочи, Твери или Караганды, фактически с лю- бого аэродрома, и без труда поразить спутник. Навигационный комплекс рассчитает требуемую траекторию по- лета для выхода в плоскость орбиты спутника, а система наведения ракеты сделает все остальное». Эти возможности подтверждаются открытыми документами по комплексу «Ишим», впервые публично представ- ленном перед потенциальными заказ- чиками на выставке «Asian Aerospace 2006» в Сингапуре. Согласно реклам- ным буклетам, «параметры орбиты вы- ведения могут меняться в широких пре- делах, включая высокие эллиптичес- кие, гелиосинхронные, экваториаль- ные, полярные, с наклонением до 115° и прочие. Предлагается использование комплекса “Ишим” с территории госу- дарства-заказчика при базировании самолета на аэродроме первого класса». Рекламные документы позволяют су- дить и о новой PH «Ишим», имеющей массу 10 300 кг, длину 10,76 м и диаметр корпуса 1,34 м. Все три ступени ракеты снабжаются работающими на нетоксич- ных компонентах твердотопливными ракетными двигателями, В хвостовой части ракеты располагаются раскрыва- ющиеся рули решетчатого типа (помни- те диплом Юрия Гагарина?). Размещен- ный под головным обтекателем в носо- вой части ракеты отсек полезной нагруз- ки имеет длину 1,4 м и диаметр 0,94 м. Сейчас, зная все перипетии истории, можно уверенно сказать, что сегодняш- ний проект комплекса «Ишим» тоже яв- ляется частью наследия «Спирали». Но «спиральный» злой рок дал знать о себе и на этот раз: летом 2007 г. космичес- кое агентство Казахстана в односторон- нем порядке свернуло сотрудничество с Россией по проекту «Ишим», сославшись на сложности с финансированием и не- определенность с коммерческими перс- пективами использования «Ишима». Теперь конец?1 Чтобы не заканчивать наш рассказ о «Спирали» на грустной ноте, выска- жем не совсем серьезную, а точнее, совсем несерьезную мысль о приори- тете гиперзвукового самолета-разгон- щика Г. Е. Лозино-Лозинского совер- шенно в другой области - в фантасти- ческом космическом кинематографе. При первом просмотре первого «эпи- зода» знаменитой киноэпопеи Джорд- жа Лукаса (George Lucas) «Звездные войны» (Star Wars), у авторов часто воз- никало дежавю, т. е. казалось, что где- то что-то подобное уже встречалось... И верно! Сравним гиперзвуковой са- молет-разгонщик «Спирали» и косми- ческую королевскую яхту принцессы с планеты Набу из первого фильма «Скрытая угроза» (The Phantom Menace) космической саги. Только сейчас, пос- ле детального знакомства с аванпроек- том «Спирали», пришла пора наконец- то восстановить наши приоритеты хо- тя бы в рамках одной «далекой-преда- лекой галактики». Взгляните внимательно: чем этот фантастический аппарат, построен- ный в подмосковной Дубне и летавший над волжскими степями в 1970-х го- дах, не подходит герою «Звездных войн», отважному Люку Скайуокеру?! История «Спирали» закончилась - наступила эпоха «Бурана». Об этом - в следующей книге. 1 По данным newsru.com от 20.05.2009, в середине мая в Министерстве обороны России под председательством министра прошло совещание по проблемам воздушно-космической обороны. В ходе обсуждения «...зашла речь о высотном авиационно-космическом комплексе на базе МиГ-31, работы по которому велись еще в советское время. Прозвучало предложение вернуться к этой идее и начать восстановительные работы». Из дальнейшего повествования следует, что это «...мнение было поддержано участниками диалога». 448
Глава 22 НЕРАСКРУЧЕННАЯ Система «Спираль», рассказ о ко- торой завершает повествование о развитии авиационно-космичес- ких систем первого поколения, воб- рала в себя весь технический потен- циал аэрокосмических технологий 1960-х годов. Работы по пилотируемой АКС «Спи- раль» проводились в ОКБ-155 А. И. Ми- кояна в соответствии с пятилетним Тематическим планом ВВС по орби- тальным и гиперзвуковым самоле- там1. Система должна была состоять из гиперзвукового самолета-разгон- щика и военного орбитального само- лета с ракетным ускорителем. Предус- матривался горизонтальный старт с использованием разгонной тележки; вывод в точку пуска и предваритель- ный разгон до необходимой скорости осуществляли двигатели самолета- разгонщика. На необходимой высоте орбитальный самолет отделялся; даль- нейший разгон и выход на низкую околоземную орбиту происходил с по- мощью ракетных двигателей двухсту- пенчатого ускорителя. ОКБ-155 предлагало несколько ва- риантов применения боевого одноме- стного орбитального самолета: в каче- стве дневного фоторазведчика, ради- олокационного разведчика, инспекто- ра и перехватчика космических целей или ударного самолета с ракетой класса «космос-Земля». Основная за- дача полета должна была выполнять- ся в течение двух-трех витков на очень низких опорных орбитах в ши- роком диапазоне наклонений. Энерге- тические возможности бортовой дви- гательной установки предусматрива- ли изменение наклонения орбиты в довольно широких диапазонах. Пе- рехватчик также был способен выпол- нить комбинированный маневр - од- новременное изменение наклонения и высоты орбиты. После выполнения задачи орбиталь- ный самолет должен был сходить с ор- биты по траектории планирующего спуска в атмосфере с использованием аэродинамического маневра и совер- шать посадку на заданном аэродроме. Привод к аэродрому и посадка предус- матривалась с использованием турбо- реактивного двигателя. Таким образом, перед коллективом ОКБ-155 стояла комплексная задача создания сложной боевой системы, которая благодаря особенностям за- ложенных конструктивных решений и выбранной схеме самолетного стар- та позволяла реализовать принципи- ально новые свойства для средств вы- ведения: - вывод на орбиту полезного груза, составляющего по весу 9% и более от взлетной массы системы; - уменьшение удельной стоимости выведения полезного груза на орбиту в 3.0-3.5 раза по сравнению с ракетны- ми комплексами на тех же компонен- тах топлива; - вывод космических аппаратов в широком диапазоне направлений и возможность быстрого перенацелива- ния со сменой необходимого параллак- са за счет возможностей самолета-раз- гонщика; - самостоятельное перебазирова- ние самолета-разгонщика; - сведение к минимуму потребного количества аэродромов; - быстрый вывод боевого орби- тального самолета в любой пункт зем- ного шара; - эффективное маневрирование ор- битального самолета не только в кос- мосе, но и на этапе спуска и посадки; - самолетная посадка ночью и в сложных метеоусловиях на заданный или выбранный экипажем аэродром с любого из трех витков рабочей орбиты. Уже на этапе аванпроекта разработ- чики предусматривали пути дальней- шего совершенствования системы. В первую очередь - за счет создания многоразового ракетного ускорителя, что позволяло в перспективе создать полностью многоразовый комплекс. Они надеялись, что особенности сис- темы обеспечат экономическую целе- сообразность ее применения для опе- ративного решения военных задач и эффективное использование около- земного космического пространства в военных целях. Для натурной отработки конструк- ции и основных систем, которые в дальнейшем должны были приме- няться на боевых самолетах, в аван- проекте был детально проработан экс- периментальный многоразовый одно- местный орбитальный аппарат, кото- рый с целью ускорения работ, не до- жидаясь разработки самолета-раз- гонщика, должен был выводиться на орбиту с помощью ракеты-носителя «Союз», и аналог-демонстратор орби- тального самолета, запускаемый с са- молета-носителя Ту-95. После разработки аванпроекта сис- темы для исследования характерис- тик устойчивости и управляемости на разных этапах полета и оценки теплозащиты из высокопрочных жа- ростойких материалов были построе- ны и запущены по суборбитальным траекториям беспилотные малораз- мерные масштабные летающие моде- ли - аналоги орбитального самолета. Для определения посадочных харак- теристик при полетах на дозвуковой скорости с имитацией атмосферного участка захода на посадку при возв- ращении с орбиты был построен и ис- пытан полноразмерный пилотируе- мый аналог орбитального самолета. Также был выполнен очень большой объем проектных и опытно-конструк- торских работ. Помимо основного разработчика - ОКБ-155 и его Дубненского филиала - в проекте были задействованы коллек- тивы ряда других конструкторских бю- ро и научно-исследовательских инсти- тутов - традиционных смежников фир- мы А. И. Микояна: - по экспериментальной аэродина- мике, экспериментальным исследова- ниям теплообмена, динамике и идео- логии системы управления - ЦАГИ имени Н. Е. Жуковского; 1 Можно смело предположить, что работы над «Спиралью» в ОКБ А. И. Микояна начались задолго до известного приказа министра авиационной промышленности № 184сс от 30 июля 1965 г. Косвенным подтверждением этому может служить майский номер журнала «Авиация и космонавтика» за 1961 г, который был подписан в печать еще до полета Юрия Гагарина. В этом журнале был опубликован большой материал генерального конструктора А. И. Микояна о перспективах развития реактивной авиации. В частности, Артем Иванович упомянул о... космическом самолете! По замыслу автора летательный аппарат, названный «космолетом», должен был совершать полеты в космос и, выполнив задачи на околоземной орбите, приземляться в любом районе Земли. 449
Космические крылья - по экспериментальным исследо- ваниям теплопередачи, теплообме- на, динамике и управления крупно- масштабных моделей - ЛИИ имени М.М. Громова; - по разработке двигателей и инже- нерных методов теплообмена - Науч- но-исследовательский институт тепло- вых процессов (НИИ ТП) и Централь- ный институт авиационного моторост- роения (ЦИАМ); - по определению эффективности применения - Научно-исследовательс- Фото из архива В. Лукашевича ▲ Маршал Советского Союза Дмитрий Федорович Устинов кий институт авиационных систем (НИИАС); - в проектировании и создании системы навигации и управления - Московский институт электромехани- ки и автоматики (МИЭА) совместно с НИИАС (вывод и исследование урав- нений для вычисления фазовых коор- динат), ОКБ Московского энергети- ческого института (МЭИ, проектиро- вание радиовертикали-высотомера), ВВИА имени Н. Е. Жуковского в сот- рудничестве с ЦПК, Рижским высшим военным авиационным училищем (РВВАИУ) и Даугавпилским высшим военным авиационным училищем (ДВВАИУ) по работам над созданием резервной навигационной системы; - по разработке радиосистемы на- вигации и обеспечения посадки - Все- союзный научно-исследовательский институт радиоаппаратуры (ВНИИРА); - по системе траекторного управле- ния - Раменское приборостроительное конструкторское бюро (РПКБ); - по системе отображения инфор- мации - Специальное конструкторское бюро ЛИИ имени М. М. Громова; - по автономной рулевой системе - Павловский машиностроительный за- вод (ПМЗ) «Восход»; - по высотомерам - Уральское прое- ктно-конструкторское бюро (УПКБ) «Деталь»; - по двигателям газодинамического управления - Тураевское машиностро- ительное конструкторское бюро (ТМКБ) «Союз». Всего в состав сложившейся коопе- рации вошло более 60 предприятий и организаций. Однако, не смотря на затраченные усилия, реально проект «Спираль» был реализован лишь частично. Ни один из намеченных этапов широкой прог- раммы доведен до конца не был. Кроме дозвукового аналога, который совер- шил сравнительное небольшое число экспериментальных полетов, заверша- лось создание сверхзвукового и готови- лось производство агрегатов для изго- товления гиперзвукового самолета- аналога. Работы по гиперзвуковому са- молету-разгонщику и двухступенчато- му ракетному блоку1 не вышли из ста- дии предэскизных проработок. Отрас- левые институты проводили исследо- вания в рамках создания двигательной установки самолета-разгонщика, но о выполнении масштабных эксперимен- тальных работ с выходом на стендовые испытания прототипов двигателей ни- чего не известно. Так почему же столь перспективная, на первый взгляд, тема не получила развития? При ответе на этот вопрос невозможно обойтись единственной причиной - их было много. При знакомстве с немногочисленны- ми свидетельствами очевидцев, участ- ников событий и анализе доступных материалов постоянно приходится сталкиваться с обвинениями в адрес военно-политического руководства страны в недальновидности и зажиме авиационной составляющей космо- навтики. Дескать, министр обороны маршал А. А. Гречко в начале 1970-х го- дов, не разобравшись, все перечерк- нул, а секретарь ЦК КПСС Д.Ф. Усти- нов впоследствии, мол, «перетянув оде- яло» на своих любимых ракетчиков, не дал денег... А все вместе проявили «...неумение предвидеть перспективы развития техники, безоглядную ориен- тацию на чужой опыт в ущерб здраво- му смыслу!». Но, на наш взгляд, объяснять за- крытие программы непониманием А. А. Цэечко или политическими амби- циями Д. Ф. Устинова, равно как тре- ниями между МАПом и МОМом - зна- чит существенно упрощать проблему. Начнем с того, что официальной, то есть оформленной совместным Поста- новлением Совмина СССР и ЦК КПСС, ▲ Маршал Советского Союза Андрей Антонович Гречко на параде РИА «Новости> поддержки «Спираль» никогда не име- ла. Есть отдельные свидетельства того, что тема была открыта в соответствии с официальным постановлением1 2, но номера и даты выхода документа ник- то из участников работ назвать не мо- жет, а архивы по этой теме для авторов остались недоступны. «Отринув эмоции и чувства», можно предположить следующее. Поскольку соответствующего Постановления не было, значит, программа официально... не рождалась и не умирала! Все работы по проекту АКС велись по инициативе ОКБ-155 силами головного предприя- тия и кооперации при поддержке двух ведомств - ВВС и МАП. По-видимому, несмотря на все усилия руководства предприятия, а также некоторых высо- копоставленных военных и представи- телей Минавиапрома, убедить высшее военно-политическое страны в необхо- 1 А. И. Микоян планировал привлечь к проектированию ракетного блока ОКБ-1 (под руководством С. П. Королева, позднее - В. П. Мишина) или ОКБ-52 (В. Н. Челомея). Однако в архивах этих предприятий не найдено никаких документов о работах в данном направлении. 2 В качестве примера приведем выдержку из заметки «ОАО «Климов»: осваиваем космос», опубликованной к газете «Воздушный флот» 12 апреля 2007 г. (автор заметки не указан): «Официально создание воздушно-космической системы «Спираль» было поручено ОКБ А. И. Микояна Приказом МАП от 30 июля 1965 г. В конце 1965 г. вышло постановление ЦК КПСС и СМ СССР о создании воздушно-орбитальной системы [выделено нами - Авт.] - экспериментального комплекса пилотируемого орбитального самолета «Спираль». Но вот свидетельство самого авторитетного участника описываемых событий - Германа Титова, приведенное в статье Николая Домбковского «Проект Спираль», (газета «Транспорт России» от 7апреля 2008 г.): «Я принимал участие в подготовке постановления ЦК и Совета министров, когда работа Артема Ивановича подходила к завершающему этапу Поэтому попытаюсь внести некоторую ясность. Был подготовлен проект постановления по “Спирали”. Помню, пришли мы к министру общего машиностроения Афанасьеву. Он прочитал нашу записку и сказал, что согласен, предложил только дописать, что “Спираль” будет использоваться как транспортное средство для снабжения орбитальных станций. Дописали. Потом министр авиационной промышленности 450
димости и преимуществах «Спирали» не удалось. Правда, поддержка мини- стра авиационной промышленности П. В. Дементьева была, но она выгляде- ла, прямо скажем, странновато: проби- вать тему «наверху» он поначалу отка- зался, а впоследствии пытался исполь- зовать проект в интересах своего ведом- ства и в пику «космическому» министер- ству общего машиностроения. Следствием отсутствия официально- го одобрения программы стало то, что она неизбежно столкнулась с проблема- ми финансирования и выделения необ- ходимых ресурсов, так называемых «фондов» (на металлы, оборудование, на использование полигонов и средств инфраструктуры других министерств и ведомств и т. п.), без которых в условиях плановой экономики СССР деньги были бесполезны. Без этих фондов даже о полноценном опытном производстве говорить было трудно. Естественно, что при таком положении дел проект фи- нансировался в качестве одной из мно- гочисленных НИОКР. Да и денег выделялось мало, либо они «отщипывались» от других программ ОКБ-155, из-за чего работы велись «ку- луарно», силами головного предприя- тия (позднее, с 1976 г., к проекту «фа- культативно» подключилось НПО «Мол- ния»), сроки реализации этапов растя- нулись на полтора десятилетия. Об «ос- таточном принципе» говорит и тот факт, что летные испытания дозвукового ана- лога «Спирали» проводились достаточ- но долго; при этом было выполнено лишь малое число полетов (считанные единицы). Для сравнения: число поле- тов американских аппаратов с несущим корпусом, аналогичных по схеме отече- ственному ОС, исчислялось сотнями. Летчики, участвовавшие в испытаниях ЭПОСа, обычно упоминают, что «ждали погоды». Очень странно - судя по запи- сям в их летных книжках, параллельно они выполняли во много раз больше ра- бот по другим ЛА: летали и на испыта- ния высокоточного оружия, и по другим проектам и темам. Это говорит о том, что «окна» для полетов выбирали тогда, когда задачи по основным программам уже были выполнены, и оставались топ- ливо, время и люди на проведение экс- периментов по «Спирали». В этих условиях реализация проек- та, заметим, крайне сложного даже по меркам нашего времени, была крайне затруднена. Между тем технические трудности сами по себе могли стать од- ной из главных причин неудачи про- граммы. Каждая из технических проб- лем, которые вставали перед разработ- чиками, могла быть решена в той или иной степени, но вместе их оказалось слишком много, и они сделали «Спи- раль» весьма рисковым проектом... Остановимся на этом подробнее. Концептуальный замысел системы, состоящей из гиперзвукового самоле- та-разгонщика (ГСР), двухступенча- того ракетного ускорителя и орби- тального самолета (ОС), представлял- ся вполне здравым. Такая схема деле- ния позволяла «развязать» компонен- ты, обеспечивая большую гибкость системы и упрощало её модерниза- цию. К примеру, без какой-либо пере- делки, ускоритель мог быть заменен аэробаллистической ракетой боль- шой дальности, либо ракетой-носите- лем на иных компонентах топлива. Соответственно, вместо ОС мог ис- пользоваться другой «полезный» груз. Однако каждый из элементов систе- мы являлся абсолютно новым издели- ем с высокой степенью технического риска. Даже и сегодня техническая сложность ГСР ставит задачу его соз- дания на грань реализуемости, пос- кольку не решены многие вопросы ги- перзвуковой аэродинамики, теплопе- редачи и, самое главное, создания на- дежной многоразовой двигательной установки для гиперзвукового полета и ее интеграции с планером самолета- разгонщика. Основная же проблема ОС - создание многоразовой металли- ческой «горячей» теплозащиты с необ- ходимым ресурсом по кратности при- менения - так и не была решена до конца, и на «Буране» от её использова- ния отказались в пользу керамичес- ких плиток. Что касается ракетного ускорителя с ЖРД, то это, как говориться, «отдель- ная песня». Его конструкция, на пер- вый взгляд, весьма рациональна. Но... Известно, что в настоящее время един- ственной авиационно-космической системой с воздушным стартом явля- ется американская крылатая PH легко- го класса Pegasus, которая может стар- товать с борта дозвуковых самолетов- Нераскрученная «Спираль» носителей В-52 или L-1011. Воздуш- ный пуск сопряжен с выходом ракеты на большие углы атаки, что влечет за собой возникновение довольно боль- ших аэродинамических нагрузок. Твер- дотопливным ракетам это не страшно, их прочные корпуса рассчитаны на внутреннее давление в 50-60 атм. Ес- тественно, потери в массе ПГ, вызван- ные переходом к воздушному старту за счет утяжеления конструкции, для твердотопливных PH минимальны. Совсем другое дело ракеты на жидком топливе. Они весьма чувствительны к поперечным ветровым и аэродинами- ческим нагрузкам (недаром все жидко- стные носители стартуют вертикаль- но). Для баков с жидким топливом го- ризонтальное расположение (исходная позиция перед взлетом самолета-носи- теля в случае воздушного старта) при действии поперечных перегрузок - один из наихудших видов нагружения. Соответственно, топливные баки на ракетах воздушного старта нуждаются в упрочнении, а их масса будет доволь- но высока. Кроме того, наличие жид- костей в полостях требует принятия специальных мер по демпфированию колебаний в полете. В противном слу- чае, возможна потеря устойчивости системы. Тем не менее создание многоступен- чатого жидкостного ракетного блока не является технически неразреши- мой задачей. В качестве примера мож- но привести трехступенчатую жидко- стную PH «Бурлак» стартовой массой 20 т, которую в начале 1990-х годов предполагалось запускать со сверхзву- кового бомбардировщика Ту-160 \ или современный проект «Воздушный старт» с пуском двухступенчатой ракеты «По- лет» стартовой массы 100 т с борта са- молета-носителя Ан-124-100. Но более всего вызывает сомнения выбор компонентов топлива для ракет- ного ускорителя «Спирали». Понятно, что проектанты были зажаты весовы- ми лимитами и предпочли самые энер- гоемкие компоненты. Сейчас пред- ставляется, что именно этот выбор и поставил крест на варианте с самоле- том-разгонщиком. С трудом можно представить себе штатную эксплуата- цию - пусть даже на очень хорошем аэродроме - системы, содержащей в своем составе десятки тонн криогенно- Дементьев поставил свою визу. Но когда дело дошло до Министерства обороны и документы представили маршалу Гречко, то он написал: “Это фантастика”. И тема была закрыта». Наиболее достоверным свидетелем в истории с правительственным постановлением по «Спирали» является генерал-полковник авиации Николай Каманин, являвшийся помощником главнокомандующего Военно-воздушными силами по вопросам космонавтики. В своих дневниках он отмечает, что он со своими подчиненными в 1969 году подготовил проект постановления по «Спирали». Предполагалось, что проект попадет на подпись к семи министрам и командующим родами войск, но к апрелю 1970 года лишь четыре из них поставили свою подпись. Задержка была вызвана конфликтом, который возник между С. А. Афанасьевым (Минобщемаш) и П. В. Дементьевым (Минавиапром) по вопросу будущих модификаций орбитального самолета. Афанасьев подписал проект с замечанием, что кроме военных вариантов орбитального самолета должен быть создан его транспортный вариант. По свидетельству Каманина, впоследствии и сам Дементьев отказался ставить свою подпись, опасаясь перегрузки «своих» авиационных организаций «чужой» космической работой. В середине 1970 года Министр обороны А. А. Гречко направил письмо секретарю ЦК по оборонным вопросам Д. Ф. Устинову, в котором он обосновал необходимость создания космических летательных аппаратов и просил его воздействовать на министров для получения их согласия по проекту правительственного постановления по «Спирали». Спустя три месяца консенсус был достигнут, но к этому времени уже сам Гречко поменял свое мнение, наложив вето на проект документа своей резолюцией. Каманин попросил Главкома ВВС П. С. Кутахова попытаться изменить решение Гречко, но, как оказалось, Кутахов сам не проявил должного энтузиазма в отношении к проекту. 1 Разработка авиационно-космического комплекса «Бурлак-Диана» на базе самолета-носителя Ту-160 и PH разработки Машиностроительного конструкторского бюро «Радуга» (г.Дубна) дошла до стадии воздушной транспортировки макета PH, но была приостановлена из-за отсутствия средств в 1997 г. 451
Космические крылья го топлива, один из компонентов кото- рого - фтор - очень токсичен и хими- чески активен. А что делать при нештатной ситуа- ции на земле или в воздухе, например, при утечке фтора? В отличие от водо- рода, который в силу своих характе- ристик легко улетучивается в случае утечек, газообразный фтор - вещество гораздо менее летучее; он плотнее воз- духа и стелется по земле, скапливаясь в ямах и других полостях. Учитывая, что фтор - самый сильный из всех из- вестных окислителей (окисляет даже кислород), а в его среде горит даже пе- сок, то очевидно неминуемое возник- новение пожара на борту системы в случае малейших утечек компонента. Пожар в среде фтора невозможно поту- шить обычными средствами - ни во- дой, ни пеной, ни углекислым газом. Продуктом сгорания водорода и фтора является плавиковая кислота - HF - ко- торая растворяет, к примеру, стекло. О трудностях создания ЖРД, ис- пользующих фтор в качестве окисли- теля, свидетельствует четвертьвеко- вая история разработки этих двигате- лей в СССР1. Известно, что с первых лет своей научно-технической деятельности В. П. Глушко уделял большое внимание поиску химических источников энер- гии, обеспечивающих максимальную эффективность создаваемым ЖРД, ис- следуя для этого различные сочетания компонентов ракетного топлива. Работы по фторным ЖРД начались в ОКБ-456, возглавляемом В. П. Глушко, еще в 1954 г. и проводились на терри- тории экспериментальной площадки Государственного института приклад- ной химии (ГИПХ) под Ленинградом. С 1960 г. работы перешли в стадию отра- ботки опытных образцов изделий. В течение 1960-1977 гг. в КБ «Энерго- маш» (так стало называться ОКБ-456) была проведена отработка двух двига- телей - 8Д21 (первое огневое испыта- ние - в августе 1963 г.) и 11ДЗ1 (РД-301, стендовые испытания - с 1969 г.). В ка- честве горючего применялся жидкий аммиак; жидкий водород было решено использовать при разработке последу- ющих вариантов ЖРД, после решения специфических конструкторских и эксплуатационных проблем. Как и предполагалось, главной тех- нической сложностью использования фтора стала исключительно высокая химическая агрессивность компонен- та, приводящая к возгоранию больши- нства веществ. А если есть источник возгорания, то в среде фтора процесс горения интенсивно развивается: го- реть начинают практически все метал- лы, обычно даже не взаимодействую- щие со фтором. Причиной возгорания могло быть любое загрязнение полос- тей ЖРД в процессе его изготовления. Именно из-за этого происходили ава- рии на первых секундах испытаний в начальный период отработки изделия 8Д21. Эту неприятную сторону работы с фтором удалось преодолеть путем об- работки внутренних полостей двигате- ля и стендовых магистралей по специ- альной технологии. В конечном итоге, работы над фтор- ными ЖРД были прекращены в 1977 г. Единственным существенным плюсом двигателей, работающих на фторе, яв- ляется исключительно высокий удель- ный импульс (например, в паре с водо- родом примерно на 20-25 сек лучше, чем у топливной пары «жидкий кисло- род - жидкий водород»). Но специалис- ты сделали вывод, что, учитывая всю сложность эксплуатации, использова- ние фтора в ракетной технике можно считать оправданным лишь в том слу- чае, если поставленную космическую задачу не удается решить другими средствами. Выведение многоразового пилотируемого военного ракетоплана на низкую орбиту к этому разряду не относится. В любом случае, создание фторо-водородных ЖРД для ракетного ускорителя оставалось крайне пробле- матичным1 2. В результате проектанты не стали останавливаться на решении не свой- ственных авиационному КБ проблем, и ОС в проекте «перекочевал» на ракету- носитель «Союз». Однако грузоподъем- ность последней не превышала 6,5-6,8 т. Учитывая, что расчетная масса снаря- женного аппарата в полной полетной комплектации была более 8 т, «урезан- ный» вариант ОС терял преимущества в маневренности и возможности реше- ния изначально поставленных задач. Поэтому, рассматривая размещение ОС на «Союзе» в качестве промежуточ- ного этапа, проектанты «Спирали» под боевые варианты орбитального само- лета «примеривали» в качестве носите- ля и «челомеевский» «Протон» (УР- 500К), однако то ли из-за избыточнос- ти последнего для таких задач, то ли по другим причинам, но это предложении дальше идеи так и не пошло (кроме воспоминаний ветеранов, никаких до- кументальных свидетельств найти не удалось). В любом случае, стратегически для проектантов «Спирали» вариант с «обычным» одноразовым ракетным но- сителем в качестве штатного был неп- риемлем, т. к. не обеспечивал ожидав- шееся снижение стоимости эксплуата- ции при заданной интенсивности по- летов, мобильность (возможность быстрого рассредоточения или переба- зирования на резервные аэродромы) комплексов, от которой напрямую за- висит живучесть системы в боевых ус- ловиях, а также требуемой гибкости применения. В перспективе остава- лась надежда только на несуществую- щий самолет-носитель... Можно ли было реализовать авиаци- онно-космическую систему на базе ап- парата типа ЭПОС на других компо- нентах топлива? Попробуем ответить на этот вопрос. К середине 1960-х годов в Советском Союзе был накоплен достаточный за- дел по ЖРД, работающим на различ- ных компонентах ракетного топлива. Были созданы и достаточно мощные твердотопливные двигатели (в первую очередь, для межконтинентальной ра- кеты РТ-2). Но для применения в пило- тируемой космической системе они не подходили, т. к. не отвечали требова- ниям минимальной массы и ограниче- ниям по продольным перегрузкам. Привлекающее возможностью созда- ния «ампулизированного» ускорителя применение «штатных компонентов» (азотный тетроксид как окислитель и несимметричный диметилгидразин в роли горючего) вело почти к троекрат- ному росту ракетного «сегмента» систе- мы. Расчеты показывают, что при ха- рактерном для конца 1960-х гг. энерго- массовом совершенстве ракетных бло- ков на долгохранимом топливе (с поп- равкой на повышенные нагрузки воз- душного старта) орбитальный самолет массой около 8,5 т мог быть доставлен на низкую круговую орбиту трехсту- пенчатым ракетным ускорителем стар- товой массой 125-132 т. Кстати, при этом можно сильно упростить конст- рукцию самолета-разгонщика, кото- рый может быть просто сверхзвуко- вым, оснащенным обычными кероси- новыми ТРД. Однако рост массы ускорителя по сравнению с проектным значением вел к почти пропорциональному росту взлетной массы системы в целом. Можно предположить, что последняя могла превысить 200 т. Таких самоле- тов в СССР в то время просто не было. А теперь давайте посмотрим, чем могли «ответить» на это авиаторы. Несмотря на отсутствие у ОКБ-155 опыта разработки аппаратов массой более 50 т, создание тяжелого самоле- та-носителя не являлось непреодоли- мой технической проблемой. История отечественного авиастроения знает случай, когда «истребительное» ОКБ Павла Сухого скачком перешагнуло в «тяжелую весовую категорию», создав в начале 1970-х годов цельнотитановый ударно-разведывательный самолет Т-4 («Сотка»). По замыслу его создателей, при максимальной взлетной массе 163 т (запас топлива 69 т) он должен 1 Вячеслав Рахманин. Фторный ЖРД: соотношение возможности и необходимости/ «Двигатель», №1(7), 2000. 2 Заметим, что проектанты «Спирали» выбирали фторосодержащие компоненты топлива не самостоятельно, а с подачи самых авторитетных и компетентных двигателестроителей СССР - того же ... ОКБ-456 Валентина Глушко! В частности, материалы аванпроекта основываются на данных ОКБ-456, изложенных в письме В. П. Глушко на имя А. И. Микояна (входящий №3791/з-2 от 16 июня 1966 г.) «Применение компонентов топлива в ЖРД: Г2 + NH^, Г2 + Н2и т. д.» 452
Нераскрученная «Спираль» Технографика В. Лукашевича на основе ЗЭ-модели Н. Назаренко был иметь1 дальность 6000 км с внеш- ней боевой нагрузкой до 19 т при крей- серской скорости 3000 км/ч на высоте 20-24 км. Летные испытания первой машины с бортовым № 101 начались в августе 1972 г. «Сотка» казалась настолько удач- ной, что на ее основе «суховцы» начали прорабатывать целый ряд глубоких модификаций. В частности, на на- чальном этапе проектирования (в пер- вой половине 1960-х годов) в качестве топлива на Т-4 «примеривали» водо- род. Предполагалось, что последний будет находиться в специальных ба- ках-термосах и поступать через испа- ритель уже в газообразном состоянии в двигательную установку. Но водо- род, несмотря на его энергетическую ценность, имеет очень низкую плот- ность, поэтому в ходе проработки ста- ло очевидно, что баки, должны. иметь большие размеры - самолет «разбу- хал». Все это приводило к резкому уве- личению площади миделевого сече- ния самолета и увеличению его дли- ны, из-за чего аэродинамическое соп- ротивление самолета возрастало на всех скоростях на неприемлемую ве- личину. От дальнейшего рассмотре- ния водорода отказались, поскольку такой вариант Т-4 не отвечал техни- ческому заданию по дальности. В случае модификации Т-4 под само- лет-носитель, для которого дальность (и запасы топлива) могут быть сущест- венно меньше, «водородный» вариант кажется жизнеспособным. Тем не ме- нее, в 1973 г. «суховцы» пошли по тра- диционному пути, предложив на базе Т-4 проект «керосинового» сверхзвуко- вого самолета-разгонщика (ССР) для авиационно-космического комплекса, предназначенного для перехвата спут- ников или для выведения КА на орби- ту. Один из вариантов разгонщика (с верхним расположением ракетной сту- пени) изображен на рисунке. Снижение стартовых запасов авиа- ционного топлива, отказ от боевых сис- тем и соответствующего целевого обо- рудования позволял разместить на ССР ракетную систему массой 60-70 т, которая должна была отцепляться от самолета на скоростях М = 2,4-3. Такой грузоподъемности было мало для раз- гонного блока на долгохранимых ком- понентах топлива, но могло хватить для промежуточного кислородно-водо- родного варианта разгонного блока без существенного снижения массы и осо- бого ухудшения характеристик ОС. Не- обходимые кислородно-водородные ЖРД для обеих ступеней ускорителя могли быть созданы через 5-7 лет пос- ле начала полномасштабной разработ- ки, и испытания первой (авиационной) ступени АКС, способной поднять про- межуточный «кислородно-водородный» вариант ракетного ускорителя «Спира- ли», могли проходить практически од- новременно с летной отработкой ОС (как, кстати, и самого ракетного уско- рителя). Пытливый читатель может возра- зить, что АКС «Спираль» разрабатыва- лась в ОКБ А. И. Микояна, а вышепри- веденные проекты вариантов ССР ос- новывались на Т-4 ОКБ П. О. Сухого. Все верно, однако в условиях центра- лизованной плановой экономики это тоже не являлось существенной проб- лемой. Вспомним, к примеру, конкурс на создание тяжелого многорежимного стратегического бомбардировщика, проведенного Минавиапромом осенью 1972 г. В нем приняли участие воссоз- данное ОКБ В. М. Мясищева (с проек- том М-18), ОКБ П.О. Сухого (с Т-4МС, изделием «200») и ОКБ А. Н. Туполева (с военной модификацией пассажирско- го Ту-144 - изделием «160»). По неофи- циальной информации, победила сухо- вская «двухсотка», однако вся докумен- тация по конкурсным предложениям В. М. Мясищева и П. О. Сухого волевым порядком была передана не загружен- ным в тот момент «туполевцам»* 2 - и в 7 Характеристики самолета Т-4 приведены на основе данных недостроенной третьей летной машины, изделия Т4 №103, по книге И.Бетретдинова «Ударно-разведывательный самолет Т-4» (Москва, ООО «Издательская группа Бетретдинов и Ко.», 2005). 2 Е. Гордон. Ту-160. - М.: ООО «Полигон-Пресс», 2003, стр. 5-30. 453
Космические крылья итоге появился всем известный Ту-160, внешне как две капли воды похожий на М-18 Мясищева. В принципе, существовала реальная возможность создания и значительно более грузоподъемного ССР. Рассмот- рим проектные характеристики конку- рсного проекта Т-4МС («200»), который должен был создаваться по аэродина- мической компоновке с интегральной схемой «летающее крыло» и поворот- ными консолями сравнительно малой площади. Выбранная схема сулила вы- дающиеся летно-технические характе- ристики - согласно расчетам, «двухсот- ка» была способна доставить 9 т боевой нагрузки (максимум - 45 т) на крейсе- рской скорости 3200 км/час на даль- ность до 9000 км. При взлетной массе 170 т штатная заправка составляла до 97 т, что позво- ляло за счет снижения стартовых за- пасов топлива создать ССР для ракет- ной ступени массой более 100 т. Такая грузоподъемность могла уже удовлет- ворить варианты, не рассматривавши- еся проектантами «Спирали» - с ракет- ными блоками на кислородно-кероси- новом и, возможно, даже на долгохра- нимым топливе. С учетом разнесенно- го двухкилевого оперения переделки конструкции базового варианта Т-4МС в ССР при верхнем расположении ра- кетной ступени представляются мини- мальными. А поскольку созданный в результате конкурса бомбардировщик Ту-160 вышел на летные испытания в 1981 г. - с большой степенью уверен- ности можно сказать, что и Т-4МС мог быть готов к этому сроку. Однако с точки зрения минимиза- ции сроков и затрат вариант перевода ОС на ракету «Союз» был более реали- зуемым, а в ближайшей перспективе - и единственным. Но, увы, как полно- ценная система для решения всего комплекса поставленных в ТЗ задач, он уже не имел особых преимуществ перед самыми обычными ракетами- носителями и одноразовыми (класси- ческими) космическими кораблями и беспилотными спутниками. Более то- го, по сравнению с кораблями типа «Союз», орбитальный самолет имел крупные недостатки: малое время по- лета (у первых «Союзов» - до 14 суток, у ЭПОСа - 2-3 витка) и втрое меньший экипаж. При этом масса обоих кораб- лей была сопоставимой, но многоразо- вый ОС стоил куда дороже одноразово- го «Союза». Конечно, «лобовое» сравнение аппа- ратов некорректно и не может случить однозначным критерием выбора. Дело в том, что, имея примерно равное вре- мя подготовки непосредственно к пус- ку (для PH «Союз» на стартовой пло- щадке - несколько суток), ЛА несопос- тавимы с точки зрения длительности общего цикла подготовки, в который для одноразового «Союза» нужно вклю- чать и длительность производственно- го цикла изготовления - три года. В этом случае при плановой интенсив- ности полетов «Спирали» - 30-40 пус- ков в год - использование «Союза» с учетом всех суммарных затрат будет несомненно дороже. Можно пойти дальше, и сказать, что сравнение «Союза» с полноценной АКС «Спираль» (на базе ССР) выглядит вооб- ще печально. Во-первых, к затратам на каждый запуск (и срокам подготовки), помимо временных и ресурсных (стои- мостных) затрат на постройку корабля, нужно будет добавить аналогичные из- держки и по одноразовой ракете-носи- телю. А во-вторых, с учетом устойчи- вости (выживаемости) систем в боевых условиях «Союз» выглядит на фоне «Спирали» просто удручающе... У «Со- юза» только две стационарные точки пуска (Байконур и Плесецк), в то время как для «Спирали» предполагалось пе- реоборудовать четыре основных и два запасных аэродрома, причем количе- ство последних могло быть существен- но расширено в силу мобильности сис- темы за счет ее перебазирования (в случае реализации ракетного блока на долгохранимых компонентах топлива). Добавим, что создать защищенный (подземный) старт для PH «Союз» при существующей конструкции старто- вых устройств невозможно, в то время как постройка защитных сооружений для «Спирали» технически вполне осу- ществима. Можно уверенно сказать, что «Союз» не доживет даже до начала интенсивных боевых действий - срав- нивать его со «Спиралью» (на ССР) с во- енной точки зрения просто несерьез- но. Но не стоит забывать, что сравне- ние «апостериори» уже построенной и летавшей системы с проектом, кото- рый в металле реализован не был, не совсем корректно. Не все было ясно и с «тактическим лицом» ОС. Особенно, его ударного ва- рианта. В отличие от боевого самоле- та, штурмовика или бомбардировщи- ка, летающего в условиях атмосферы, космический «бомбер» выполняет за- дачу на практически фиксированной орбите. Возможности его маневра рез- ко ограничены. А ведь технические средства конца 1960-х уже позволяли обнаруживать и сопровождать прак- тически любые космические объекты. Это уже половина дела, чтобы сбить вражеский КА. И если военные само- леты на поле боя противник обстрели- вает наземной артиллерией и зенит- ными ракетами, то по аппарату на ор- бите, как предполагалось, будут стре- лять «игрушками» помощнее, вплоть до ядерного заряда. В этих условиях, спасаемая капсула «Спирали» выгля- дела скорее как средство психологи- ческой поддержки пилота... Однако и здесь не все так однозначно - сбить ОС, выполняющий боевую задачу в те- чение первых двух витков, несравнен- но сложнее, чем уничтожить КА, суще- ствующий на околоземной орбите не- дели и месяцы. К сказанному нужно добавить, что уже в 1970-х годах в СССР на вооруже- нии стояла система ИС - беспилотный истребитель спутников; ударные мис- сии с успехом выполнялись новыми МБР с разделяющимися головным час- тями индивидуального наведения, а разведывательные задачи - автомати- ческими спутниками-фоторазведчи- ками. Иными словами, к тому времени, когда технический облик «Спирали» был определен, ее основные задачи ре- шались более простыми ракетно-кос- мическими средствами. Тем не менее система и здесь, с учетом гибкости применения, маневренности и высо- кой оперативности (быстротой реаги- рования на вызов), могла составить серьезную конкуренцию традицион- ным средствам, особенно в области разведки, целеуказания, инспекции и перехвата КА. К тому же не забудем, что ударный вариант ОС предназна- чался в первую очередь для уничтоже- ния авианосцев, чего МБР делать не могли. Но в любом случае, диапазон эффективного применения «Спирали» сужался по мере развертывания авто- матических (беспилотных) систем... В конечном итоге, «Спираль» пришла к тому же результату, что и ее америка- нский визави Dyna-Soar, за исключе- нием того, что задачи для отечествен- ной системы были намечены достаточ- но быстро - уже на этапе разработки технического предложения. Добавим, что заокеанский соперник изначально находился в более выгодной позиции: он почти с самого начала создавался под использование традиционных, вертикально-стартующих PH, и боль- шее время своего существования имел «легальный» статус государственной программы. Ориентация на одноразовые носите- ли предопределила судьбу Dyna-Soar в ее проигрыше традиционным сред- ствам. «Авиационные» корни могли сыграть на руку «Спирали» и разорвать ее путь «в никуда». Но только в одном случае - если бы под нее действительно стал бы разрабатываться сверх- или ги- перзвуковой самолет-разгонщик. В этом случае все достоинства системы, вытекающие из воздушного старта (гибкость применения, быстрота реа- гирования и боевая живучесть), могли найти применение, преимущественно- в военной сфере. Но в этой перспектив- ности была и слабость, предопределив- шая судьбу «Спирали» - наш проект был более новаторский, а значит, и бо- лее затратный, продолжительный и рисковый... С высоты сегодняшнего дня мы по- нимаем, что все вопросы, вставшие пе- ред разработчиками «Спирали» (как, разумеется, и Dyna-Soar), технически решаемы, но только при большом нап- ряжении сил всей отрасли и огромных финансовых ресурсах. Но тогда-то этой уверенности «наверху» (среди прини- мавших решение) не было! А перспек- тива больших затрат была несомнен- ной. Это в конечном итоге и предопре- делило решение не в пользу «Спирали». Просто промышленность в самом ши- роком смысле слова была не готова к 454
Нераскрученная «Спираль» такому масштабному и рискованному проекту. Эту точку зрения разделяет и Глав- ный конструктор «Спирали» Г. Е. Лози- но-Лозинский: «Технические вопросы создания ор- битальных самолетов и гиперзвукового самолета были в зачаточном состоянии и требовали очень больших научных, инженерно-конструкторских усилий и решений, и соответственно стоимость создания была значительна. Общая по- литическая ситуация1 не благоприят- ствовала созданию такого крупного и в то же самое время очень нового и, сле- довательно, рискованного проекта, и поэтому работы были прекращены». Кроме того, за длительный период реализации программы (более десяти лет) сменилась парадигма военного космоса. От концепции открытых бое- вых столкновений («Спираль» vs Dyna- Soar) военные обеих сторон довольно быстро перешли к идее непрерывного наблюдения земной поверхности и космического пространства. Это при- вело к необходимости развертывания крупномасштабных постоянно дей- ствующих военных систем (разведка, наблюдение, противоракетная и про- тивокосмическая оборона) на около- земной орбите («Буран» vs Space Shuttle). «Спираль» в эту идеологию не вписывалась - размерность системы не позволяла решать новые задачи: создание масштабных орбитальных комплексов. Более того, на рубеже 1960-х и 1970-х годов Соединенные Штаты пересмот- рели свои подходы к формированию во- енных космических систем (этот мо- мент совпал с закрытием в 1969 г. про- екта военной орбитальной станции MOL). Они пришли к выводу, что при- сутствие человека-оператора на воен- ном космическом объекте желательно, но вовсе не обязательно. Его возмож- ности совершенно не окупают всех трудностей и затрат, связанных с жизнью и работой на орбите. Иначе го- воря, пилотируемый военный объект (космический самолет, корабль или станция) с точки зрения критерия «сто- имость - эффективность» проигрывает беспилотным спутникам. К схожим вы- водам пришли и советские военные. Правда, у нас это случилось в конце 1970-х, при закрытии программы воен- ных орбитальных станций «Алмаз». К этому времени мы в космосе уже были в роли «отвечающих» (или «дого- няющих»), и смена американской пара- дигмы с отказом от ведения активных боевых действий с участием человека не прошла незамеченной. А затем, к се- редине 1970-х, нужно было реагиро- вать на разработку американского шаттла созданием собственной систе- мы с аналогичными возможностями. Нам оставалось принять вызов и обес- печить потребное финансирование. Требование «делать как у них!» при этом проистекало не из неверия в собствен- ный интеллектуальный потенциал или ограниченности «космических вождей» (как это часто у нас преподносится), а имело сугубо практический смысл - оно позволяло сэкономить затраты и резко снизить технический риск - чем мень- ше отступлений от прототипа, тем меньше потребный объем НИОКР и больше сэкономленное время1 2. И тем более значим подвиг наших конструк- торов, создавших внутри поставлен- ных заказчиком ограничений не прос- то копию шаттла, а значительно более «умный» и эффективный корабль. В длинном списке причин прекра- щения работ по проекту «Спираль» экономический аспект, конечно, за- нимает важное место. Глядя с высоты сегодняшних дней, приходится приз- нать, что руководство страны - при всем неоднозначном к нему отноше- нии - деньги считать умело. Экономи- ка СССР не была способна «вытянуть» одновременно две сложнейших кос- мических системы - «Буран» и «Спи- раль». Преимущества первой каза- лись очевидными, и вторая была от- вергнута. Вот как сам Г. Е. Лозино-Ло- зинский сказал по этому поводу в од- ном из интервью: «Программа “Спи- раль” была остановлена... потому что члены Политбюро чувствовали, что для ее завершения придется потра- тить много времени и средств...» Конечно, нельзя сбрасывать со сче- тов и субъективизм Гречко и Устинова - именно их мы имеем ввиду, когда гово- рим о негативном отношении Минис- терства обороны. Валерий Меницкий об этом сказал так: «В случае широкого развертывания в Минавиапроме работ по теме “Спираль” полное доминирова- ние Устинова в ракетно-космической отрасли могло быть скорректировано». Ведь не зря же ВВС в целом, включая главкома маршала Константина Вер- шинина и его помощника по космосу генерал-полковника Николая Камани- на «Спираль» поддерживали, так как именно этот проект позволял реализо- вать сформулированную в ВВС «кама- нинскую» триаду военных целей в кос- мосе - разведку, перехват и удар. В частности, 16 и 20 сентября 1967 г. Каманин записал в своем дневнике: «...Надо думать об удешевлении на- ших космических программ и надо создавать корабли (особенно транспо- ртные и учебные) многоразового ис- пользования, стартующие в космос с тяжелых транспортных самолетов ти- па Ан-22. Мы планируем организацию исследований и конструкторских по- исков для создания в будущем воз- душно-космических и орбитальных самолетов (работы Микояна по теме “Спираль”)». Переплетение этих причин и вызва- ло тихое умирание проекта. В принципе, у «Спирали» был шанс занять свою нишу в космонавтике. Во-первых, ОС мог выполнять зада- чи демонстратора технологий: отра- ботку систем управления, аэродина- мики, силовых установок, конструкци- онных и теплозащитных материалов. Как ни странно, фактически именно эту задачу проект и выполнял - создан- ные в его развитие аппараты серии БОР-4 и БОР-5 с успехом использова- лись при разработке системы «Буран». Во-вторых, как кажется, на базе «Спирали» можно было создать неболь- шой грузовой корабль для снабжения орбитальных станций. Что-то вроде многоразового «Прогресса». В 1980-е одноразовые беспилотные «грузовики» летали достаточно часто, и, с учетом ограниченных производственных мощностей для их изготовления на За- воде экспериментального машиност- роения НПО «Энергия», многоразовое применение могло принести положи- тельный эффект. Однако, против этого как раз и играли конструктивные осо- бенности ОС - почти все внутренние объемы корпуса аппарата были заня- ты пространственной фермой, необхо- димой при использовании «горячей» металлической теплозащиты». Для высвобождения этих объемов приш- лось бы полностью коренным образом изменить всю конструкцию3, включая переход на керамическую теплозащи- ту, подобную «бурановской». Конечно, эта переделка ставила под вопрос эко- номическую целесообразность такого проекта, но все же... В конце концов, отработка аэродинамической схемы на БОРах и отказ от пилота с необходи- мой системой жизнеобеспечения и спасения существенно упрощали зада- чу. Но, увы, и это все осталось на уров- не предположений и фантазий. Но будем помнить, что ОС создавал- ся в первую очередь как многоцелевой 1 Под политической ситуацией Глеб Евгеньевич, по-видимому, имел в виду тот факт, что в США был прекращен проект Dyna-Soar. Соответственно и руководство СССР задавалось вопросом: «Если им не нужно, то зачем это нужно нам?» Вновь сделаем оговорку: американцы прекратили свою программу еще до начала работ по «Спирали». 2 Многолетняя история развития вооружений свидетельствует, что «догоняющая» сторона всегда, как правило, копирует чужой прототип, в то время как «опережающая» сторона, имея запас по времени, может позволить себе широкие поисковые работы при создании новых изделий и систем. В редких случаях, когда у «догоняющего» не хватает ресурсов или его отставание слишком велико, возможно применение вместо копирования «ассиметричных» мер. 3 Лишнее подтверждение ранее высказанной мысли - как только ставится задача создания транспортного средства с высвобождением больших внутренних объемов для размещения грузового отсека, приходится отказываться от «горячей» конструкции в пользу традиционных в авиации конструктивно-силовых схем, основанных на использовании продольно-поперечного силового набора - шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и т.д. А это автоматически приводит к «холодной» конструкции и необходимости применения внешней (наружной) теплозащиты. 455
Космические крылья военный аппарат. Во всех попытках приспособить его к гражданским це- лям он по определению будет проигры- вать в эффективности специализиро- ванным средствам, изначально созда- вавшимся под эти задачи. В конце- концов, и на стратегическом бомбар- дировщике можно возить почту, вот только зачем?! В целом, можно заключить, что «Спираль» умерла закономерно. Поме- нялось время, поменялись задачи - и из-за своей «крутой» новизны и стои- мости в условиях недостаточности ре- сурсов «Спираль» так и не успела ро- диться как система, разделив судьбу многих других наукоемких и ресурсо- емких проектов... В наши дни едва ли не единственное доступное вещественное доказатель- ство существования «Спирали» - атмо- сферный аналог ЭПОСа - можно уви- деть в музее ВВС в подмосковном Мо- нино... Однако, подобно проекту Х-20, «Спи- раль» оставила богатое наследство. Несмотря на то, что программа не бы- ла реализована в первоначальном ви- де, она позволила создать научно-тех- нический задел авиационно-космичес- ких систем будущего и накопить бес- ценный опыт проведения сложных НИОКР в области аэрокосмической техники. Самое же главное состоит в том, что «Спираль» вырастила целое поколение инженеров и организаторов, которые не понаслышке знали, что такое «авиа- ционно-космическая система». ЭПОС стал хорошей конструктор- ской школой для разработчиков «Бу- рана». Используя полученный опыт, Г. Е. Лозино-Лозинский, ставший в 1976 г. руководителем НПО «Молния», возглавил создание планера орбиталь- ного корабля системы «Буран». Подавляющее большинство сотруд- ников (48 человек) Дубненского фили- ала ОКБ Микояна, работавшие по «Спирали», также перешли на работу в НПО «Молния» и составили костяк спе- циалистов, создавших «Буран». Так, например, бывший заместитель на- чальника филиала по производству Дмитрий Решетников стал директо- ром опытного завода в составе НПО. Руководитель бригады аэродинамики Вячеслав Найденов стал в «Молнии» ведущим конструктором, возглавив- шим математическое и полунатурное моделирование по программе «Буран». В той же бригаде работал и молодой специалист Владимир Труфакин, впо- следствии ставший во главе отдела траекторного управления в НПО «Мол- ния». Начальником отделения стал занимавшийся двигателями ЭПОСа Виктор Саенко. Анатолий Кучеренко, пилотировав- ший носитель Ту-95КМ аппарата-ана- лога «105.11», перешел из ГНИКИ ВВС на ЭМЗ имени В. М. Мясищева. Впо- следствии он испытывал грузовой са- молет ЗМ-Т (ВМ-Т) «Атлант», созданный для транспортировки элементов систе- мы «Энергия-Буран». Игорь Волк, выполнявший пробежки и подлеты на дозвуковом аналоге ЭПОСа, через несколько лет первым поднял в воздух атмосферный аналог «Бурана» (БТС-002), стал командиром гражданского отряда летчиков-испы- тателей по программе «Буран», и в рам- ках подготовки к космическому полету на многоразовом корабле в 1984 г. сле- тал в космос на «Союзе». Отвечавший в ГНИКИ ВВС за рабо- ты по теме «Спираль» летчик-испыта- тель Степан Микоян в 1978 г. перешел на работу в НПО «Молния», где в долж- ности заместителя главного конструк- тора по летным испытаниям сначала руководил испытаниями БТС-002, а затем и посадкой «Бурана» 15 ноября 1988 года. Ведущий инженер ГНИКИ ВВС Вя- чеслав Чернобривцев в 1984 г. году возглавил представителей военных (ВВС) в комплексной испытательной бригаде промышленности, проводив- шей летные испытания самолета-ана- лога орбитального корабля БТС-002. И таких примеров десятки! Здесь можно было бы и закончить рассказ о судьбе «Спирали». «Мавр сде- лал свое дело, мавр может уходить»... Но ... идеи «Спирали», как авиацион- но-космической системы с воздушным стартом, живут! Почему же это происходит, особенно с учетом перечисленных научно-тех- нических проблем их создания?! Да еще на фоне того, что традиционные системы (под ними мы понимаем одно- разовые PH вертикального наземного старта) решают, казалось бы, все зада- чи вывода объектов в космос? Да, решают, но дорого - удельная сто- имость выведения грузов на околозем- ную орбиту для одноразовых систем находится на уровне 10000 $/кг, и ее существенное снижение невозможно в силу одноразовости PH. Об увеличении интенсивности освоения космоса (час- тоты полетов), а тем более его промыш- ленном освоении, в таких условиях го- ворить не приходится. И вот здесь-то многоразовые средства могут быть привлекательны - существует порого- вая частота запусков (в год), после кото- рой они становятся более экономичны- ми. Это относится в равной степени как к многоразовым системам с назем- ным, так и с воздушным стартом. Но есть вторая причина, выгодно от- личающая АКС от вертикально старту- ющих «наземных» многоразовых сис- тем. Дело в том, что высотный старт с подвижного самолета-носителя позво- ляет существенно снизить потери ха- рактеристической скорости1. Напри- мер, старт с дозвукового самолета-но- сителя (на М=0,7) на высоте 8 км по- зволяет снизить потери характеристи- ческой скорости на 500 м/с! Более то- го, с ростом высоты полета и скорости самолета-разгонщика эти потери еще больше уменьшаются - расчеты пока- зывают, что уже при пуске на скорости 1600 км/час (на высоте 14 км)1 2 за счет снижения энергетических затрат мож- но снизить массу ракетной части в 2,5- 3 раза! И эта тенденция в еще большей степени сохраняется и на гиперзвуко- вых скоростях. С учетом того, что стои- мость системы выведения можно приближенно выразить через удель- ную стоимость 1 кг стартовой массы, экономия - налицо! Две приведенные причины жизнес- пособности идеи АКС можно условно назвать «гражданскими». Но есть и другая группа причин - военных, кото- рые делают применение системы в бо- евых условиях не просто заманчивым, а незаменимым. Так почему же так неймется генералам и работающим на них проектантам? Основных причин здесь тоже две - оперативность применения, помно- женная на гибкость использования, и повышенная боевая устойчивость (жи- вучесть) АКС в условиях полномасш- табных боевых действий. Все рассуж- дения об эффективности и успешном решении всего круга космических за- дач традиционными средствами име- ют ограниченного применение - после наступления «дня X» ситуация карди- нально меняется. Дело в том, что существующие тра- диционные средства могут решать все военные задачи мирного време- ни, угрожающего (предвоенного) пе- риода и только ограниченный круг задач в короткий период времени после начала войны3. В самом деле, количество выполненных задач тра- диционными средствами определяет- ся только созданным предвоенным запасом PH и КА и темпами его расхо- дования. Длительный цикл производ- ства таких средств не позволяет их восполнять в военное время. Негатив- ную роль здесь также играет стацио- нарный характер хранимого предво- енного запаса и высокая уязвимость 1 Скорости, которую приобретает ракета и (или) космический аппарат под действием тяги своих двигателей в идеальном случае - при отсут- ствии других сил (тяготения, сопротивления атмосферы и т.д.) и ориентации вектора тяги двигателей в одном и том же направлении и движе- нии по прямой. На практике действительная скорость отличается от характеристической на размер потерь, связанных с влиянием силы тяжес- ти, наличием атмосферы, угла атаки и т.д. К примеру, для вертикально стартующих с земной поверхности PH скорость в конце участка выве- дения составляет 75-85% от характеристической скорости, поскольку потери для «традиционных» PH достигают примерно 1200-2100 м/с. 2 Параметры пуска (отделения ракеты от самолета-носителя) авиационного комплекса «Бурлак-Диана». 3 Исключение составляют только неуязвимые КА на геостационарных орбитах, но в силу своей удаленности они выполняют только обеспечи- вающие боевые действия функции (разведка, предупреждение о нападении, связь, метеорология ит.п.) 456
Нераскрученная «Спираль» Технографика В. Лукашевича на основе ЗЭ-модели В. Некрасова наземных стартовых комплексов в ус- ловиях известности противнику их местоположения. В случае использования многоразо- вых АКС картина принципиально иная - они могут выполнить гораздо большее число задач меньшим наря- дом боевых средств при значительно большей наземной живучести послед- них. В результате боевая эффектив- ность (количество вылетов и срок су- ществования) систем определяется минимальной частотой запусков, меж- полетной ремонтопригодностью и бое- вой живучестью как самой АКС, так и аэродромов и мобильных средств бази- рования. Кроме того, теоретически1 у АКС отсутствует длительный произ- водственный цикл подготовки к пов- торным вылетам - его место занимают значительно более короткие межпо- летные регламентно-восстановитель- ные и предполетно-подготовительные работы. Все сказанное приводит к то- му, что вести длительные космические боевые действия, как и восполнять при этом постоянно выбывающую косми- ческую группировку, способны только системы на основе АКС. По крайней мере, до тех пор, пока страна-участни- ца конфликта вообще способна сопро- тивляться. .. Есть и еще один аспект всех проек- тов АКС - все они изначально рас- сматриваются только как пилотируе- мые. Казалось бы, мы уже сказали, что автоматы справляются с задача- ми разведки и целеуказания не хуже человека, но при этом значительно дешевле. Так в чем же дело? Причина кроется в том, что автоматы хороши в предвоенный период, когда нужно разведать крупные стационарные (или малоподвижные) цели и оценить боеготовность противника, наблюдая за его мобилизационными мероприя- тиями. С этим автоматы, действую- щие по заложенной программе, в са- мом деле справляются не хуже, а за- частую и лучше человека. Но когда на- чинаются боевые действия и наибо- лее опасные цели (средства пораже- ния противника) становятся не прос- то подвижными, а высокомобильны- ми, применяя при этом либо пассив- ную маскировку, либо активные меры противодействия - автоматы зачас- тую теряют цели, становясь бесполез- ными. Они продолжают передавать обзорную информацию театра воен- ных действий, но их эффективность в выполнении задач целеуказания сни- жается. Надежно эти задачи может решить только специально подготов- ленный человек-оператор1 2. Вот толь- ко несколько примеров: - 4 ноября 1979 г. произошел зах- ват 63 дипломатов и трех граждан США на территории американского 1 Разумеется, с учетом запаса или возможности восполнения одноразовых элементов, таких, как ракетный разгонный блок у «Спирали». 2 Вот как об этом рассказал В. П. Лукашевичу (интервью 26 августа 2008 г.) доктор военных наук, профессор ВВА имени Ю.А. Гагарина, Геннадий Михайлович Кузнецов, проходивший подготовку к космическим полетам на военной пилотируемой станции «Алмаз»: «Подготовка экипажей орбитальных станций к визуально-приборным наблюдениям проходила с широким привлечением военных специалистов. Большинство прикладных экспериментов предварительно отрабатывалось на Земле с использованием наземных и воздушных средств. Космонавты летали на летающей лаборатории (глубокая модификация Ту-154) по подводным лодкам, облетывали наши военные корабли, аналоги кораблей вероятного противника, сопровождали большинство стартов баллистических ракет, наблюдая их с самолета. Наши космонавты и сами ходили на подводных лодках, побывали на всех стартах ракет. У нас же принцип подготовки был такой - если человек должен обнаружить и опознать военный объект, он должен понимать значимость этого объекта! Мы объезжали все наши аналоги, общались с 457
Космические крылья посольства в Тегеране. 24 апреля 1980 г. американцы начали сверхсек- ретную операцию Eagle Claw («Орли- ный коготь»), предусматривавшую высадку десантников с помощью восьми вертолетов, взлетевших с атомного авианосца Nimitz, и шести транспортных самолетов, взлетевших с засекреченных объектов в сопре- дельных Ирану странах. В задачу де- санта входила высадка в 80 км от Те- герана, штурм посольства и освобож- дение заложников. Операция потер- пела полный крах - из-за технических неисправностей и ошибок пилотов было потеряно 6 вертолетов и один са- молет, погибло 8 десантников, а вы- жившие были эвакуированы на авиа- носец. После выхода из Красного моря Nimitz перешел в режим радиомолча- ния и был потерян всеми советскими разведывательными средствами, вклю- чая космические. Пришлось задей- ствовать экипаж орбитальной станции «Салют-6» (командир Леонид Попов, бортинженер Валерий Рюмин), кото- рый «взял след» и обнаружил авиано- сец у южной оконечности Африки, пе- редав его для дальнейшего сопровож- дение другим средствам; - В апреле 1982 г. разразился терри- ториальный спор, переросший в воен- ный конфликт, между Аргентиной и Великобританией за право владения Фолклендскими (Мальвинскими) ост- ровами. В середине апреля из портов Великобритании вышло в море 317-е оперативное соединение в составе ави- аносной ударной группы, которая включала: 2 противолодочных авиа- носца Invincible и Hermes, 11 эскадрен- ных миноносцев, 27 фрегата, 3 атом- ных и 1 дизельную подводные лодки и обеспечивающие суда сопровождения. Советские средства слежения сопро- вождали идущую в режиме полного ра- диомолчания эскадру до Африки, за- тем вновь пришлось привлекать эки- паж орбитальной станции «Салют-7» (командир Анатолий Березовой, борт- инженер Валентин Лебедев), который наблюдал с использованием оборудо- вания станции весь ход боевых дей- ствий в удаленном районе южной Ат- лантики; - 17 октября 1983 г. экипаж «Салю- та-7» (командир Владимир Ляхов, борт- инженер Александр Александров) об- наружили в Карибском море выгла- женный след от авианосной ударной группы, который имел характерный поворот на 90° в южном направлении, и доложили об этом на Землю. Так бы- ла обнаружена американская эскадра во главе с авианосцем Independence и одиннадцатью кораблями сопровожде- ния, скрытно вышедшая 19 октября, как после было заявлено, якобы в Ли- ван. Так СССР узнал о начале воору- женной интервенции в Гренаду. Подойдя к Гренаде в режиме радио- молчания, 24 октября корабли (к авиа- носной присоединилась десантная группа в составе вертолетоносца Guam и еще пять кораблей) заняли позиции в 30 милях северо-западнее и в 5 милях восточнее острова, блокировав его с двух сторон. Советскому Союзу стало понятно, что имевшиеся планы пос- тавки оружия в Гренаду опоздали, и второй Кубы не будет... Приведенные примеры наглядно де- монстрируют значение оперативной космической разведки на просторах Мирового океана с участием человека- оператора. Именно поэтому проекты-наследни- ки «Спирали» существуют и множатся, а научно-исследовательские и опытно- конструкторские работы по разным ас- пектам создания АКС никогда и не прекращались. При этом создатели бу- дущих систем помнят основной урок «Спирали»: начинать проектирование нужно не с орбитального самолета или ракетного ускорителя (при наличии та- кового), а с самого сложного элемента - самолета-разгонщика. В частности, для первоочередной замены дальним стратегическим самолетам-разведчи- кам Ту-95МР по техническому заданию ВВС в период 1983-1989 гг. НПО «Мол- ния» в рамках темы «Гонг» разработала технические предложения и эскизный проект военной авиационно-космичес- кой системы 9А-10485, сегодня больше известной как МАКС (Многоцелевая авиационно-космическая система). Ос- новой МАКСа является дозвуковой са- молет-носитель на базе самого большо- го в мире самолета Ан-225 «Мр1я». Но об этом мы расскажем в другой раз... личным составом, ощупывали все ракетные установки, торпедные аппараты, потом облетывали корабли с разных высот, с разных направлений, чтобы в голове создавался единый целостный образ этого объекта, аналога вероятного противника. Особенно мне запомнились тренировки по обнаружению и опознанию кораблей в открытом море. Подготовка космонавтов проводилась во Владивостоке, на одном из утесов, окаймляющих бухту Золотой Рог. Условия утренней освещенности морской поверхности (при определенном соотношении линии визирования и положения Солнца) позволяли наблюдать след от самых разных кораблей, входящих в бухту - мелких, средних и крупных. Складывалось ощущение, что океан, морская поверхность, были словно живыми, способными понимать и сохранять информацию. Если смотреть в солнечный блик под определенным углом и знать, что и как искать, уметь различать и распознавать, то по следу можно не только уверенно определить количество и тоннаж судов, но безошибочно отличить, например, танкер от авианосца. Когда идет корабельная группа, то за счет интерференции следов на океанской поверхности в солнечном блике видна обширная выглаженная поверхность. В случае одиночного корабля от каждого типа судна образуются свои специфические следы. Подготовка экипажей и заключалась в освоении методики и приобретении навыков нахождения опознавательных и отличительных признаков следов для каждого класса кораблей. Мы научились находить даже подводные лодки на глубине до 100 м, а обнаружить лодку, патрулирующую на глубине 30 м, вообще нет никаких проблем. След такой лодки наблюдается в виде расходящегося конуса с лодкой в его вершине, и космонавт может выдать точное целеуказание с учетом скорости движущейся субмарины. Для доказательств этого выполнялись сложнейшие эксперименты с участием Гядрофизического института в Севастополе, когда судно Академии наук СССР «Академик Крылов» шло прямо над погруженной лодкой, а прямо над ним на небольшой высоте летел вертолет, а еще выше - летающая лаборатория Ту-154, и над всем этим в этот момент пролетала орбитальная станция. Экипаж станции сквозь воздушные следы, след судна на морской поверхности уверенно выявлял след погруженной подводной лодки. Лучше человека никто не мог и сегодня не может это делать». 458
Дополнение к Глове 16 Дополнение к Главе 16 «Летающий “Лапоть”» После завершения верстки книги, в конце апреля 2009 г., нам удалось встретиться с Вячеславом Михайлови- чем Чернобривцевым, входившим от ГНИКИ ВВС в состав Межведомствен- ной комплексной испытательной бри- гады по летным испытаниям самоле- та-аналога 105.11. Чтобы не переверс- тывать весь текст, мы поместили наи- более интересные выдержки из рас- сказа Вячеслава Михайловича здесь. До «Спирали» я занимался испыта- ниями фронтовых самолетов-истреби- телей и бомбардировщиков. Потом пе- решел в межведомственную бригаду по работам со «Спиралью». Еще до начала конкретных работ на полигоне нам уже многое было извест- но, потому что руководители испыта- тельной бригады неоднократно участ- вовали в проведении работ у микоя- новцев, в их Дубненском филиале. Приступая к испытаниям, мы всегда начинали с того, что изучали технику непосредственно на фирмах-разра- ботчиках. Мы также были в курсе работ наших «соседей», ранее учивших летать «Бу- рю». Более того, при дальнейшем раз- витии «Бури» мы могли бы даже при- нять участие в этой программе, так как основной стартовый комплекс «Бури» планировалось построить в Кап. Яре, с посадкой у нас, в Грошево1. Но этого не случилось, и в итоге осталась только вторая база - «Луна», со всеми сооруже- ниями, после закрытия программы МКР «Буря». Кроме того, за несколько лет до на- чала работ по испытаниям самолета- аналога «Спирали» мы участвовали в испытаниях на нашей базе БОРов. Ин- тересно, но в полетах БОРов-4, помимо наших задач, связанных с программой создания «Бурана», решались и другие задачи по заказам Ракетных войск стратегического назначения (РВСН), но нам они были неизвестны - мы только знали об их существовании1 2. От нас ведущим инженером был Го- робовецкий - толковый и талантли- вый инженер, с которым мы обсужда- ли, как будем проводить «большие» ис- пытания «Спирали» с забросом само- летов-аналогов в космос. Мы понима- ли, что подкрадываться к решению главной задачи придется с двух сто- рон. С одной - «снизу», при взлетах с ВПП, с постепенным ростом скорости - сначала дозвук, потом сверхзвук, за- тем гиперзвук, с запуском с самолета- носителя, а с другой - «сверху», через пуски на ракете-носителе. Так плани- ровались работы. Когда начинали испытания изделия 105.11 в Ахтубинске, мы такое чисти- лище проходили через КГБ - не дай Бог! Допускали к работам строго по спискам, только тех, кто прошел мно- гоэтапные проверки. Специально был построен эллинг, допуск в который был строго ограничен. Не было ни одного постороннего или случайного человека- за этим следили строго. Намучались мы с этой секретностью по самые... Такая секретность не позволяла нам работать при хорошей погоде по при- чине пролетов над полигоном амери- канских спутников-шпионов. Из-за них были сплошные запреты, и мы должны были работать в облачную по- году, или попадать в «окна», когда нет спутников. Когда самолет-аналог вы- возился на испытания, он накрывался брезентовым чехлом, при этом его гео- метрия изменялась настолько, что бы- ло вообще непонятно, что это под чех- лом везут, нельзя было даже догадаться о характере груза. Такой режим сек- ретности преследовал нас долгие годы. Все это время нас постоянно сопро- вождали представители КГБ, всегда присутствовали, интересовались на- шей работой, даже просили прочитать им лекции об изделии. Испытания «Спирали» проводились в соответствии с той комплектацией и с теми конфигурациями изделий, кото- рые были предъявлены на испытания - самолет-носитель Ту-95КМ с аналогом орбитального самолета 105.11 с двумя типами шасси: колесно-лыжным и чисто лыжным вариантами. Отдель- ной задачей испытаний являлось изу- чение возможности базирования ана- лога орбитального самолета на грунто- вых ВПП. Эти испытания проводились в г. Ах- тубинске, где специально для этого бы- ла создана грунтовая полоса длиной 5000 метров. Это было на полигоне Грошево, в пределах 20-30 км от основ- ной базы. Накануне проведения испытаний была разработана программа проведе- ния испытаний. Она включала в себя: пробежки по грунтовой полосе с колес- но-лыжным шасси, пробежки и подле- ты с лыжным шасси, проведение сов- местных испытаний носителя и анало- га орбитального самолета, и испыта- ния аналога в свободном полете после отцепки его от самолета-носителя. По результатам этих работ были по- лучены данные, позволившие сделать заключение о полной совместимости аналога «105.11» и самолета-носителя Ту-95КМ. В совместном полете они ве- ли себя как одно целое, и при этом после разделения существовали раз- дельно как самолет-носитель и как аналог орбитального самолета. Ха- рактеристики устойчивости и управ- ляемости при совместном полете поз- воляли обеспечить необходимую безо- пасность полета. После отцепки орбитальный самолет выполнял посадку на удалении от 25- 30 км до 40 км от точки сброса, при этом запас топлива в момент касания ВПП составлял 50-150 литров при об- щем запасе топлива 450-480 литров. По расчетам, при остатке 150 литров самолет в случае необходимости мог уйти на второй круг (по малому кругу), но это ни разу не потребовалось. Мне приходилось составлять полет- ное задание на испытательные полеты (на 105.11) и военным, и гражданским летчикам, а потом слушать отзывы и получать летную оценку в акте. Пило- ты оценивали самолет-аналог как прекрасную машину: она летучая, лег- ко управляемая, «плотно сидит на воз- душной подушке», особенно при подле- 1 Это единственное свидетельство существования спасаемого, т.е. многоразового проекта МКР «Буря». Можно предположить, что речь идет о поздних модификациях фоторазведчиков, у которых спасалась или вся МКР, или отсек с фотоаппаратурой. Именно по этому принципу впоследствии проектировался «Буревестник» в ОКБ-49 Г.М.Бериева. Он имел два варианта применения: на предельную дальность, без возвращения, с передачей данных разведки по радиоканалу, и с возвращением в точку старта и спасением отсека оборудования на парашютах. Разработка разведывательного варианта «Буревестника» велась до 1964 г, до поступления на вооружение (23.05.1964) созданного в ОКБ А.Н. Туполева дальнего беспилотного разведчика ДБР-1 «Ястреб» (Ту-123). При размахе крыла 8,41 м, общей длине 27,83 м, взлетном весе 35,61 т «Ястреб» имел максимальную скорость 2700 км/час на высоте 22800 м и дальность полета (по замкнутому маршруту) 3680 км. В первоначальном варианте у Ту-123 на парашюте спасалась только двухтонная носовая часть, содержащая фотоаппаратуру и навигационно- пилотажный комплекс, но в 1964 г. началась работа над полностью спасаемым вариантом, получившем обозначение «Ястреб-2» (ДБР-2, Ту- 139). «Второй Ястреб» снабжался посадочно-тормозным парашютом с площадью купола 1200-1500 м2 и рассчитывался на 10 полетов. Летные испытания Ту-139 начались в конце 1960-х годов, но вскоре программу свернули, как и все дальнейшие работы по стратегическим разведывательным беспилотным системам. Функции стратегической воздушной разведки постепенно перешли к космическим системам, при сохранении ряда стратегических разведывательных задач за авиацией. Не исключено, что и разведывательная «Буря», будь она все-таки создана, впоследствии разделила бы судьбу «Ястребов». - Примечание В.Л. 2 Обратите внимание на эту фразу - это лишнее подтверждение роли БОРа-4 как прототипа маневрирующей боеголовки (см. главу 18, стр. 392-396). Рискнем предположить - летные испытания маневрирующих боеголовок, преодолевающих на нисходящем атмосферном участке противодействие системы ПРО вероятного противника, о которых говорят в последние годы наши СМИ, своими корнями уходят именно к БОРам-4. Или к челомеевским (см. главу 6, стр. 118-123) МП-1 и МП-2(М-12). - Примечание В.Л. 459
Космические крылья ▲ Самолет-аналог 105.11 в экспозиции Центрального музея ВВС в Монино. Лето 2009 г. Фото Н.Чеканова те к земле. Это была очень летучая ма- шина, напоминавшая не столько ист- ребитель, а планер! Освоить машину летчику-испытателю первого-второго класса не составляло никакого труда. Правда, в этом им помогал тренажер в ЦАГИ, куда летчики-испытатели езди- ли для проведения тренировочных за- нятий перед началом полетов. В Заключении по испытаниям отме- чалось, что характеристики устойчи- вости и управляемости при различных перекладках рулей удовлетворитель- ные и позволяют говорить о том, что 105.11 безопасен в эксплуатации. Все полученные в реальных полетах дан- ные подтвердили работоспособность всех систем силовой установки (разви- вавшей тягу 2350 кгс), бортовых сис- тем и оборудования. Поэтому вывод у нас был один - необходимо продол- жить испытания на больших высотах и на больших скоростях, в том числе и на сверхзвуке (это планировались на изделии 105.12). Но этого не случи- лось, поскольку работы были прекра- щены по известным причинам. Расскажу о нескольких интересных эпизодах испытаний. Программа предусматривала оценку визуализации маркировки ВПП. Это была одна из серьезных проблем, пото- му что аналог орбитального самолета имеет непривычные для летчика углы обзора. Обзор был очень сужен из-за того, что кабина аналога 105.11 имеет малые окна в переплете (в связи с вы- сокими температурами у штатного ор- битального самолета1). Поэтому мы должны были оценить - сможет ли лет- чик с большой высоты опознать ВПП, на которую необходимо произвести по- садку, и зайти на нее по нужной траек- тории? Этого мы не знали, и это нужно было проверить. Проверяли это в полетах на самолете МиГ-21, на котором специально обкле- ивали фонарь кабины так, чтобы лет- чик имел такой же обзор, как и на са- молете-аналоге орбитального самолета. При этом специалисты 26-го («аэро- дромного») НИИ Министерства оборо- ны разрабатывали различные виды маркировок. Намучались мы с этой маркировкой здорово! Пытались наносить марки- ровку известью, но из-за эрозии почвы (там, в ахтубинской степи, очень свое- образные ветровые нагрузки на поле) ветер быстро сметал эту известь. Пы- тались маркировать матерчатыми по- лотнами (специальными ткаными по- лотнищами), укладываемыми на зем- лю. Это оказалось, во-первых, очень трудоемкой работой, а во-вторых - ес- ли ее оставишь, то тут же пастухи, ка- захи моментально все это прибирали к рукам. Хозяйственные ребята... Пытались маркировать смесью ма- зута и битума. Черные пятна очень хо- рошо выделялись на фоне рыжей сте- пи. Этим способом маркировки мы в основном и пользовались. Был такой случай. Пробежки в 1976 г. мы делали до глубокой осени. На следующий год, по весне, решили пос- мотреть - сохранилась ли маркировка. Вместе с Василием Евгеньевичем Уря- довым, который был начальником службы безопасности в ГНИКИ ВВС, мы полетели на вертолете посмотреть на грунтовую полосу. Подлетаем к ГВПП (грунтовой ВПП), смотрим свер- ху и ... удивляемся: как здорово отмар- кирована полоса! В тех местах, где мы поливали мазутом и битумом, влага в земле сохранялась под этим покрыти- ем гораздо дольше, и образовывался парниковый эффект. Степные тюльпа- ны быстро пробивали себе путь к све- ту, расцветали, и получилась яркая на- туральная маркировка из цветов! Это было настолько красиво и необычно, Если переплет кабины дозвукового самолета-аналога "105.11" повторял переплет последнего проектного варианта орбитального самолета, то вопрос наличия у штатного орбитального самолета отделяемой кабины пилота, и ее конфигурации (см. стр. 236) нужно считать открытым... - Примечание В.Л. 460
Дополнение к Главе 16 что вызывало восхищение. Жалко, что эта картина просуществовала недолго - полевые цветы недолговечны, и к сле- дующим пробежкам это все пропало... Были и негативный момент, за кото- рый я лично получил взыскание. Дело обстояло так: «аэродромные ребята» (из НИИ-26) предложили маркировать ВПП воздушными шарами типа метео- рологических зондов, которые надува- ются гелием. Идея состояла в том, что надутые и покрашенные шары будет видно с любого расстояния. Однажды молодой парнишка из института нес шар, а во рту у него была сигарета. Был ветер, и зонд болтало из стороны в сто- рону. В определенный момент прои- зошло соприкосновение оболочки бал- лона с сигаретой, в результате чего шар взорвался. Хлопок был довольно мощный, парня оглушило. Мы тоже ис- пугались, бросились к нему. Все это произошло на глазах аэродромного ру- ководства, ну и меня немного взгрели [смеется. - В. Л.]. Все по делу - безопас- ность людей при испытаниях должна быть на первом месте. Помимо этих испытаний, мы плани- ровали провести испытания на авиа- транспортабельность самолета-анало- га «105.11» вертолетом Ми-ЮК («Воз- душный кран»). Но уже в ходе подготов- ки эти полеты были отменены - к этому времени уже было создано НПО «Мол- ния», разворачивались работы по «Бу- рану», и «Спираль» стала не нужна. В историю с арбузными корками не все верят, сомневаясь - а было это или не было? Я утверждаю, что было. На последнем испытании перед пе- релетом изделия с одного аэродрома на другой мы после долгого перерыва выполняли пробежки по грунту с лыжными шасси в полной комплекта- ции. Технология подготовки к полету была следующей. С основной базы до аэродрома Грошево следовала целая вереница машин с изделием. В нее входил автокран, пожарная машина, машина скорой помощи (или сани- тарная машина с врачом), топливо- заправщик, машины с оборудованием и т. д. Всего в караване набиралось до 12 машин. По прибытию на аэродром изделие с помощью крана поднималось с те- лежки и устанавливалось на грунт. Одну пробежку на лыжном шасси мы пытались сделать весной, и изделие вроде бы повело себя нормально, но саму пробежку из-за неисправности мы отменили. Но тогда была сочная зеленая трава, и лыжи скользили как по маслу. А здесь (это было в начале- середине августа1) поставили изделие на грунт, Авиард Гаврилович Фасто- вец садится в кабину, запускает дви- гатель, начинает выводить его на пол- ные обороты, газует... Изделие не тро- гается! Еще газует - изделие стоит на месте. И нет никаких симптомов, что аналог вообще стронется! Выключаем двигатель и начинаем анализировать - в чем дело? Почему стоим? Пришли к выводу, что сцепление с грунтом очень сильное. Как уменьшить? Ник- то не знает... Одно из предложений было такое: - У нас здесь есть пожарная машина - давайте приподнимем изделие кра- ном, и смочим грунт под шасси и по пу- ти разгона. Должно пойти! Смочили. Еще хуже стало - шасси стало утопать во влажном грунте. И тогда начальник полигона Иван Ива- нович Загребельный, хороший мужик, общительный полковник, который до этого стоял в стороне, сказал: - Ребята, да что вы мучаетесь?! На- бейте арбузов, подложите под шасси, и все пойдет! - А где арбузы? - Да вон! И показывает направление на бахчу. А так как Иван Иванович был хозяин полигона, и на нем, естественно, были зоны, куда никого не допускали, то в дни, когда не было полетов, он высажи- вал там арбузы. У него там были целые бахчи арбузов. С нашего согласия он дает команду дежурному, который берет машину, сажает туда солдат, и они привозят полный грузовик арбузов. Изделие приподняли, накололи перед ним арбу- зов, подложили под шасси, побольше арбузной мякоти и корок перед маши- ной раскидали, и руководитель брига- ды говорит Фастовцу: - Ну, Авиард Гаврилович, садись с Богом! Он залез в кабину, мы его чуть ли не перекрестили, и вперед! Фастовец га- занул, и машина стронулась, и ... пош- ла! Сначала потихонечку, затем стала разгоняться все быстрей и быстрей! Нам было важно, чтобы машина стро- нулась с места, так как максимальное сцепление с грунтом развивается именно в момент страгивания. А даль- ше все уже проще, потому что по мере разгона машина приподнимается за счет аэродинамики, и сцепление с грунтом ослабевает. Закрытие программы «Спираль» - это была очень грустная история... Я решил написать пиьмо в ЦК КПСС. Составил текст и обратился по подчи- ненности к своему начальнику 1 -го от- дела Валерию Павловичу (фамилию, к сожалению, уже не помню). Он поста- вил свою визу на моем письме «К печа- ти», чтобы секретная машинистка в режимном машбюро его напечатала, так как мы не имели право печатать секретные документы сами. А потом, сказал: - Дальше пробивай все сам. Я пошел к начальнику политотдела ГНИКИ ВВС Степаненко. Он сказал: - Ну что такое?! Как же мы будем сразу обращаться в ЦК КПСС? А ну как что не так? Давайте лучше мы это об- ращение не прямо в ЦК пошлем, а нап- равим на имя начальника политуправ- ления ВВС. И хотя я, как член партии, согласно Уставу КПСС имел право обратиться напрямую в ЦК, Степаненко забирает у меня письмо и направляет его в Моск- ву секретной почтой по своему адресу. Через некоторое время он меня вы- зывает и, показывая обращение в ЦК, подписанное летчиками-испытателя- ми (там были почти те же слова, что и у меня), говорит: - Вы правильно поступили, молодец! Вы очень верно ставите вопрос о сохра- нении изделия и продолжении работ! Спасибо вам большое, что есть еще на- стоящие коммунисты! [смеется. - В.Л.] Через неделю ответом на мое обра- щение из Москвы пришла лаконич- ная телеграмма: «Тема «Спираль» зак- рыта. Все материалы переданы в НПО «Молния»». Так получилось, что все работы, с ко- торыми я соприкасался, оказались в какой-то степени тупиковыми1 2: систе- ма «Спираль» не имела дальнейшего развития, как и «Буран», в котором мне довелось участвовать, не получил про- должения. Но я удовлетворен тем, что принимал участие в этих испытаниях, потому что мы утерли нос этим заокеа- нским ребятам, которые собирались милитаризовать космос. Может быть, только благодаря этим нашим работам, и тем результатам, которые мы получи- ли, космос не стал военным, а остался мирным и гражданским космосом». 1 Последняя пробежка перед перелетом была выполнена 24 сентября 1976 года, см. таблицу на стр.318. - Примечание В.Л. 2 В том числе самолет-аналог орбитального корабля БТС-002 ОК-ГЛИ. - Примечание В.Л. 461
Космические крылья Некоторые используемые термины Абляция - унос массы с поверхности твердого тела потоком набегающего газа в результа- те оплавления, испарения, разложения и химической эрозии. Абляция сопровожда- ется поглощением теплоты, что предохра- няет конструкцию от перегрева и разруше- ния, поэтому абляционные теплозащитные материалы применяются в конструкции ле- тательных аппаратов, движущихся в атмос- фере с высокими скоростями (гиперзвуко- выми и выше). Апогей - наиболее удаленная от центра Земли точка эллиптической орбиты космического аппарата. Аэродинамическое качество (К) - безразмер- ная величина, являющаяся отношением подъемной силы самолета к лобовому сопро- тивлению или отношением коэффициентов этих сил при определенном угле атаки. Мак- симальное аэродинамическое качество яв- ляется важнейшим фактором, влияющим на дальность горизонтального полета, скоро- подъемность, и определяющим дальность планирующего полета. Для наглядности можно считать, что планер с К=15, имея на- чальную высоту 1 км, пролетит до посадки (в горизонтальной плоскости) 15км. Балансировка - обеспечение равновесия действующих на летательный аппарат в полете моментов сил относительно одной или нескольких осей связанной системы координат с началом в его центре тяжести и/или сил, действующих вдоль тех или иных осей координат. В случае, когда при каких-либо условиях достигается устойчи- вое к внешним возмущением равновесие действующих моментов и сил, говорят о са- мобалансировке. Баллистическая траектория - траектория движения тела при отсутствии действия на него аэродинамической подъемной си- лы. При полёте баллистических ракет и ракетопланов в пределах атмосферы подъ- ёмная сила из-за отсутствия несущих по- верхностей и небольших углов атаки пре- небрежимо мала по сравнению с другими силами (например, весом ракеты), поэтому они движутся практически по баллисти- ческой траектории. Полёт любых летатель- ных аппаратов за пределами атмосферы всегда осуществляется по баллистическим траекториям. Бафтинг - вынужденные колебания летатель- ного аппарата или его частей под действи- ем нестационарных аэродинамических сил при срыве воздушного потока с несущей по- верхности (крыла, оперения) при больших углах атаки. Боковой маневр - величина возможного отк- лонения планирующего при спуске в атмос- фере аппарата в сторону от трассы полета. Зависит от аэродинамического качества ап- парата и измеряется в километрах. Глиссада - траектория полета летательного ап- парата при снижении. Каталитичность поверхности - способность конструкционного материала поверхност- ности космического корабля вступать в хи- мическое взаимодействие с высокотемпе- ратурной атмосферной плазмой, образую- щейся вокруг корабля на атмосферном участке спуска при движении аппарата в атмосфере с высокой скоростью. Повышен- ная каталитичность приводит к измене- нию физико-механических свойств мате- риала и вызывает дополнительный нагрев поверхности на 100-150°С. Коэффициент подъемной силы, су - безраз- мерный коэффициент пропорциональности, определяющий величину подъемной силы крыла в зависимости от его площади и вели- чины скоростного напора (набегающего по- тока воздуха). Круговое вероятное отклонение (КВО) - па- раметр точности стрельбы, определяемый как радиус круга, в который попадают 50% выстрелов при условии, что рассеивание снарядов (ракет) носит круговой характер вокруг точки прицеливания и подчиняется двумерному нормальному закону распреде- ления Гаусса. Магнитное склонение - угол между направле- нием на географический север (точку, где сходятся меридианы) и на магнитный север- ный полюс (на который указывает стрелка компаса); измеряется в угловых градусах. Миделево сечение (мидель) - наибольшее по площади поперечное сечение тела плос- костью, перпендикулярной базовой оси (для осесимметричного - оси симметрии) тела. Наклонение орбиты-угол, измеряемый в гра- дусах. под которым плоскость орбиты спут- ника пересекает плоскость земного эквато- ра. Если наклонение орбиты равно нулю, та- 462
Некоторые используемые термины кая орбита лежит в экваториальной плоскос- ти и называется экваториальной. При нак- лонении 90° орбита проходит над полюсами и называется полярной. Орбита (от лат. orbita - колея, путь) - траекто- рия, по которой движется вокруг централь- ного тела центр масс планеты, спутника пла- неты, искусственного спутника и т. п. В пер- вом приближении орбита определяется зако- нами Кеплера. Для более точного установле- ния орбит, например, больших планет, ис- пользуются аналитические теории движе- ния. Орбиты искусственных спутников в си- лу малости масс последних могут заметно из- меняться под действием внешних возмущаю- щих сил (например, аэродинамического тор- можения в верхних слоях атмосферы). Поэто- му периодически проводятся траекторные измерения, на основании результатов кото- рых часто выполняют коррекцию орбиты. Параллакс - расстояние (в километрах) от точ- ки старта авиационно-космической систе- мы до плоскости орбиты спутника, выводи- мого с использованием аэродинамического маневра на участке выведения. Упрощенно под параллаксом можно понимать расстоя- ние от аэродрома взлета (базирования) АКС до места воздушного старта с самолета-но- сителя разгонного блока с полезной нагруз- кой (второй ступени). Иногда (при возвраще- нии самолета-носителя на аэродром базиро- вания) под параллаксом подразумевают ра- диус действия АКС. Перегрузка - ускорение, выраженное в едини- цах ускорения свободного падения g, кото- рое составляет 9,81 м/с2. Перигей - ближайшая к центру Земли точка эллиптической орбиты космического аппа- рата. Поперечное V крыла - угловое отклонение плоскости хорд крыла от его горизонталь- ной базовой плоскости; характеризуется уг- лом \|/ и измеряется в градусах. В документа- ции по «Спирали» для определения положе- ния подвижных консолей крыла применяет- ся термин угол раскладки консолей V, из- меряемый от вертикальной плоскости (плос- кости симметрии). Ракетоплан - летательный аппарат, траекто- рия полета которого включает разгон и на- бор высоты с помощью ракетного двигателя и последующее планирование с выключен- ными двигателями за счет аэродинамичес- кой подъемной силы крыла или несущего корпуса. Реактивный двигатель, двигатель прямой реакции - устройство, создающее движу- щую силу в результате истечения из него струи вещества (рабочего тела), обладающей кинетической энергией. Возникающая при этом сила называется реактивной силой или тягой, и направлена противоположно исте- чению рабочего тела. В отличие от двигате- лей других видов, в реактивном двигателе отсутствует специального устройство - дви- житель (типа колеса, гусеницы, гребного или воздушного винта и т. д.); движителем явля- ется сам реактивный двигатель. Для работы реактивного двигателя требуются первич- ная энергия и рабочее тело. Энергия может содержаться в рабочем теле (потенциальная энергия сжатого газа, химическая энергия сжигаемого топлива), в отдельном источнике (например, в ядерном горючем) пли посту- пать из окружающей среды (солнечная энер- гия). Различают два основных класса реак- тивных двигателей: ракетные двигатели (РД) и воздушно-реактивные двигатели (ВРД). Рабочее тело ракетного двигателя запасено (в виде газообразных, жидких или твёрдых ве- ществ) в аппарате, на котором двигатель ус- тановлен. В воздушно-реактивном двигате- ле основную массу рабочего тела составляет окружающий атмосферный воздух, который используется в качестве окислителя при сжигании жидкого или твёрдого горючего, размещённого в аппарате. Возможны комби- нированные реактивные двигатели, сочета- ющие в себе признаки ракетного и воздуш- но-реактивного двигателей. Реактивные двигатели эффективны лишь при движении с большой скоростью, поэтому их основная область применения - летательные аппараты различных типов. ВРД использу- ется главным образом в авиации, РД - в ра- кетной технике и космонавтике. При скорос- тях и высотах полёта современных самолё- тов ВРД намного экономичнее РД на хими- ческом топливе (расход атмосферного возду- ха через ВРД не учитывается); они работают непрерывно в течение нескольких часов, их ресурс достигает десятков тысяч часов, в то время как маршевые РД работают несколько минут и рассчитаны (за некоторым исклю- чением) на однократное применение. Основ- ные преимущества РД перед ВРД состоят в их способности работать при любых скорос- тях и высотах полёта (тяга РД не зависит от скорости и даже возрастает с высотой), в ма- лых массе и габаритах. Кроме того, у РД диа- пазон возможных значений тяги неизмери- мо выше, чем у ВРД. До последнего времени в космонавтике применялись только РД, ко- торые обеспечивают достижение космичес- ких скоростей и различные перемещения в космосе. Рейнольдса число - безразмерный параметр, характеризующий собой соотношение инер- ционных сил и сил внутреннего трения в по- токе газа (или жидкости). Равен произведе- нию плотности р, характерных значений скорости V и линейного размера L, деленно- му на динамическую вязкость ц: Re=p V L/ц. Рысканье - отклонение летательного аппара- та от некоторого заданного направления полета. Скоростной напор - величина, равная произ- ведению половины плотности жидкости или газа на квадрат скорости V потока: q=p V2/2. Иногда эту величину называют динамичес- ким давлением. Суборбитальный полет - полет летательно- го аппарата по баллистической траекто-
Космические крылья рии со скоростью меньше первой косми- ческой, то есть без выхода на орбиту иску- сственного спутника Земли. Суборбиталь- ный полет обычно состоит из активного участка полета при работающих двигате- лях, участка свободного полёта, участка торможения в атмосфере и участка спуска - управляемого (планирующего - как у кры- латого летательного аппарата, или «сколь- зящего» - как у летательного аппарата с ма- лым аэродинамическим качеством) или баллистического. Тяговооруженность летательного аппарата - отношение тяги двигателей к общей массе, измеряется в кгс/кг или в безразмерных единицах. Угол атаки (а) - угол в градусах между продоль- ной осью летательного аппарата (осью ОХ) и направлением (вектором скорости) набегаю- щего потока воздуха, см. рисунок. Различа- ют также угол атаки крыла, определяемый как угол между направлением (вектором скорости) набегающего потока воздуха и плоскостью (хордой) крыла. Угол крена (у) - угол наклона летательного аппарата вокруг продольной оси, измеря- ется в градусах. Соответственно крен - отк- лонение плоскости симметрии летательно- го аппарата от местной вертикали к земной поверхности. Угол скольжения (Р) - угол в градусах между плоскостью симметрии летательного аппа- рата и направлением (вектором скорости) набегающего потока воздуха. Угол тангажа (1)) - угол продольного наклона летательного аппарата относительно гори- зонтальной плоскости, измеряется в граду- сах. Маневры с увеличением угла тангажа называется кабрированием, а с уменьшени- ем - пикированием. Удельная нагрузка (на несущую поверх- ность) - отношение веса летательного аппа- рата к общей площади несущей поверхности (крыла). Чем меньше удельная нагрузка, тем лучшими летными качествами обладает ле- тательный аппарат. Измеряется в кг/м2. Удельная тяга (удельный импульс) - показы- вает, какую тягу в килограммах силы создает килограмм топлива при сгорании в единицу времени (секунду). Этот параметр характе- ризует эффективность реактивного двигате- ля и измеряется в кгс сек/кг или (условно) в секундах. Удельный расход топлива - характеризует экономичность двигателя и определяется (для ТРД) как отношение расхода топлива (кг) к развиваемой тяге (в кгс или ньюто- нах) на 1 час полета. Измеряется в кг/кгс ч или кг/Н ч. Устойчивость - способность летательного аппарата восстанавливать режим полета, от которого он отклонился после воздей- ствия возмещения. Так как результатом воздействия могут быть отклонения вокг- руг всех трех осей системы координат, то различают устойчивости: путевую (курсо- вую, т. е. по рысканью), поперечную (по крену) и по углу атаки. Флаттер - незатухающие упругие автоколеба- ния конструкции (частей) летательного ап- парата при достижении определенной ско- рости полета, называемой критической ско- ростью флаттера. Флаттер представляет особую опасность, т. к. в случае его возникно- вения нагрузки на конструкцию могут очень быстро (в течение нескольких секунд) разру- шить летательный аппарат. Характеристическая скорость космичес- кого аппарата - сумма всех возможных приращений скорости (импульсов), полу- чаемых с помощью бортовых двигателей в процессе довыведения, формирования ра- бочей орбиты, сближения, причаливания и стыковки, а также для схода с орбиты и в ходе маневрирования при спуске; измеря- ется в м/сек. Центровка летательного аппарата - положе- ние центра масс летательного аппарата от- носительно носка средней аэродинамичес- кой хорды крыла, измеряется в процентах средней аэродинамической хорды. Иногда центровка определяется в долях продольно- го размера (длины) летательного аппарата. Число Маха (Мах, М) - безразмерная величи- на скорости, равная отношению скорости движущегося объекта к местной скорости звука. Если М<1, то аппарат движется с дозвуковой скоростью (те. со скоростью, меньшей скорости звука). Если М = 1, то скорость аппарата равна местной скорости звука. Диапазон скоростей 0,95<М< 1,1 на- зывается трансзвуковым (околозвуковым), диапазон 1<М<3 относится к сверхзвуко- вым, диапазон скоростей М>3 является ги- перзвуковым. 464
ЦНИИПСК 51ако им.Мельникова с 1880 гола Старейший в России Централь- ный научно-исследовательский и проектный институт строи- тельных металлоконструкций им. Н. П. Мельникова (ЦНИИПСК им. Мельникова) более 128 лет является лидером проектирования, обследования и экспертизы металлоконструкций в России. Основанный 1 декабря 1880 года знаменитым инженером, почет- ным академиком Владимиром Григорьевичем Шуховым, институт с самого начала стал известен своими новаторскими разработками. Им предложены первые проекты резервуаров для хранения нефти и жидкостей, созданы павильоны Всероссийской Нижегородской выставки (золотая медаль на Международной выставке в Париже]. Проекты В.Г. Шухова широко известны и сегодня: Шаболовская телебашня, перекрытие перрона Киевского вокзала, металлосте- клянные покрытия гостиницы «Метрополь», ГУМа, Главпочтамта, здания президиума Российской Академии наук и др. С 1044 г. по 1982 г. институтом руководил выдающийся инженер, ученый, академик АН СССР Николай Прокофьевич Мельников. В период его работы по проектам института было восстановлено большинство мостов, разрушенных в ходе Великой Отечественной войны. После войны в ЦНИИПСК были спроектированы конструк- ции всех доменных печей в нашей стране; создана конструкция первого в стране атомного реактора и реакторов для многих АЭС; разработаны новые типы зданий цехов; конструкция дюкера под р. :ква; конструкции высотных зданий МИДа и гостиницы "Украи- крупнейшие в мире вантовые трубопроводные переходы через на ; рекй. ЦНИИПСК является автором более сотни проектов крупней- ших отечественных заводов, в том числе Магнитки, Новокузнецко- го К КАГ Объекты ЦНИИПСК эксплуатируются также в Финляндии, Болгарии, Индии, Китае, Турции, Египте и в странах Латинской Америки. Для авиационно-космической отрасли специалистами ЦНИИПСК были спроектированы аэродинамические трубы Т-101, Т-104, Т-106, Т-128А ЦАГИ, крупнейшие радиотелескопы, основные стар- товые сооружения космического комплекса «Энергия-Буран» и Укбс, транспортно-установочный агрегат, монтажно-заправочный корпус, корпус стенда динамических испытаний и т.д. Общий объем запроектированных металлоконструкций «бурановской» инфра- структуры превышает 120 тыс. тонн. Одно из творений ЦНИИПСК побывало и в космосе - это был 10-|метровый радиотелескоп КРТ-10, успешно летавший на орби- тальной станции «Салют-6». РабЬта ЦНИИПСК для российской космонавтики продолжается. 13, Азовстали, Севмашпредприятия, ЗИЛа, АЗЛК, ВАЗа, ГАЗа, /1АЗа и многих других. www.stako.ru
Сокращения и аббревиатуры АБ - авиационная/аэродинамическая [управляемая] боеголовка АвиаВНИТО - Авиационное отделение Всесоюзного научно-инженерно- технического общества АДТ - аэродинамическая труба АКС - авиационно-космическая система АНК - аппарат с несущим корпусом АПАС - андрогинный периферийный агрегат стыковки АПО - аварийный подрыв объекта АПП - аварийное прекращение пуска АТ - азотный тетроксид АФУ - антенно-фидерные устройства БОР - беспилотный орбитальный ракетоплан БПБ - боковая полоса безопасности БЦВК - бортовой цифровой вычислительный комплекс БЦВМ - бортовая цифровая вычислительная машина БЧ - боевая (головная) часть ракеты ВА - возвращаемый аппарат ВБК - возвращаемая баллистическая капсула ВВС - военно-воздушные силы ВИАМ - Всесоюзный (с 1992 г. - Всероссийский) научно-исследовательский институт авиационных материалов ВКА - воздушно-космический аппарат ВКС - воздушно-космический самолет ВМК - возвращаемая маневрирующая капсула ВМС - военно-морские силы (зарубежных стран) ВМФ - Военно-морской Флот (СССР) ВНИИРА - Всесоюзный научно- исследовательский институт радиоаппаратуры ВО - вертикальное оперение ВОС - военный орбитальный самолет ВПВ - высококонцентрированная перекись водорода (Н2О2) ВПК - Комиссия Президиума Совета Министров СССР по военно- промышленным вопросам ВПП - взлетно-посадочная полоса ВРД - воздушно-реактивный двигатель ВСУ - вспомогательная силовая установка ВТБ - внешний топливный бак ВЧ-СВЧ - «Высокая частота - сверхвысокая частота» ГВМ - габаритно-весовой макет ГДУ - газодинамическое управление ГИРД - Группа изучения реактивного движения ГКАТ - ГЪсударственный комитет по авиационной технике СССР ГКНПЦ - ГЪсударственный космический научно-производственный центр ГККРС - глобальная космическая командно- ретрансляционная система ГК НИИ - ГЪсударственный краснознаменный научно-испытательный институт ВВС (до 1965) ГКО - ГЪсударственный комитет обороны ГКОТ - ГЪсударственный комитет по оборонной технике ГЛИ - горизонтальные летные испытания ГНИКИ - 8-й государственный научно- испытательный краснознаменный институт ВВС (с 1965) ГНПРКЦ- ГЪсудартственный научно- производственный ракетно-космический центр ГПВРД - гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель ГСП - гиростабилизированная платформа ГСР - гиперзвуковой самолет-разгонщик ГУКОС - Бтавное управление космических средств Министерства обороны СССР ГЧФ - головная часть фюзеляжа ДМВ - декретное московское время ДКС - двигатели коррекции и стабилизации ДОС - долговременная орбитальная станция ДП - дальний планирующий [аппарат] ДПО - двигатели причаливания и ориентации ДУ - двигательная установка ЖВ - жидкий водород ЖК - жидкий кислород ЖРД - жидкостный ракетный двигатель ЗиХ - Завод имени М.В.Хруничева, Москва ИК - инфракрасный (прибор) ИКВ - инфракрасная вертикаль ИСЗ - искусственный спутник Земли КА - космический аппарат КБ - конструкторское бюро КБОМ - Конструкторское бюро общего машиностроения КБР - крылатая баллистическая ракета КБХА - Конструкторское бюро химической автоматики, г. Воронеж КВО - круговое вероятное отклонение КГБ - Комитет государственной безопасности СССР КИС - контрольно-испытательная станция КК - космический корабль КНР - Китайская Народная Республика КП - команда «Контакт подъема» КПБ - концевая полоса безопасности КР - крылатая ракета КРМД - крылатая ракета межконтинентальной дальности КРДД - крылатая ракета дальнего действия КСНО - комплекс средств наземного обслуживания КТДУ - корректирующее-тормозная двигательная установка ЛА - летательный аппарат ЛИБ - летно-испытательная база ЛИИ - Летно-исследовательский институт имени М. М. Громова ЛИК - летно-испытательный комплекс ЛКИ - летно-конструкторские испытания ЛЛ - летающая лаборатория ЛОК - лунный орбитальный корабль М - число Маха (отношение скорости аппарата к местной скорости звука) МАИ - Московский авиационный институт имени Серго Орджоникидзе МАКС - Многоцелевая авиационно- космическая система МАП - Министерство авиационной промышленности МБР - межконтинентальная баллистическая ракета МГД - магнитогидродинамический (ускоритель) МИК - монтажно-испытательный корпус МКИБ - межведомственная комплексная испытательная бригада МКР - межконтинентальная крылатая ракета МКС - многоразовая космическая система МП - модель планирующая МО - Министерство обороны МОМ - Министерство общего машиностроения МОП - Министерство оборонной промышленности МРП - Министерство радиопромышленности MCA - международная стандартная атмосфера МТКС - многоразовая транспортная космическая система НАТО (NATO) - Организация Северо- Атлантического договора НДМГ - несимметричный диметилгидразин НИИ - научно-исследовательский институт НИИАС - Научно-исследовательский институт авиационных систем НИОКР - научно-исследовательская и опытно- конструкторская работа НИП - наземный измерительный пункт НИР - научно-исследовательская работа НИЦ - научно-исследовательский центр НКАП - Народный комиссариат авиационной промышленности НКВД - Народный комиссариат внутренних дел НПО - научно-производственное объединение НТО - научно-технический совет НЧФ - носовая часть фюзеляжа ОДУ - объединенная двигательная установка ОК - орбитальный корабль ОКБ - опытно-конструкторское бюро/особое конструкторское бюро ОКГ - отделяемая крылатая головка ОКДП - объединенный командно- диспетчерский пункт ОМА - орбитальные малые аппараты ОПГ - отсек полезного груза ОПС - орбитальная пилотируемая станция ОС - орбитальный самолет ОСИ - огневые стендовые испытания ОСОАВИАХИМ - Общество содействия авиации и химии ПАО - приборно-агрегатный отсек ПВД - приёмник воздушного давления ПВО - противовоздушная оборона ПВРД - прямоточный воздушно-реактивный двигатель ПВРДсг - прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением ПГ - полезный груз ПГО - приборно-грузовой отсек ПГО - переднее горизонтальное оперение ПКА - планирующий крылатый аппарат/планирующий космический аппарат ППК - пилотируемый космический корабль ПРО - противоракетная оборона ПСС - поисково-спасательное судно ПТО - подвесной топливный отсек Р - ракета (или «ракетоплан» в терминологии ОКБ-52) РБ - разгонный блок РДТТ - ракетный двигатель твердого топлива РКА - Российское космическое (ныне ФКА - Федеральное космическое) агентство РКК - Ракетно-космическая корпорация РЛА - ракетные летательные аппараты РЛС - радиолокационная станция PH - ракета-носитель РНИИ - Реактивный научно- исследовательский институт РПИ - ракетный истребитель-перехватчик РСУ - реактивная система управления РТС - радиотехническая система РУД - ручка (рычаг) управления двигателем 466
СА - спускаемый аппарат САС - система аварийного спасения САХ - средняя аэродинамическая хорда СБИ - система бортовых измерений СДВНВ - система дожигания выбросов непрореагировавшего водорода СКБ - специальное конструкторское бюро СМ - Совет Министров СМИ - средства массовой информации СНАУ - система навигации и автоматического управления СНВП - система наддува и вентиляции планера СНГ - Содружество независимых государств Совмин - Совет Министров СССР СОЖ - система обеспечения жизнедеятельности СОИ - стратегическая оборонная инициатива СОТН - самолет оптико-телевизионного наблюдения СОТР - система обеспечения теплового режима СПВРД - сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (иногда - прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением) СПУ - самолетное переговорное устройство ССР - сверхзвуковой самолет-разгонщик СССР - Союз Советских Социалистических Республик СТИ - система телеметрических измерений СУ - система управления СЧФ - средняя часть фюзеляжа США - Соединенные Штаты Америки СЭП - система электропитания ТАСС - Телеграфное агентство Советского Союза ТВРД - турбинный воздушно-реактивный двигатель ТГК - транспортный грузовой корабль ТДУ - тормозная двигательная установка ТЗП - теплозащитное покрытие ТЗЭ - теплозащитный экран ТИА - транспортный исследовательский аппарат ТКС - транспортный корабль снабжения ТНА - турбонасосный агрегат ТПД - турбопрямоточный двигатель ТПКА - транспортный пилотируемый космический аппарат ТРД - турбореактивный двигатель ТРДФ - турбореактивный двигатель с форсажной камерой ТТЗ - тактико-техническое задание ТГУ - твердотопливные ускорители УБ - управляемая боеголовка УКВ - ультракороткие волны УКСС - универсальный комплекс стенд-старт УР - универсальная ракета УС - управляемый спутник УФ - ультрафиолетовый ФАР - фазированная антенная решетка ФГБ - функционально-грузовой блок ФКА - Федеральное космическое агентство ФРГ - Федеративная Республика Германия ФСБ - функционально-служебный блок ХИП - химический источник питания ХЧФ - хвостовая часть фюзеляжа ЦАГИ - Центральный аэрогидродинамический институт имени Н. Е. Жуковского ЦВК - цилиндр выверки курса ЦИАМ - Центральный институт авиационного моторостроения ЦКБ - Центральное конструкторское бюро ЦКБМ - Центральное конструкторское бюро машиностроения ЦКБЭМ - Центральное конструкторское бюро экспериментального машиностроения ЦК КПСС - Центральный комитет Коммунистической партии Советского Союза ЦМ - целевой модуль ЦНИИмаш - Центральный научно- исследовательский институт машиностроения ЦНИИРТК - Центральный научно- исследовательский институт робототехники и технической кибернетики ЦПК - Центр подготовки космонавтов ЦУП - Центр управления полетом ЭБАХ - эталонный банк аэродинамических характеристик ЭКР - экспериментальная крылатая ракета ЭМЗ - Экспериментальный машиностроительный завод имени В.М.Мясищева ЭПОС - экспериментальный пилотируемый орбитальный самолет АВМА (Army Ballistic Missile Administration) - Управление баллистических ракет Армии США ACES (Air-Collection Engine System) - двигательная установка с аккумулированием и обогащением воздуха AEV (Aerothermoelastic Vehicle) - аппарат для испытаний аэротермоупругости ARDC (Air Research and Development Command) - Управление научно- исследовательских и опытно- конструкторских работ ВВС США ASSET (Aerothermodynamic Structural System Environmental Test) - аэротермодинамические испытания конструкции ASV (Aerothermodynamic Structural Vehicle) - аппарат для аэротермодинамических испытаний конструкции BIS (British Interplanetary Society) - Британское межпланетное общество BoMi (Bomber-Missile) - бомбардировщик- ракета CRV (Crew Return Vehicle) - корабль для возвращения экипажа CSM (Command-Service Module) - командно- служебный модуль DFS (Deutsches Forschungsinstitut fur Segelflug) - Немецкий институт планеризма Dyna-Soar (Dynamic Soaring - «динамическое планирование», либо DYNamic AScent and SOARing [Flight] - «динамический набор высоты и планирование») ELDO (European Launch Development Organization) - Европейская организация по разработке ракет-носителей. ESRO (European Space Research Organizalon) - Европейская организация по космическим исследованиям Сокращения иаббоаййЬт^^^^ HIRES (Hypersonic In-flight Refueling System) - система дозаправки в полете на гиперзвуковой скорости HSRA (High Speed Research Aircraft) - высокоскоростной исследовательский самолет HYFAC (Hypersonic Research Facility) - средство для проведения гиперзвуковых исследований HYWARDS (Hypersonic Weapons Research and Development Supporting System) - программа НИОКР в области гиперзвуковых систем оружия IAF (International Astronautical Federation) - Международная астронавтическая федерация LACES (Liquid Air Collection Engine System) - двигательная установка с ожижением воздуха LM (Lunar Module) - лунный модуль MRRV (Maneuvering Reentry Research Vehicle) - маневрирующий аппарат для исследований входа в атмосферу MUSTARD (Multi Unit Space Transport and Recovery Device) - многоблочная транспортная космическая система NAA (North American Aviation) - «Северо- американская авиационная компания» NACA (National Advisory Committee for Aeronautics) - Национальный консультационный комитет по аэронавтике NASA (National Aeronautical and Space Administration) - Национальное управление по аэронавтике и исследованиям космического пространства. NASM (National Air and Space Museum) - Национальный аэрокосмический музей NASP (National Aero-Space Plane) - Национальный воздушно-космический самолет NHFRF (National Hypersonic Flight Research Facility) - Национальная программа создания гиперзвуковой летающей лаборатории PILOT (Piloted Low-Speed Tests) - пилотируемые испытания на малых скоростях PRIME (Precision Recovery Including Maneuvering Entry) - точная посадка с орбиты с использованием маневра при входе в атмосферу RLM (Reichsluftfahrt Ministerium) - Рейхсминистерство авиации RMD (Reaction Motors) - реактивный (ракетный) двигатель RoBo (Rocket Bomber) - ракетный бомбардировщик SAB (Science Advisory Board) - комиссия научных консультантов SLV (Standard Launch Vehicle) - стандартная ракета-носитель START (Spacecraft Technology and Advanced Re-entry Test) - испытания технологии возвращения перспективных космических аппаратов USS (United States Ship) - корабль Соединенных Штатов 467
Космические крылья Именной указатель Аброскин О. М. 375 Агафонов В. П. 374 Адамс М. (Adams М.) 87-88,93,101,103 Александров А. П. 458 Алексеев 63 Алексеев Р. Е. 442 Алексеев Э. В. 340 Аллави Дж. (J.Allawy) 92 Аллен Дж. (J. Р.Allen IV) 422 Аллен X. (Н. Allen) 130 Амет-Хан С. 21 Армстронг Н. О. (N. A. Armstrong) 25, 87-88, 92, 94, 136, 147-148 АнановА. (Alexander Ananoff) 45 Андреева Н.В. 6 Анохин С. Н. 21 Алт МДМ. Apt) 25-26 Арчер Г. (Н. Archer) 92 Афанасьев В. М. 415 Афанасьев И. Б. 5, 11 -12, 73, 106 Афанасьев С. А. 257, 321 -324 Арцебарский А. П. 415 АубакировТ.О. 446 Ахромеев С. Ф. 340 Ашнивец А. Я. 259 Байхель Р. (R. Beichel) 48 Бакланов О. Д. 262 БакштЮ.В. 231 Баранов П. И. 66 Барковский В. И. 6 Бартини Р. Л. 106,126 Бачурин И. И. 415 Башилов А. С. 438 Бахем Э. (Е. Bachem) 17-18 Бахчиванджи Г. Я. 12 Безвербый В. К. 210 Беккер Дж. (J. V. Becker) 83, 93, 101, 103-104, 129-130, 132 Беккер К. Э. 29-30 Белевич И. С. 120 Беляков А. Н. 267 Беляков Р. А. 274-275,303,339 Белов И. Ф. 351 Белосвет А. А. 259, 309, 447 Белоцерковский С. М. 279-285 Бенсон Дж. (J. Benson) 419-420 Березняк А. Я. 11, 20, 216, 258-259, 321 Березовой А. Н. 302, 307, 458 Бериев Г. М. 78, 126, 442, 459 Берия Л. П. 63 Берсудский 3. Е. 201, 231 Бетретдинов И. 452 Бёмкер A. (A. Baeumker) 13 БёхнерО. 15 Бикл П. (Р. Bickle) 171 Биллинг Ф. (Е Billing) 187 Бирюзов С. С. 115 Бисноват М. Р. 22-23, 66-67, 322 Блохин Ю. Д. 257, 259, 267, 321, 323, 339, 342 Бобков В. Н. 106-107 Богдан Л. М. 220, 228, 258-259, 321-322, 340, 342 Богов Ю. П. 424 Богомолов А. Ф. 237 БокЧ. 89 Боллей У. (W. Bollay) 47-49 Болховитинов В. Ф. 10-11, 61-63, 68 Бондарюк М. М. 66, 68-69 Боно Ф. 9 Бородай А. С. 329-330, 337,415 Браун В. фон (W. von Braun) 13, 17, 29-34, 36-37, 44-48, 54, 61-64, 145- 146, 171, 173, 191 Браун Г. (Н. Brown) 151 Браун К. (С. Е. Brown) 83 БраухичВ., фон 31 Бредт И. (I. Bredt) 37-43, 62-64, 77, 83, 127 БрезгиноваН.Г. 108, ПО Брежнев Л. И. 263, 276, 338, 348, 391, 397 Бриглеб Г. (G. Briegleb) 163 Брук А. А. 108, ПО Бруква Е. Н. 259 Будник А. С. 68-69 Будько В. 308, 318, 324 Бушуев К. Д. 68 Быков Ю.Ф. 309 Быковский В. Ф. 282, 284-285 БычевЮ.Н. ??? Бэнкс П.М. 413 Бэтти С. Б. 9 Бюшгенс Г. С. 434 Валье М. 13,37 Вальтер Г. (Н. Walter) 13-14, 16-17 Вальтер М. 6 Ван Гу 7 Ванников Б. Л. 62 Варзиц Э. (Е. Warsitz) 13 Васильев-Люлин Г. И. 68 Вар лашин В. Н. 376 Васильченко К. К. 309, 413 Введенский Б. Г. 258-259 Веревкин Н. Н. 231 Верников Я. И. 319 Вершинин К. А. 62-63, 123, 203, 262, 281, 301, 455 Виккерс 63 Винклер И. 29 Владычин Г. П. 288, 351, 354, 424 Власов И. А. 324,335,337 Вознесенский Н. А. 62 Воинов Л. П. 206, 210, 222, 224, 231, 348, 351 Волк И. П. 6, 284, 304, 318-320, 400, 415, 456 ВолкоФ. (F.Wolko) 26 Волков В. В. 426 Волков В. И. 280 Волынов Б. В. 282 Воробьев Л. В. 302 Воскресенский Л. А. 62 Востриков М. Н. 351, 352 Вуд Дж. У. (J.W.Wood) 147-148, 150, 152, 166 Вудс Р. Дж. (R. J. Woods) 83 Вуламс Дж. (J.Woolams) 24 Высоков А. В. 267 Гкврилов В. 364 Гагарин Ю.А. 6, 92, 126, 137, 152, 279-285, 301, 305, 328, 332, 343, 438, 448-449, 457 ГкйдуковЛ.М. 61-62 ГкллайМ.Л. 19 Гклланд А. 17 Гулямов Р. М. 259 Гарсов Г. М. (ГЬреев Г. М.) 267 Геббельс Й. 32 Гейзенберг В. 44 Георгии В. 45-46 1Ьринг Г. 31 Германн Р. 44 Гётхерт 14 Гефт Ф. фон 37 Гйбсон Дж. (J. Gibson) 60 Гйбсон К. 6, 199 ГйбсонУ.Ф. 60 Гйммлер Г. 17-18,31 ГйтлерА. 13,30-31,34,41 Бтадышев М. К. 390 Бтенн Дж. (J. Н. Glenn) 87, 92, 152, 422 Птушко В. П. 10-12, 63, 70, 77, 209, 211, 216, 241, 321- 322, 341,415, 452 ГЪддардР. 9,13,37 ГЪлайтли Ч. 9 ГЪллендер М. Ю. 62 ГЪлованов Я. К. 61 ГЪлофастов В. Е. 20 ГЪловачёв В. Б. 284 ГЪмон Ю. 363 ГЪрбатенко В. В. 304 ГЪрбатко В. В. 282 Горбачёв М.С. 392, 411, 447 ГЪрбунов В. М. 328 ГЪрбуновЕ.А. 6 ГЪрдон Г. Ч. (Н. С. Gordon) 143, 147-148, 150, 152 ГЪрелов А. Г. 428 ГЪреловВ.А. 390 ГЪршков А. В. 6 ГЪршков С. Г. 386 ГЪфин М. Я. 438 Граупе 34 Грачёв А. Б. 426 Грачёв И. Г. 424 Гресс В. Ю. 351 Гречко А. А. 115, 241, 264, 284, 302, 339-340, 450, 455 Грёттруп Г. 36, 64 Гринина А. В. 259 Гриссом В. 87, 92 Гродзовский ЕЛ. 114 Громов М. М. 88, 214, 218, 236, 239, 264, 287, 299, 300, 323, 333, 347, 351-355, 371-372, 379, 398, 413, 431,439, 450 Груздев К. А. 12 Грушин П.Д. 341 Гудилин В. Е. 3, 6 Гудлин Ч. (С. Н. Goodlin) 24 Гуревич В. А. 238 Гуревич М. И. 20, 258 Гусев В. С. 375 ГЪтленд (Готланд) К. 9,31,36 Понтер 3. (S.Guenter) 22 Давыдов А. 263 Даггер Г. (G. Dugger) 187 Данилин В. 260 Данненберг К. (К. К. Dannenberg) 48 Дегтярев А. О. 6 Дедков А. И. 302 Дедюля В. 365 Дейна УХ. (W.H.Dana) 87-88, 91, 93-94, 147-148, 166, 169-171, 176- 177 Дементьев Г. П. 205-206, 210, 220, 239, 241, 257-259, 263, 296, 302, 311, 320, 322, 335, 341-342, 348 Дементьев П. В. 76, 241, 257, 262-263, 275-278, 321-323, 338- 339, 424, 450-451 Демин Д. Ф. 259 Дендерберя И. И. 267 ДермичевГ.Д. 77,112 Детеношев Б. 374 Джанибеков В. А. 302, 307 Дженкинс Д. 6, 147 Джентри Дж. (J. R. Gentry) 166, 169-171, 173 Джеффри А. 15 Джонсон К. (К. Johnson) 163 Дикхаус Г. 24 Диттмар X. (Н. Dittmar) 13-14 Дмитриев В. В. 6, 359, 362-365, 374, 384 Домбковский Н. 305, 384, 414, 450 Дорнбергер В., фон 29-31, 33-34, 36, 44, 46, 127-128, 130 468
Именной указатель Дорнье 44 Дородницын А. А. 114, 280 Драйден X. (Н. L. Dryden) 86, 88, 128, 163-166, 169, 171-172 Дрейк X. (Н.М. Drake) 84 Дрейпер A. (A. Draper) 179 Дьяченко А. А. 283 ДударЭ.Н. 6 Душкин Л. С. 11-12,20,23,65, 114 д'Эстен В. Ж. (V. G. d'Estaing) 388 Дэй Д. (D. A. Day) 163 Егер (Игер) Ч. (С. Е. Yeager) 24-25, 87, 166 Егоров И. В. 6 ЕпихинВ.М. 376 Ефимов Б. Е. 306 Ефремов А. Н. 428 Ефремов Г. А. 6, 107 Жавыркина 3. К. 227 Жбанов А. 384 Же данников А. И. 6 Житкин В. 6 Жуков В. В. 114 Жуков Е.М. 259 Жуковский Н. Е. 6, 62, 64, 126, 202, 266, 279, 280-285, 305, 438, 449, 450 Завгородный В. П. 231 Завидонов Н. Н. 203, 211 Загребельный И.И. 319 461 Задиранов Ю. В. 364 Заикин Д. А. 282 Зайцев П. В. 267 Зак А. 6 Зверев И. К. 6, 322-323, 340, 352 Зенгер X. (Н. Sanger) 6, 37-38, 41-42, 44-46, 63 Зенгер Э. (Е. Sanger) 37-47, 62-65, 77, 83, 127, 131-132, 149, 193, 196, 208 Зибель В. 22 Зиберт Л. (L. Siebert) 18 Зиглер Д. (J. L. Ziegler) 25-26 Зиммерман Ч. (С. Н. Zimmerman) 83 Злакозов А. И. 77 Зубец П. Ф. 245 Зуев А. А. 114 Зуев В. С. 76 ЗукертЮ. 150 Иваненко А. В. 120 Иванов В. К. 259 Ивлев А. В. 309 Изотов С. П. 228 Ильин В. 398 Ильичев В. В. 273 Ильюшин С. В. 78, 211 Иоффе 3. А. 208 Исаев А. М. 11 -12, 23, 61-62, 67, 70, 73 Исаков Ю. 267 Ищенко В. 312 Кавуновский Н.П. 424 Казаков И. Е. 203 Назаров Ю. К. 203 КазыбаевО.У. 428 Казьмин В. 270, 319, 327 Казьмин П. И. 22 Калганов В. В. 126 Каляшин В. С. 259 Каманин Н.П. 279, 281, 283, 455 Капитанов А. 6 Карасев В. Ф. 259 Карачун П. И. 259 Карлин В. С. 309,316 Карман Т., фон 45 Карпентер С. 87, 92 КарраскВ.К. 78 Картвели A. (A. Kartveli) 186-187 Картер Дж. 388 Картуковй.И. 21 Кацуба Н. 352 КвочурА.П. 446 Келдыш М. В. 61, 64-69, 76-77, 113,117, 218, 397 КельбФ. 16 Кеннеди Дж. 60, 150 Кеньон Дж. (G. Kenyon) 179 Кессельринг А. 30 Кибальчич Н. И. 9,414 КизимЛ.Д. 302,305,307 Киллиан Дж. (J. R. Killian) 86 Кильдюшова Л. А. 390 Кинчлоу А. 26, 87 Киреев А. Ю. 390 Кисунько Г. В. 202 Клепов Ю.Т. 309,335 Климов В. Я. 228 Кобзев В. И. 351 Коваленко А. 6 Ковалёнок С. Н. 343 Козельский В. С. 302 Козлов Д. И. 239,241,402 Козлов Ф. Р. 77 Коккинаки К. К. 309 Колесов П. А. 228, 233 Комаров В. М. 257-258 Комаров М. М. 277-278 Кондратенко В. Г. 328 Кондратов А. А. 6, 218, 287-288, 347, 424 Кондратюк Ю. В. 9 Конрад П. (С. Р. Conrad) 421 Константинов А. К. 424 Корицински П. (Р. F. Korycinski) 129 Корнуков А. М. 392 Корокин Э. И. 259 Королев С.П. 6, 9-11, 61-62, 66-69, 73-74, 105-107, 109, 112-115, 117, 120, 123, 126, 202,210,217, 239, 241, 257, 262, 266, 277, 279, 281-282, 304, 338, 342, 349, 450 Королева Н. С. 9 Короткова Л. К. 218 Костиков А. Г. 10 КостюкК. К. 216,266 Кошкин Н. И. 267 Краснянский А. 149 Крахт Ф. (Е Kracht) 21 Кроссфилд С. 26, 87, 89-90, 93-94 Круз А.Х. (А.Н. Crews) 147-148, 150, 152 Крутиков В. 260 Крюков С. С. 114 Крюков С. П. 236-237 Кудрин Б. Н. 12 Кузнецов Г. М. 457 Кузнецов Н. Д. 115, 117, 211, 274, 341 Кузнецов Н. Ф. 283 Куклин А. П. 301 Кулага Е. С. 111-113, 120-121, 123 Куницын В. 374 Купер Г. 87 Купер Н. (Cooper N.) 367 Курдюмов Ю. Н. 218 Курносенкова (Ежова) Т. Д. 433 Кутахов П. С. 323, 340, 450-451 Кутузов Н.Ф. 120 КутухинВ. П. 216 Куцевалов Т. Ф. 62-63 Кучеренко А. П. 321, 330, 456 Лабунская Е. В. 227 Лав М. (М. V. Love) 176-177 Лаваль 65 Лавочкин С. А. 62, 69-70, 73-74, 76-78, 118, 124, 202, 262 Лавренов А. 6 Лазарев В. Г. 301, 307 Лайер Г. (Н. Layher) 6, 439 Лангвейлер Г. 16 Л апыгин В.Л. 434 Лаудер Э. (Е. Lowder) 163 Лебедев В. 6 Лебедев В. В. 458 Левин И. И. 323 Левченко А. С. 304 Лей В. 36 ЛеМей К. (С. Е. LeMay) 100, 151 Ленин В. И. 297 Леонов А. Г. 6 Леонов А. А. 282,403 Лесив Г. И. 238 Липкин И. М. 424, 428 Липпиш A. (A. Lippisch) 13-15, 27 Лисович И. М. 68, 70 Литарев Э. И. 323 Лифшиц Г. Л. 215 Лиходедов А. 448 ЛихушинВ.Я. 76 Ллуэллин К. 382 Лобков Ю. А. 327 Лозино-Лозинский Г. Е. 180, 203, 205-206, 208-210, 213, 215, 217, 219, 221-222, 224, 231, 239, 243, 258-260, 275, 296-297, 302, 308, 317, 322-324, 334- 335, 340-343, 348-349, 356, 375, 386, 413, 415, 428, 432-433, 444, 448, 454-456 Лорен Р. (R. Lorin) 45 Лоузер С. 6, 33, 39-40, 48-50, 52, 55-60, 64-65, 98, 100- 101, 131-133, 135-136, 141-144 Лузянин В. И. 334 Лукас Дж. (G. Lucas) 448 Лукашевич В. П. 5, 34, 40, 65, 220, 228, 281, 311, 325, 327- 328, 330, 339-340, 342, 348, 356, 359, 375, 383, 398, 400, 438-439, 457 Лукин М. М. 63 Лучков А. 308, 311-312, 315, 318-319, 324 Льюис 186 Лэнгли 83-84, 93, 101-102, 130, 154, 165, 170, 177- 178, 182, 187 Любимов А. В. 218 ЛюлькаА.М. 109, 114-115, 117,213,341,433 Ляхов В. А. 302, 305, 307, 458 Мадер 44 Мазин А. 349 Майер М. 29 Майкапар Г. И. 266 Майра Д. (D. Myhra) 174 Макаревский А. И. 107, 114 МакКей Д. 87-88, 91,93 МакМёртри Т. К. (Т. С. McMurtry) 176-177 МакНамара Р. (R. S. McNamara) 101, 149-152, 153 Малина Ф. 45 Малиновский Р. Я. 77, 115 Маллик Д. (D. L. Mallick) 166 Малышев Ю. В. 302, 307 Малюх В. 6, 39 Манаков Г. М. 415 Мангалой Р. 42, 46 Манзури Р. 27 Манн А. 6 Манучаров А. А. 308, 337 Маринин И. А. 6 Мартелл- Мед П. 6 Маршалл 34, 190-191 Масленников А. А. 363 Матвеев В. А. 208, 280 Маханько А. 6, 416 Мёвиус А. С. 228 Мейзек Р. (Robert Masek) 179 Меницкий В. Е. 6, 262-263, 266, 275-277, 303-306, 308-310, 316-318, 320, 328, 338-340, 445-448, 455 Мескель М. 6 Мессершмитт В. 13, 15, 20, 44 Миклашевский Г. В. 62 Микоян А. И. 6, 20, 62, 123, 125, 201-203, 205-206, 208- 469
211, 216, 219-221, 227, 231, 237-238, 241, 257-260, 262-263, 266-267, 274-277, 297, 301-306, 308-309, 311-312, 315-319, 322, 324, 328, 331, 333, 338-340, 342-343, 416, 445-450, 453, 455 Микоян С. А. 6, 301, 308, 311, 328, 330, 334, 337, 342, 351, 356, 386, 456 Минаев А. В. 6, 275-278, 303, 328, 338-339 Мишин В.П. 61, 210, 277, 429, 450 Можайский А. Ф. 395 Мозжорин Ю. А. 68, 201 Моисеев В. А. 280 Моишеев И. Н. 62-64, 68 Молотков А. П. 211,216 Морев С. А. 376 Мосолов В. Е. 415 Мултопп Г. (Н. Multhopp) 172-174 МэнкеДж. (J.A. Малке) 167, 169-171, 173, 176-177 Мэттьюз Г. (Н. Matthews) 412, 414-415 Мюллер 189 Мюррей A. (A. Murray) 25 Мясищев В. М. 6-7, 69-70, 76, 80, 107-111, 113, 118, 120, 124, 202, 204, 215-216, 228, 262, 266, 280, 416,419, 424, 428-429, 453, 456 Надирадзе А. Д. 279 Назарбаев Н. А. 448 Назаренко Н. 6, 39 Назаров Г. Н. 70,77 Найдёнов В. П. 218, 259, 456 Найт У. Дж. (W.J. Knight) 87-88, 91, 93, 143, 147-148, 150, 152 Небель Р. 29 Неделин М. И. 115 Нейланд В. Я. 6, 347-348, 351, 354, 359, 374-375, 383, 388, 398, 400, 434 Некрасов В. 6, 146, 152, 442 Некрасов О. Н. 257, 259, 342 Непобедимый С.П. 252 Николаев А. Г. 282, 284-285 Нойманн Р. Д. (R. D. Neumann) 180 О'Салливан У. (W. J. O'Sullivan) 83 Обелов А. Н. 6, 301, 324-329 Оберт Г. 7,9, 13,29,34,37 Оберта Э. (A.Oberta) 149 Олейник Р. 15-16 Омельченко Г. 6 Опель Ф., фон 13 Опиц Р. (R. Opitz) 15-16 Орджоникидзе Г. К. (Серго) 323 Ордуэй Ф. 77 Орлов Б. А. 303,316,328 Орлов В. 309 Орочко Д. Ф. 77 Осин М. И. 334,363 Осминин К. П. 76, 114 Остапенко П. М. 6, 305, 316, 318, 324, 328, 330-332, 334, 342, 445-446 Охоцимский Д. Е. 397 Павлов А. Ф. 220 Павлов В. Ф. 231 Пайсон Д. 6 Паре 46 Патт К. (К. Patt) 32 Пауэлл С. 169,173 Пахомов А. К. 20, 23 Пашин М. М. 202 Перницкий С. И. 6, 287 Песавенто П. (Pesavento Р.) 6, 367, 382, 404, 406 Петерсен Н. 9 Петерсен Ф. 87, 91 Петров В. И. 328, 333 Петров Г. И. 76,114 Петров Н. И. 19 Петропавловский Б. С. 9 Петрушенко А. Я. 302 Пилюгин Н. А. 61, 434 Пименов В. В. 303 Пирке Г. фон 37 Питерсон Б. (В. Peterson) 165-166, 168-169, 171 Пицхелаури Т. Д. 282 Плужников Г. И. 376 Победоносцев Ю.А. 9, 61, 68 Поздняков И. Н. 362 Поликарпов Н. Н. 23 Полушкин Ю. Ф. 6, 206, 259 Поляков В. Ф. 267 Поляков Л. Г. 236-237 Полярный А. И. 11 Поляченко В. А. 6, 114-115, 117 Попов Е. П. 237 Попов Л. И. 458 Попов Л. С. 446 Попович П. Р. 281 -282, 284-285, 305 Потапов С. К. 309 Потопалов А. В. 322, 340 Почтарев А. 6 Прандтль 44 Прелль 44 Пугачёв В. С. 203 Пузырный Л. Д. 376 Пушкин А. И. 267 Пушкин А. С. 338 Пятахин В. И. 259 Пятахина 3. С. 259 Разинков А. М. 428 Райд С. К. 413 Ратушев В. Г. 371 -372, 379, 381 РашуортР. 87-88,91-92 Рейган Р. (R. W. Reagan) 391-392, 415 Рейнольдс 264, 423, 435 РепниковГ.А. 259 Рёссинг Г. (Н. Roessing) 21 Решетников Д.А. 257, 259, 267, 456 РивзД. 171 Рид Д. (R. D. Reed) 163,171-172 Ридель В. (W. J. Riedel) 30, 32, 48, 50 Ридель К. 29, 36 Ридли Д. 24 Роджерс Р. Л. (R. L. Rogers) 147-148, 150, 152 Романенко Ю. В. 302, 307 Рот Л. (L. Roth) 33-34 Роум Д. (D. Roam) 148 Рудольф А. 30 Рукосуев О. Б. 208 РыбкоН.С. 21 Рыжков Н. И. 323 Рюмин В. В. 458 Рябиков В. М. 62, 262 Рябов Я. П. 321-324 Рязанов О.Т. 309, 335 Сагдеев Р. 3. 409 Саенко В. И. 259, 267, 341, 456 Сайвертсон К. (C.Syvertson) 179 Самсонов Е.А. 206, 259, 278, 348-349, 351, 354, 424, 432- 433 Саттаров Н.Ш. 415 Сафронов Н. В. 352 Свищев Г. П. 114, 209, 322, 413 Седов Г. А. 333 Селезнев И. С. 216 Селецкий Я. И. 206, 210, 231, 237, 242, 348-349, 351 Селиванов В. П. 328 Селяков Л. Л. 112 Семёнов В. И. 208 Семенова К. 258 Семичастный В. В. 341 Семичастный В. Е. 341 Сенченко А. Т. 309, 335 Сербин И. Д. 322 Сергейчик Ж. Д. 282 Серебрийский 114 Серегин В. С. 301 Серов В. П. 376 Сиддики A. (A. Siddiqi) 6, 62 Силаев И. С. 205, 322, 339 Сименс В., фон 9 Симонов 114 Симонов М. П. 339, 444 Синицын Е. И. 267 Сихарулидзе Ю. Г. 397 Скоби Ф. Р. (Е R. Scobee) 176-177 Сковилл К. (С. L. Scoville) 162 Скоро делов В. А. 6 Скрипко А. И. 409 Скрылев В. В. 267 Слейтон Д. 87 Слепнев М. И. 267 Слободской Б. Н. 302 Смирницкий Н. Н. 68 Смирнов Л. В. 257, 322-323 Смирнов С. Г. 108, 110 Смородский А. А. 363 Соковых А. М. 415 Соколов В. Е. 227, 231 Соколов В. И. 203 Соколов Г. А. 238 Соловьёва И. Б. 282 Солодун И. А. 297, 312,317, 338 Солодухин В. 374 Соркин Р. Е. 61 Сорли Д. М. (D. М. Sorlie) 166, 169 Сорокин Ф.А. 343 Сотников Б. И. 6, 397-398 Сталин И. В. 19, 61 -62, 64, 262 Стормс X. (Н. A. Storms) 84, 99 Страуб Б. (В. Straub) 164 Струминский В. 114 Студнев В. В. 205, 211, 216, 219, 239, 257-259, 288, 296, 302, 305, 307-309, 311-312, 315, 317, 320, 322, 324-335, 337, 341 Студнев Р. В. 221, 266, 304 Стучалкин Ю.А. 351 Суворин П. В. 267 Султанов И. 22 Суриков Э. И. 307 Сухов А. 296, 297 Сухой П. О. 202, 211-212, 257, 262, 339, 433, 444, 452- 453 Сыров А. С. 433 Табаньков В. Е. 216 Таганов 114 Танк К. (K.Thnk) 44,172 Творогов Н. Г. 424, 428 Терешкова В. В. 282 Терюшин А. П. 259, 267 Тесленко С. Ф. 227 Тетянец В. В. 308, 324, 335, 337 Тиль В. (W. Thiel) 31, 34-35, 44 Тимошенко В. П. 428 Титов Б. М. 259 Титов Г. С. 92, 266, 279, 282, 285, 301-302, 305, 307, 338, 341, 349, 351, 361, 364, 374-376, 382, 384, 424, 450 Тихонов А. Н. 64 Тихонравов М. К. 9, 61, 105 Тищенко В. В. 424 Токаев Г. А. (Токати Г. А.) 62,64 Толстоусов Г. Н. 68, 70, 236 Томпсон М. О. (М. О. Thompson) 87-88, 91, 93, 104, 147-148, 150, 152, 164- 167, 169, 173 Троицкий Э. Н. 362 Труман Г. (Harry Truman) 49 Труфакин В. А. 6, 221, 259, 309-310, 312, 314-316, 319, 334, 432, 456 Туманский С. К. 115,215 Туполев А. А. 124, 320, 459 470
Туполев А. Н. 10-11,62,81, 106, 124-126, 211,216,341, 453 Тухачевский М. Н. 9 Тэйер Р. 9 Тюленев А. И. 279 Тюлин Г. А. 68 Тюрин П. А. 279 Уайнбергер К. 405 Уайт Р. 87-88, 90-92 Уайт Э. 87 Удалов К.Г. 6, 108, ПО УдетЭ. 13-14 Уилльямс У (W. С. Williams) 84 Уолкер Д. 26, 87-88, 90, 92-93 УортУ. (W. Worth) 185 Урядов В. Е. 305, 317-318, 324, 330, 332-334, 337, 460 Устинов Д. Ф. 62, 117, 123, 241, 262, 263, 264, 339, 349, 404, 450, 455 Уткин В. П. 76 Уткин В. В. 218, 288, 297, 351 Уэйксворд Р. 77 Фаворский О.Н. 215 Фаже М. (М. A. Faget) 132 Фастовец А. Г. 6, 277-278, 303-306, 308-310, 312, 314-320, 324-335, 342, 445-446, 461 Федоров В. П. 10 Федоров П. И. 61 Федорович В. Ф. 351, 424 Федосюк Ю. А. 61 Федотов А. В. 6, 88, 277-278, 301, 303, 305, 309, 317-318, 320, 328, 331-334 Федулов Ю. Е. 308-309, 312 ФелтцЧ. (C.H.Feltz) 84 Феоктистов К. П. 409 Ферри A. (A. Ferri) 187 Филипченко А. В. 301, 307 Флоров И. Ф. 23-24 Франсильон Р. (R. J. Francillon) 182 Фриде Г. 31 Фрич В., фон 30-31 Фролов В. П. 279 Фролов С. Г. 208, 216 Фульда В. 15 Халлион Р. 89 Ханов И. К. 424 Хаустов А. И. 307 Хундорф К. (К. Huhndorf) 415 Хейнкель Э. 13, 17, 44 Хейз Ф. (Е Haise) 166 Хейфиц И. Г. 273 Хендрикс Б. 6 ХиртВ. 14 Хислоп Ш. (S. L. Hislop) 160 ХоШиМин 306,338 ХоагП. (P.Hoag) 170, 171 Ходатаев Ю. 398, 400 Холл А. 27 Хопкинс Дж. (J. Hopkins) 187 Хоффман С. (S. Hoffman) 49 Храмов О. Н. 309 Хрестик Н. 329 ХристиановичС.А. 67-69 Хруничев М. В. 62-63, 443 Хрунов Е. В. 282, 303, 305, 307 ХрустоваГ.А. 267 Хрущев Н. С. 76-77, 115, 123-124, 201, 202, 262 Хрущёв С. Н. 202 Хуцель Д. (D. К. F. Huzel) 48 Хьюз Г. 163 Хютер Г. (Н. Huter) 48 Цандер Ф. А. 7, 9-11 ЦатурянК.Т. 259 Цветков В. 321 Цеппелин 32 Цизе В. (W. Ziese) 22 Циолковский К. Э. 7, 9, 37 Цирульников М. Е. 279 ЦуваревВ.И. 321 Цыбин П. В. 20-21, 105-107, 113, 124, 126, 220 ЦюбертГ. 18 Цянь Сюэсэнь 127 Чайковский П. И. 338 Чачикян Р. Г. 70 Чеканов Н. С. 6, 343 Челомей В. Н. 7, 107, 113-121, 123, 202, 217, 234, 242, 257, 262, 266, 277, 345, 404, 411, 444, 450 Чембровский О. А. 203 Чернобривцев В. М. 309, 319, 330, 340, 456, 459 Черноусов Н. А. 376 Чернышев Н. Г. 61 Черняков Н. С. 70, 77,118 Черток Б. Е. 10, 12, 61 -62, 68 Чесноков Е. 426 де Чиара Дж. (G. de Chiara) 6, 83, 85-86, 89, 91-92, 95, 99-103, 135, 154, 158, 164-165, 172, 175, 181 Чиркин В. М. 415 Чиш П. (Р. Czysz) 184 Чкалов В. П. 301, 303 Чумаченко А. А. 205, 208, 219, 250 Чупаков В. 374 Шабанов В. М. 414 Шавров В. Б. 20 Шавырин Б. И. 252 Шалагинов Ю. В. 323 Шаруев В. Е. 6 Шахтман М. Е. 61 Шахурин А. И. 11, 62, 262 Шепард А. 87, 92 ШирраУ. 87 Шитов В. К. 62 Шитов В. А. 284-285 Шиянов Г. М. 23 Шкадов 114 Шлядинский А. 6, 30, 33, 35, 50, 52-53, 67-68, 71-72, 79, 81-82, 134, 138-140, 143, 146, 149, 151-152 Шляхтенко С. М. 213 ШогинЮ.Н. 351 Шонин Г. С. 282 Шпеер А. 31 Шпете В. 16 Шривер Б. 150 ШтамерФ. 13 Штахе (Стахе) П. (Р. Stache) 285 Штеммер Й. 45 Штюве Б. 31 ШувиковА.А. 267 Шукст Ю. И. 259 Шульце X. А. 34 Шумов В. А. 201, 237, 242 Шустер П.А. 216, 257-260, 309, 316, 321-323, 335, 340 ШюсселеЛ. 31 Щеголев Л. М. 216, 258-259, 320-322 Щепин В. 211 Щетинков Е. С. 76, 82 Эверест Ф. 26, 87, 93 Эггерс A. (A. J. Eggers) 130, 132, 153, 179 Эдвардс (база) 87-88, 90, 92-94, 139, 147-149, 166, 171, 173, 177 Эдвардс Дж. (G. Edwards) 179 Эймс (центр) 130-132, 153-154, 163-165,180 Эйнкерн М. 6 Энгл Дж. (J. Engle) 87-88, 93, 166 Эневолдсон Э. (Е. К. Enevoldson) 176-177 Эно-Пельтри 37 Эрике К. 127-128, 130 Юганов В. Н. 20 Юданов С. С. 288 Юнкере 20 Юрай А. 6, 129 Юргенсон А. 6 Яковлев А. С. 62, 211 Яковлев Н.Д. 62 Якубов И. Ф. 23 Янгель М. К. 113, 266, 291, 324 471
Интернет-портал www.buran.ru Вадима Лукашевича является, бесспорно, самым информативным сетевым ресурсом, посвященным многоразовым космическим кораблям и авиационно- космическим системам. Значительную часть сайта составляют материалы, посвященные проекту «Энергия-Буран». Они в мельчайших подробностях представляют интереснейшую историю создания многоразовой космической системы, рассказывают о ее триумфальных пусках и трагической судьбе. Любой желающий может изучить конструкцию и технологию производства «Бурана», посмотреть имевшиеся планы его использования и варианты применения, прочитать о космонавтах- испытателях и программах несостоявшихся полетов. Достоинством сайта является эксклюзивная информация, основанная на воспоминаниях ветеранов космонавтики, очевидцев описываемых событий, поделившихся своими архивами и мемуарами. Упомянем лишь некотЗ^Ялх из них: Главного конструктора системы Игоря Садовского, Главного конструктора ракеты «Энергия» Бориса Губанова, заместителя Генерального конструктора ракетно-космической корпорации «Энергия» Вячеслава Филина, руководителя подготовки и пуска «Бурана» Владимира Гудилина, Главного конструктора системы управления ракеты «Энергия» Андрея Гончара. Общий объем представленной информации уникален - свыше 3000 страниц текста, более 2000 редких фотографий, рисунков, чертежей, графиков, рассекреченных документов, схем и анимаций, три часа видеохроники. Большая часть иллюстративного материала создана специально для сайта buran.ru, включая три десятка трехмерных (3D) компьютерных моделей авиационной и космической техники. За 10 лет своего существования сайт стал общепризнанным источником информации по «Бурану». Но не только - на сайте можно узнать и о большинстве других проектов многоразовых кораблей и авиационно-космических систем: «Спираль», «Заря», МАКС, МТК-ВП, «Энергия-2» (ГК-175), «Клипер», РАКС, «Байкал», МГ-19, «Dyna-Soar», «Space Shuttle», «Hermes», NASP, «Норе», «Hotel», «Sanger» и т.п. На основе сайта было выпущено три мультимедийные энциклопедии, и начата работа над следующей версией на пяти DVD-Rom. Также в планах выпуск серии DVD-фильмов по истории «Бурана». Обо всех обновлениях сайта, как и о выходе новых печатных, мультимедийных и видеопродуктов, можно узнать на странице новостей www.buran.ru/htm/news.htm
Предметный указатель Предметный указатель «0.03» («Буран») 407 «001» («Спираль») 260, 263, 266, 274, 287 «002» 260, 264, 266, 274, 277-278, 287, 304 «003» 260, 262, 264, 266, 274, 287 «004» 260, 262, 264, 266, 274, 287 «005» 260, 264, 266, 274, 287 1./JG400, эскадрилья 15 L/JG400 15 «1.01» («Буран», 1К1) 434-435 «1.02» 432 «105» 209, 322, 325, 327-332, 334 «105.11»(«101») 230, 260, 262-264, 266-272, 274-276, 287, 300-301, 303-304, 307-315, 317-321, 323-327, 330, 332-335, 337, 340- 342, 344, 403-404, 456 «105.12» («102») 260, 262-264, 266-267, 274, 277, 287, 301, 307, 322, 340-342 «105.12Д» 266 «105.13» («103») 260, 262-263, 266-267, 277, 287, 301, 307, 311, 322, 340-342 «105.Р5-39» 273 «105-205» 209 109-509 19 109-509. А-1 cm.RII.211 109-509. А-2Е 17 109-509.В 16 109-509.С 18,21 109-510 21 109-533 18 11А511 см. «Союз» (ракета-носитель) 11Д31 (РД-301) 216,452 11К65М 353 11К77 (SL-X-16) см. «Зенит» (ракета-носитель) 11С861 411 11Ф35 см. «Буран» (космический корабль) «120Р» 12 «121» («С») 126 «121», крылатая ракета 82 «123», крылатая ракета 82 «125» 125 12А 433 12Ф 433 12Х18Н10Т 267 12Х18Н9Т 267-268 «130» (Ту-130) 124, 125 «130Т» 126 «135» 125 «136/1» 125 «136/2» 125 «136» (Ту-136, «Звезда», «Красная звезда») 125, 126 «137» 125 «139» 125,340 14Ф70 см. «Заря» (космический корабль) 15А18М 395 15А35 см. УР-ЮОНУ 15Ж42 см. «Темп-2С» 15Ж45 см. «Пионер» 15Ж53 см. «Пионер-УТТХ» 15Ф173 395 15Х18Н12С4ТЮ СМ.ЭИ654 183Э 258 1К («Восток») 105 «2.01» («Буран») 432 2./JG400 15 II./JG400 16 «205» 209,322 «217», зенитная ракета 73 III./JG400 16 «302» 12, 27, 463 «305-1» 322,416,419 «305-2» 322,416 30П6 445 ЗОХГСА 267-268 ЗОХГСНА 267-268,315 «346» 21 «346-1» 22 «346-3» 22 «346-П» 22 «350» см. «Буря» ЗМК 202 ЗМ-Т («Атлант») см. ВМ-Т «40» см. «Буран», крылатая ракета «40А» 78 «41» 77 «41 А» 80 «42» 77 «43» 202 «466» 22 «46-А» 109 «48» 110-113 «486» 22 48-Т 441 «49» 112 4МЗАП5523 274 «5» (самолет М. Р. Бисновата) 22 «50» 208, 210, 213, 231-232, 244, 247, 266-267, 301-302, 331 «50-11» 210, 218, 228-229, 260 «50-22» 251-253 «50-50» 205,208-209 «5-1» 23 «5-2» 23 «54» 202 5Д21М 228,230,341-342 5Д29М 230 5Я24 340-342 «6», модель самолета «5» 23 698AN 160 7К-0К см. «Союз» (космический корабль) 820 Great Deals 438 «83» см. Е-155МП 8Д21 452 8К63 см.Р-12 8К65 см.Р-14 8К72 114 8К78 121-122 8К82К см. УР-500К 8К84 см.УР-100 8К96 см.РТ-15 8К97 см.РТ-25 8К98 см.РТ-2 8У210 294 9А-10485 см. МАКС А-1750 115 А1-ТШ (А1-ТШ-15000) 273, 274, 276 А-2000 115 А-300 (А-300-1, А-300-2) 115,117 А-40 см. «Альбатрос» А-42 442 А-57 106 А-600 (УР-500) 123 АБ 116 АБ-200 122 АБ-500 118 АБМ-3 226 «Абрамс» 57 АБС 315 АвиаВНИТО 10 Авиационная лаборатория имени Лэнгли NACA 83-84, 129, 132 Авиационная лаборатория имени Льюиса NACA 186 Авиационная лаборатория имени Эймса NACA 129-132, 163, 180 «Авиаэкспорт» 438 «Аврора» (Aurora) 182 «Агрегат № 1»(Aggregat-1, А-1) 30 «Агрегат №3» (А-3) 30-31 «Агрегат №4» (А-4) 30, 32 «Агрегат №5» (А-5) 31 «Адмирал Кузнецов» 339 АК-3, космический самолет 121-122 АК-4, космический самолет 120-121 АК4 268,426 АК4-1 268,274 «Академик Крылов» 458 Академия наук СССР 206, 347, 360, 362, 373, 375, 400, 409, 458 АЛ-19 268 АЛ-21Ф 213 АЛ-31 397,433-434 АЛ-31Ф 431 АЛ-51 213-214 «Алдан» 424 «Алексей Хлобыстов» 441 «Алмаз» 234, 345,411, 455 «Альбатрос» (А-40) 442 АМГ2 267-268 АМГЗ 267 АМГ6 267-268,270 «Амур» 254 Ан-12 424 Ан-124 («Руслан») 334 Ан-124-100 451 Ан-22 («Антей») 323, 334, 455 Ан-225 см. «Мрия» Ан-24 424 Ан-26 384 «Анаконда» см. Ла-250 «Ангара» (ракета-носитель) 374 «Ангара» (станция связи) 362 «Антей» см. Ан-22 Антиподный бомбардировщик Зенгера (бомбардировщик-«антипод», «Серебряная птица») 37-47, 62-64, 77, 83, 124, 127, 131 Антиподный бомбардировщик Келдыша 64-65 «Аполлон» см. Apollo «Апшерон» 362, 376 «Арбат» 362 «Арсенал» (КБ) см. ЦКБ-7 АРУ-2 275 АРУ-3 275 ACT 400 АТ 10 «Атлант» (ЗМ-Т) см. ВМ-Т «Атлас» см. Atlas АТМ-3 226 АТМ-5 226 АТМ-7 226 Ахтубинск 254, 277, 301, 305, 327-328, 330 Аэродинамический исследовательский институт (Вена) 44 «Аэрофлот» 392 Бад-Цвишенан, аэродром 15-17 Бад-Рейхенхалле, тюрьма 45 «Байкал» 374 Байконур 205, 242, 311, 344, 375-376, 386, 388, 406, 408, 432, 435, 443, 454 «Баскунчак» 362 БД-205 320 Бе-12 384 Берлинский технический университет 46 «бесхвостка» 211, 221, 267, 283, 423-424, 430-431 БИ 21 БИ-1 11,62,258 БИ-2 12 БИ-3 12 БИ-ВС 12 «Бизань» 362 БКБ 426,429 БКРЛ-БП 254 «Блеск» 376 «Боинг» см. Boeing 473
Большой крылатый антиподный бомбардировщик Т-4А 77 БОР-О («нулевой») 441 -442 БОР-1 6, 278, 291, 297-298, 300, 343, 349, 351, 386, 399, 404 БОР-2 6, 287-291, 294-300, 343, 349, 351, 386, 399, 404 БОР-3 6, 291, 297-300, 343, 349, 351, 356, 386, 399, 404 БОР-4 6, 228, 238, 300, 343, 347-360, 362-367, 371, 373-375, 377-378, 382-392, 394-396, 399, 401-411, 413-424, 434, 455 БОР-4С 353-355,359,406 БОР-5 6, 238, 357, 359, 409-410, 414, 423-428, 430, 432-440, 455 БОР-6 6, 300, 374, 396-401 «Боровичи» 362 Бр-92 289 БР-98-3 426 Брандис, аэродром 15-16 «Бриз» 443 Британское межпланетное общество (British Interplanetary Society, BIS) 46 БТС-002 ОК-ГЛИ 319, 431-432, 434, 439, 456 «Бумеранг» 197 «Буран» (изделие «40»), крылатая ракета 61, 69-70, 77-80, 82, 105, 137, 237, 242, 254 «Буран» (космический корабль) 6, 112-113, 126, 205, 217, 220, 222-223, 226, 228, 238, 254, 263, 277, 283-285, 305, 307, 310-311, 316, 319, 321-322, 324, 328-330, 333, 335, 337-340, 342-343, 346-349, 351-352, 354- 355-356, 365, 373-375, 383, 386, 390, 392- 394, 396-398, 401-404, 407-416, 419, 423- 424, 430-438, 441, 448, 451, 455-456 «Буран-68» 279, 284, 305 «Буревестник» 424 «Бурлак» («Бурлак-Диана») 451, 456 «Буря» (изделие «350», В-350, Ла-350) 61, 69- 78, 81-82, 105, 121, 137, 237, 311 Бюро аэронавтики ВМС США (Bureau of Aeronautics, BuAer) 47 в/ч 15650 308 в/ч 43009 376 В-350 см. «Буря» «Вагалес» 362 «Василий Чапаев» 362, 438 ВВА имени Ю .А. Гагарина 281, 332, 438 ВВИА имени профессора Н.Е.Жуковского 6, 64, 126, 202, 238, 279, 280-286, 305, 438, 450 Венера 114-116,122 Венло, аэродром 15 Венский университет 37 ВИАМ 76, 106, 113-115, 119-120, 222, 264, 267, 347, 354, 429 Визоль 35 Виттмюндгафен, аэродром 15 ВКА имени А. Ф. Можайского 395 ВКЛ-3 267 ВКС-210 224,226 ВКС-3 224 ВЛ-1 227,267-268 Владимировка см. ГНИКИ имени В. П. Чкалова ВМ-1 426,429 ВМ-3 426 ВМ-4 224 ВМ-Т (ЗМ-Т «Атлант»} 330, 407, 456 ВН-2АЭ 226 ВН-2АЭМ 224 ВН-2АЭМП 224,226 ВН-3 224,226 ВН-5А 224 ВН-5АП 219,224 ВН-7 224 ВНИИРА 450 ВНС-10 224,226 ВНС-2 224,226,233,267-271,274 ВНС-4 267-270 ВНС-5 224,226 «Воевода» (Р-36М2) 395 Военно-промышленная комиссия (ВПК) 117, 257, 322-323, 349, 374, 411 Воздушно-космический аппарат (ВКА) 9 «Воздушный старт» 451 «Волга» 254 «Ворон» 341 «Восток» 7, 106, 112-113, 119, 136, 143, 233- 234, 429 «Восток» (ракета-носитель) 106, 112 «Восток-2М» (ракета-носитель) 411 «Восход» 234, 429 ВТ14 268 ВТ5 267-268,274 ВТ6С 267 ВТТ-1 226 ВТТ-1 А 226 «Вулкан» 404 ВЦ-27А 226 ВШ-4 120-121 «Вымпел» (КБ) 446-447 «Вымпел-2» 362 Высотный ракетный перехватчик 10 Высшая техническая школа (Вена) 34 «Вытергалес» 362 Газодинамическая лаборатория (ГДЛ) 9 «ГЪрмес» (авианосец) 458 «ГЪрмес» (Hermes, орбитальный самолет) 402, 406, 409, 415 Гйбридное топливо 9 ГйдроМаш» (ГЪрьковское производственное объединение) 310,334 Гидрометцентр 365 Гйперзвуковая аэрокосмическая испытательная конструкция см. HATS ГИПХ 73,246,452 ГИРД-09 9 ГИРТ 27 ГКНИИ ВВС см. ГНИКИ имени В. П. Чкалова ГКАТ 201,205,262,277 ГКНПЦ имени М.В.Хруничева 443 Главное артиллерийское управление 62 ГНИКИ имени В. П. Чкалова 74, 121, 254, 277, 292, 301-302, 304, 306, 308-309, 311-312, 315, 318-319, 321-325, 329-330, 332-334, 337, 340, 403, 456 «1Ънг» 458 «ГЪрделивый» 362 «ГЪризонт», ГСЗ 273 «горячая конструкция» 180, 222, 228 ГЪскомитет по авиационной технике (ГКАТ) 76, 109, 113-116 ГЪскомитет по оборонной технике (ГКОТ) 105, 107 ГЪскомитет по радиоэлектронике 117 ГЪскомитет по химии 117 ГЪсНИИАС см. НИИ-2 ГЪсплан 324 ГЪсударственный комитет обороны (ГКО) 23 ГЪсударственный опытный завод № 1 21 ГПВРД 178 ГР-1 279 «Гфавимол» 347, 352 «Гфань» 361 «Гфозящий» 362 Гфошево 306, 311,315, 327-328, 334-335 Гфошево-2» 292, 296 группа «Альфа» 133 Группа изучения реактивного движения (ГИРД) 9-10 ГУКОС 307, 322, 338, 340, 344, 349, 359, 361, 421, 424 Гумрак, аэродром 23 Д-1 иД-1-А-ПОО 10-11 Д16 267-268,270 Д16Т 346,355,426 Д19 267-268,270,272,274 Д-2 10 ДА-200 233 «Дайна-Сор» см. Dyna-Soar «Даль» 77 ДВВАИУ 450 «двойная дельта» 211 «Десна» 362 «Деталь» см. УПКБ «Джанкой» 362 Дивизия авиационных систем ВВС США (ASD) см. Aviation Systems Division Дивизия космических систем ВВС США (SSD) см. Space Systems Division «Дискавери» (Discovery) 412 ДМ3 (Дубненский машиностроительный завод) 258-260, 267, 274, 277, 302, 304, 307-308, 321 «Днестр-М» 292 «Долгощелье» 362 ДоМЗ (Долгопрудненский машиностроитель- ный завод) 270, 426 «Дон» 362 «Донбасс» 362, 376, 384 «Дорнье» (Dornier) 44 «Дорога» 238 Д0С-7К 394 ДП 124 ДП-1 202 «Дружный» 362 Дубненский филиал ОКБ-155 (ОКБ-155-1, ОКБ-2-155) 202, 220-221, 258, 260, 267, 277, 287, 302, 343, 449, 456 Дубненское машиностроительное КБ 202, 302 «Дунай-ЗУП» 292 Е-150 262 Е-155 202 Е-155МП 275,331 Е-155Н 202-203,445-446 Е-50 28 «Елена-6» 237 ЕСКС 361-362 Завод «Миттельверк» 33, 61 Завод №16 11 Завод №18 77 Завод №293 22 Завод №301 74,77 Завод №456 63 Завод №491 22 Завод №88 73 Завод в Регенсбурге 15 Завод Вольфа Хирта 14 Завод Мессершмитта 15 «закон квадрата-куба» 346 Западный испытательный полигон (авиабаза Ванденберг) 161 «Заря» (14Ф70, космический корабль) 393-394 «Заслон» (РЛС СБИ-16) 275, 331 «Звезда», тема 125 «Звездные войны» (программа) см. СОИ «Звездные войны» (фильм) 448 Звездный городок см. ЦПК «Зенит-2» (11К77, SL-X-16, ракета-носитель) 307, 404-409, 411-413, 415, 444 «Зенит» (космический аппарат) 234 «Зенит» (ОКБ А.И.Микояна) см. ОКБ-155 «Зонд-5» (космический аппарат) 360, 362 «Зонд-8» (космический аппарат) 360 ЗУС-1 361 ЗУС-З 361 ЗУС-5 361 И-270 20 И-4 11 «Изделие 1500» см. БОР-4 «Икар» 395 Ил-18Д 347,353 ИЛ-20РТ (Ил- 18РТ) 353, 376-377 Ил-38 441 Ил-62 319 ИЛ-76МД 447 «Инвинсибл» 458 474
«Индепенденс» 458 Инженерный институт (Гкнновер) 44 инконель см. Inconel-X Институт «Рабе» 61 Институт прикладной математики 64, 69 ИПП 233 ИРП-1078А 268 ИС 202,454 Исследовательский центр имени Лэнгли (Langley Research Center) NASA 101 -102, 154, 164, 177, 182, 187, 416-420 Исследовательский центр имени Эймса (Ames Research Center) NASA 153-154, 164-165 «Истра», РЛС 292 К, ракетоплан 122 К-1, К-2, К-3, К-4 и К-5 (высотные и космические ядерные испытания) 291 К-10 262 К-10С2 260 К-278 см. «Комсомолец» К63Д (модификация ракеты 8К63) 291, 297, 299 К65М-Р (вариант PH «Космос-ЗМ») 353 К65М-РБ (вариант PH «Космос-ЗМ») 353, 360 К65М-РБ5 (вариант PH «Космос-ЗМ») 424, 428, 437 Ка-25 364-365,382,384 Ка-27 376 КАБ-500 320 «Кавказ-6» и «Кавказ-бК» 361 Казанский авиазавод №22 262 «Кайова» см. OH-58 (Bell Kiowa) «Кайра» 320 Калифорнийский технологический институт 127 Канаверал (Восточный испытательный полигон) 56, 58-60, 147, 151, 156-157, 160 Капустин Яр (ГЦП-4) 61,66, 121,292,296,311, 353, 355, 361, 364-365, 377, 386, 399, 423, 428 «Каскад» 392 «Катет-С» 238 «Катюша» 62 КБ Л. С. Душкина 11 КБ химического машиностроения имени А.М.Исаева 73 КБ энергетического машиностроения см. НПО «Энергомаш» Кваджалейн, атолл 161 КГБ 302-303,315,341 Киевский АНТК «Антонов» 442 «Кириши» 362 КЛА 279-282 КМ-1М 309,316,320 КН-11 226 «Кожух», система ракетоплана 115, 121-122 «Колумбия» (Columbia) 144, 227, 355, 390, 431 Кольцово, аэродром 12 Командование научно-исследовательских работ ВВС США (ARDC) см. Air Research and Development Command Командование систем ВВС США 149 Комитет систем оружия ВВС США 133 «Комсомолец» (К-278) 441-443 «Конкорд» (Concorde) 212 «Конус», система ракетоплана 115, 121-123 Королевские ВВС 21 Королевский авиационный институт в Фарнборо 172 «Космическая пусковая система» см. SLS «Космическая стрела» 227 «Космический грузовик» (Raumfahrttransport) 46 Космический центр имени Кеннеди 60 «Космонавт Виктор Пацаев» 361-364, 373-374 «Космонавт Владимир Комаров» 384 «Космонавт Владислав Волков» 375-376 «Космонавт Георгий Добровольский» 361 -363, 373, 376, 384 «Космонавт Павел Беляев» 361, 364, 375, 384 «Космос-1374» (БОР-4 №404) 356, 359-360, 363-364, 366-368, 370-374, 376, 378-379, 381, 383, 404, 406-407, 413-414, 418 «Космос-1445» (БОР-4 №403) 356, 359, 367, 375-383, 403-404, 406-407, 413-414, 417-418 «Космос-149» см. «Космическая стрела» «Космос-1517» (БОР-4 №405) 356, 359, 383- 385, 413-414 «Космос-1614» (БОР-4 №406) 356, 359, 383- 384, 386, 389, 409, 413-414 «Космос-ЗМ» (ракета-носитель) 399 «Коспас-Сарсат» 365 «Красная звезда» (МКБ) 210 Крылатая ракета межконтинентальной дальности» 69 «Крым» 254 «КС» ПО КС 258 КС-7 258 КСС 258 КТ-11 226 КТПИ 342 КТС 296 Куйбышевский авиазавод № 1 262, 321 Л-1 360 Л-34 63 Ла-15 21-22 Ла-250 («Анаконда») 262 Ла-350 см. «Буря» Ла-7Р 12 Лаборатория авиационных двигательных установок (Aero Propulsion Laboratory) 185 Лаборатория динамики полета ВВС США (FDL) см. Flight Dynamics Laboratory Лаборатория прикладной физики Университета Джонса Хопкинса 187 «лапоток» 105-106, 113 «лапоть» 259,301,307,320 ЛБС-4 429 «Ленинград» 384 Летно-испытательный центр (ЛИЦ) ВВС США на авиабазе Эдвардс 87 Летно-исследовательский центр имени Драйдена NASA 88, 163-164, 166, 171 Летно-исследовательский центр Рехлин 13 «Летучий» 362 Лехфельд, аэродром 14 Ли-2 418 ЛИИ имени М. М. Громова 6, 19, 21, 66, 88, 119, 124, 206, 214, 218, 236, 239, 259, 264, 266, 278, 287-288, 294, 296-298, 300, 303- 304, 318-319, 323, 333, 340, 347, 351-355, 362-363, 371-372, 379, 381, 397-398, 407, 413, 415, 424, 428, 431-433, 439, 446, 450 ЛКС 404 ЛЛ-1 (Ц-1), ЛЛ-2, ЛЛ-3 21 ЛПС-6 442 «Луч», система 126 Люфтваффе 13-16, 30, 38, 46 М-12, КА 122 М-18 453 М4 112 М-50 262 М-52 202,262 М-52К 202 М-56 202,215,262 Магнитогидродинамический ускоритель (МГД) 186 МАЗ-529В 294 МАИ 210, 222, 224, 259, 316, 448 МАКС (9А-10485) 221,333,349,414,458 МАКС-2003 447 МАКС-2005 299-300, 354, 398 «Малютка» 23 МАП (Минавиапром, Министерство авиацион- ной промышленности СССР) 22-23, 62-64, 66-68, 76, 206, 210, 228, 237, 241, 245, 248, 254, 257, 262-264, 266, 273-277, 303, 306, 311, 319-323, 328-329, 338-341, 344, 394, 398, 416, 421, 424, 428, 450-451, 453, 455 «Марс» (МОКБ) 433-434 Международная астронавтическая федерация IAF (International Astronautical Federation) 46 Международная аэронавтическая федерация FAI 93 Международная космическая станция (МКС) 60, 173 Межпланетный ракетный корабль 9 «Меркурий» см. Mercury «Мессершмитт», фирма 44 Ми-4 293 Ми-6 293,424 Ми-8МТ 424 МИАН 67 «МиГ» (ФГУП РСК) см. ОКБ-155 МиГ-15 20-22, 172, 258, 301 МиГ-ШУТИ 284 МиГ-19 275 МиГ-21 275, 301 -302, 306, 324, 326 МиГ-21 МФ 302 МиГ-21СМТ 302 МиГ-21У 326,329 МиГ-21УМ 330 МиГ-21УС 330 МиГ-23 275,326,333 МиГ-23ЛЛ 330-331 МиГ-23ПД 231 МиГ-25 202-203, 211,215, 222, 268, 275, 326, 328, 347 МиГ-25П 446 МиГ-25ПД 331 МиГ-25РБ 275 МиГ-27 275,320,329 МиГ-29 328,342 МиГ-29К 339 МиГ-31 275, 328, 331, 334, 447-448 МиГ-31Д 275,445-447 МиГ-31И («Ишим») 275, 447-448 МиГ-31С 447 «МиГ-бас» 448 «Микрон» 447 Министерство авиации Германии RLM (Reichs- luftfahrt Ministerium) 13-14, 17-18, 30 Министерство авиации Франции 46 Министерство обороны США 55, 185, 187, 189, 200 «Минитмен» (Minuteman) 60, 132, 141, 150 «Мир» 394,410 «Мираж-ЗС» 28 МИТ (Московский институт теплотехники) 279, 447 «Мицубиси» см. Mitsubishi МИЭА 236-238,259,450 МК-1 311 МК-10 218, 234, 266, 304-305, 309, 317 МК-2 311 МКБ «Радуга» 202 «Модель 176» (Model 176) 179 «Модель 39» и «Модель 39а», ЖРД 48 «Модель 814-0002» 131 «Молния-3» (спутник связи) 361 МОМ (Минобщемаш, Министерство общего машиностроения СССР) 218, 239, 241, 245- 246, 257-258, 262-263, 277, 306, 321, 333, 338-340, 344, 398, 411, 416, 421, 450 Монгохто 254 «Морсби» см. Moresby (HMAS) «Морковка» 258 Московская ГИРД 9 МП-1 119-121 МП-2 (М-12) 120-122 «Мрия» («Mpin», Ан-225) 323, 442, 444, 458 МСП-1 426, 429 МСП-К 424 Музей ВВС США в Дейтоне 16, 143-144, 162 Музей космического флота 6, 359-361, 363- 364, 375-376 МЭИ 237-238,398,450 Н-1 115,257,279,403 Н-11 257 475
Космические крылья Н-1-Л-3 321 «Навахо» см. Navaho «Найк-Зевс» (Nike Zeus) 252 Наркомат авиапромышленности 10 Наркомат тяжелой промышленности 10 НАТО (NATO) 113, 291, 320, 359, 362, 386, 388, 391, 395, 403, 408, 441 Научно-исследовательский авиационный институт 34 Научно-исследовательский институт техники ракетного полета в Трауэне 38, 41, 44 Научно-исследовательский институт физики реактивных двигателей (Штуттгарт) 46 Нахабино, полигон 9 «Национальная гиперзвуковая летающая лаборатория» NHFRF 178 Национальный авиационно-космический музей NASM (National Air and Space Museum) 25, 163 Национальный консультативный комитет по аэронавтике NACA (National Advisory Committee for Aeronautics) 24-26, 28 Национальный музей ВВС США (Райт- Паттерсон, Огайо) 98, 173-174, 176-177 «Неман» 292 Немецкий исследовательский институт планеризма см. DFS Немецкий музей 196 Немецкое ракетное общество 29-30 «несущий корпус» 206, 218-219, 223, 266, 282, 300, 322, 340, 347, 351-352, 404, 408-410, 416, 421 НИАТ 264,267,426 НИИ «Графит» 347 НИИ ВВС 12, 20 НИИ механики МГУ 215 НИИ-1 (РНИИ, НИИ-3, ГИРТ, Исследовательс- кий центр имени М. В. Келдыша) 10, 11, 23, 61-63, 66-69, 73, 76, 82, 107, 113-115, 119,218 НИИ-1 (МИТ Миноборонпрома) 279 НИИ-131 250 НИИ-17 250 НИИ-2 210,237-238,264 НИИ-229 (филиал №2 ОКБ-1) 73-74 НИИ-26 311 НИИ-30 см. ЦНИИ-30 НИИ-4 107,201 НИИ-88 19, 64, 66-68, 70 НИИАС 450 НИИАУ 293 НИИПС 288 НИИТП 398,450 «Нимитц» 458 НО-68-1 268 Нойхарденберг, аэродром 13 «Нордхаузен», институт 61 Нортхэмптонский колледж 64 НПО «Искра» (КБ Машиностроения) 279 НПО «Молния» 6, 207, 216, 220-221, 225, 230, 239, 253, 258-259, 267, 311,317, 322, 329- 330, 333-334, 339-342, 347-349, 351-353, 355-358, 363, 366, 374, 378, 385, 394-395, 406, 413-414,416,419, 424, 426-428, 432, 434, 438, 445, 451, 456, 458 НПО «Сатурн» 213,228 НПО «Стеклопластик» 355 НПО «ЦКБ СПК имени. Р. Е. Алексеева» 442 НПО «Энергия» 107, 321, 394-395, 397-398, 400, 414, 433, 455 НПО «Энергомаш» 11, 70, 77, 216, 245-246, 321,341, 452 НПО «Южное» см. ОКБ-586 НПО имени В. Я. Климова см. ОКБ-117 НПО имени С. А. Лавочкина 70, 74, 76-77 НПО машиностроения (ОКБ-52, ЦКБ машиностроения) 6, 107, 111, 113-123, 202, 234, 277, 404, 411, 442-443, 450 НПП «Звезда» см. ОКБ-918 НС-23 20 «Ньюсуик» 422 ОАО «Туполев» 124-126 Общество авиационных инженеров- испытателей см. Society of Flight Test Engineers «Общество Россия» 405 Общество содействия авиации и химии (ОСОАВИАХИМ) 9-10 Объект 201 10 Объект 204 10 Объект 212 (312) 10-11 Объект 217 10 Объект 218 10 «объект ЗАС» 254 ОКБ А. И. Микояна 6, 20 ОКБ Г. М. Бериева 126 ОКБ В. Ф. Болховитинова 11-12 ОКБВ.П. Глушко (ОКБ-456) 63 ОКБ М. Р. Бисновата 22 ОКБ П. В. Цыбина 20,106-107 ОКБ С. А. Лавочкина 78 ОКБ А. Н. Туполева 126 ОКБ-1 (ЦКБЭМ, НПО «Энергия») 67-68, 74, 105-107, 113-115, 126, 210, 217, 233, 239, 257, 262, 277, 279, 281, 321, 450 ОКБ-117 228, 230-231, 341 ОКБ-155 123, 125, 201-203, 205-206, 208-209, 213, 222, 230, 233, 238, 242, 246, 248, 257- 260, 282, 287-288, 302, 308, 322, 340, 447-452 ОКБ-156 82, 124-125 ОКБ-16 245,248 ОКБ-165 70,213-214,245 ОКБ-2 (Подберезье) 21-22 ОКБ-2 (А. М. Исаева) 70,73 ОКБ-23 69-70, 78, 107-109, 111-113, 120, 202, 215 ОКБ-240 78 ОКБ-276 274 ОКБ-293 66 ОКБ-3 (г. Гклле) 21 ОКБ-3 (Д. Д. Севрука) 66 ОКБ-ЗОО 215 ОКБ-301 69-70, 73, 77, 118 ОКБ-36 228 ОКБ-4-ЗОО 274,288,341 ОКБ-456 см. НПО «Энергомаш» ОКБ-466 228 ОКБ-49 78 ОКБ-51 202 ОКБ-52 см. НПО машиностроения ОКБ-586 (НПО «Южное») 291, 395, 411 ОКБ-670 66, 68-70, 73, 210 ОКБ-918 233-234,236 Омский авиазавод № 166 см. Омское производственное объединение «Полет» ОПЕК 392 Операция «Гйдра» 35 Операция «Внук» 344 «Орион» см. Р-ЗС Orion «Орленок» 442 «Орлец» 411-412 «Орлец-2» 412 «Орлиный коготь» см. «Eagle Claw» ОРМ-52 11 ОРМ-65 11 ОТ-155 73,75,82 ОТ4 267-268, 270, 272, 274, 426 ОТ4-1 267-268, 270, 272, 274 ОТТ ВВС 337 п/я В-2616 201 п/я Р-6498 259,302,308 П-100 78,80 П-15 258 П-20С 78 П-22 78 П-2И 122-123 ПВ-50 319 ПВД-7 244 ПВРД (прямоточный воздушно-реактивный двигатель) 35, 40, 45-46, 186 ПВРДсг 178,182 Пе-2 12 Пе-8 23 Пенемюнде, полигон (ракетный исследовательский центр) 13, 15, 17,29, 30, 33-36, 44, 48, 62, 127 «Первый канал» 6, 285, 325, 357, 445 «Першинг-2» 391 «Петропавловск» 362, 376, 378 «Пилот-105» 218,306-307 «Пилот-35» 307 Пилотируемая баллистическая ракетная исследовательская система (Manned Ballistic Rocket Research System, проект 7969) 99-100 «Пионер», «Пионер-УТТХ», «Пионер-3» 279, 391, 443 ПК-16М 319 ПК-ЗМ-1 319 ПКА (разработки ОКБ-256) 106-107 ПКТ-П 428-429 ПКТ-П-ПП-ФЛ 426 ПКТ-ФП 353-354 ПКЭ-105 273 «Плавник» (проект 685, Mike) 441 Плесецк 424, 454 Павловский машиностроительный завод «Восход» 450 «Пневмостроймашина» (завод имени С.Орджоникизде) 323, 341 «Поларис» см. Polaris «Полет» (космический аппарат) 242 «Полет» (Омское производственное объединение) 287, 289, 294 «Полет» (ракета-носитель) 451 Полигон № 100, №200 и №300 320 Полигон Куммерсдорф 29-30 Полигон Рейникендорф 29 Политбюро ЦК КПСС 220, 276, 321, 338, 344, 348-349, 455 Политехнический музей 211 «Понтиак» (Pontiac) 164 «Порывистый» 362 П-П 123 ППТД 273 «Правда» 413 ПРД-1500 21 «Призыв» 442-443 «Прогресс» (космический аппарат) 455 «Прогресс» (завод в Самаре) 311, 402 Проект 1130 362 Проект 1135 362, 366 «Проект 1226» 84 Проект 596П 362 «Проект 623» (RT-8-02) 196 Проект 685 см. «Плавник» «Проект X» 13 Проект Центра Маршалла 191 «Протон» (8К82) см. УР-500 «Протон-К» (8К82К) см. УР-500К ПШ 105.11 273 ПЭМ-2 424 ПЭП 105.11 273 Р-1, баллистическая ракета 32, 65, 73, 292 Р-1, крылатая ракета 23 Р-1, ракетоплан (В.Н. Челомея) 118, 123 Р-11 68-69 Р-12 121-124, 126, 291, 294, 296 Р-14 124-125, 424, 299, 408 Р15Б-300 215 Р-16 124 Р-2, ракетоплан (В. Н. Челомея) 118-119, 123 Р-200 66 Р-33 446 Р-36М2 см. «Воевода» Р-36-орб 388,408 Р-39-300 209,215 Р-5 124-125 Р-7 74, 105, 109,117, 123, 201-202, 210, 241, 262, 342 «Радио-РОСТО» 443 476
Предметный указатель «Радуга», МКБ и ДПКО 258, 302, 308, 321, 324, 333, 451 «Разящий» 362 Райт-Паттерсон 60, 132, 147, 185 Ракетный истребитель-перехватчик РПИ 10 Ракетный летательный аппарат 10 Ракетный снаряд 10 Ракетоплан-сателлоид (тема «46») 107-109 «Ранняя пташка» (Early Bird) 131 РВВАИУ 450 РГАНД 218 РД-012У 70, 73 РД-018А 70 РД-025 66 РД-034 66 РД-036 66 РД-040 69 РД-1 (Исаева А. М.) 12 РД-1 (Птушко В.П.) 10-11 РД-100 65 РД-1ХЗ 11 РД-2 11 РД-2М-ЗВ 20 РД-2М-ЗФ 22 РД-3 11 РД-301 см.11Д31 РД36-35 208, 228, 233, 263, 267 РД36-35К 231, 273, 307, 310, 318, 320, 332, 334-335, 342 РД-50-2 215 РД7-300 215 РДА-1-150 11 РДКС-100 65-66 «Резкий» 362 Рейл роуд-Вэлли, аэродром 86 «Репка» 258 «Решетка-62» 280 РКК «Энергия» имени С. П. Королева 6, 68 РМ-500 202 РН-С 447 Роджерс, высохшее озеро 164, 171 «Роза» (операция) 291 «Рокот» 443 «Ромб-50» 238, 244 РП-318-1 10-11 РПИ-218 10 РПКБ 450 PC-12М (РТ-2ПМ) см. «Тополь» РС-18Б см. УР-ЮОНУ РС-20Б 395 РСБН 327 РСД 106 РСР 106 РСС 106 РТ (керосин) 231, 244 PT-1 (8К95) 279 РТ-15(8К96) 279 PT-2 (8К98) 279,452 PT-25 (8К97) 279 РТ-2ПМ (PC-12М) см. «Тополь» РТН 292 РТП-200 426 РТС-9 233,239,244 «Рубин» 289 «Руслан» см. Ан-124 РЧ-500 202 Рыбинское КБ двигателестроения см. ОКБ-36 «Рьяный» 362 РЭ-2М 292-293 Рэми 147 С2.1100 73 С2.1150 73 С-200 228 С-25 73 С-500 202 «Салют», КБ 78, 443 «Салют-6» 458 «Салют-7» 405, 458 Сары-Шаган (10-й Главный научно- исследовательский полигон МО СССР) 202, 291-292, 299, 353, 359, 399, 423-424, 428, 438, 445-448 «Сахалин» 359 Сбрасываемые внешние топливные баки (ВТБ) 183, 184 Сверхдальний бомбардировщик 38 «Свод» 238 «Севан» 384 «Серебряная птица» см. Антиподный бомбардировщик Зенгера «Серрахром» (Cerrachrome) 136 «Сибирь» (экспедиционно-океанографическое судно) 359 СибНИИА 212 «Система 118Р» 128 «Система 455L» 129 «Система 620» 133 «Система 459L» 128 «Система 464Ь 131 «Система А» 202, 292 СК-9 10 «Скаут» см. АН-1 (Westland Scout) СКБ МОП (КБ машиностроения) 252-253 «Скиф» 392 «Скрытая угроза» 448 СЛА-1 443 СЛА-2 443 СЛИБА 301 Смитсоновский институт 166 СН-3 268,270 СНВ-1 395 «Советская военная мощь» (Soviet Military Power) 404-406, 408 Советская Гавань 254 «Советская Россия» 414 Совет Министров СССР 66, 69-70, 76, 106, 110, 113, 117, 119, 122 СОИ (Стратегическая оборонная инициатива) 392, 410 сопло Лаваля 65 «Сотка» см. Т-4 «Союз» (11А511, ракета-носитель) 210, 219- 220, 231, 233, 239-242, 245, 255, 277, 279, 287, 311, 344, 449, 452, 454 «Союз» (Казанское ОКБ) см. ОКБ-16 «Союз» (космический корабль) 107, 143, 233, 238, 241, 257, 266, 307, 338-339, 356, 386, 397, 454, 456 «Союз» (Московский машиностроительный завод, АМНТК) см. ОКБ-ЗОО «Союз» (Тураевское МКБ) см. ОКБ-4-ЗОО «Союз-2-1 А» (ракета-носитель) 239 «Союз-Т» (космический корабль) 405 СП 121 СПВРД 181, 186-187 Специальное КБ В. П. Птушко (Казань) 10-11 «Спираль» 6, 46, 136, 180, 199, 201, 203-211, 213, 215-222, 224, 226-228, 233-234, 236- 238, 241-243, 245, 247-248, 250-252, 254- 255, 257-260, 262-264, 266-267, 273-279, 282, 284-285, 287-288, 296, 298-307, 309, 318, 321-322, 324, 328-329, 334-344, 346, 349, 351-353, 395-396, 403-405, 408, 411, 414,416-418,431, 433, 445-446, 448-458 «Спутник» («137», Ту-137) 125 СР 121 «Срочная программа истребителей» 17 ССТ 226 СТ-5 69 Стекловолоконный войлок см. Q-FiberFelt СТКТ-11 120-121 «Сторожевой» 362 «Стрела» 443 Су-11 301,319 Су-15 392 Су-17М 258 Су-17М2 258 Су-24 258 Су-27 444 Су-27К 339 Су-33 444 Су-7 12 Су-7 301 Су-7Б 306 Су-7БКЛ 302 Су-9 301-302 «Сучан» 359 Сызранский завод пластмасс 429 Т-1 (аэродинамическая труба) 284-285 Т-1 (ТГ-02, керосин) 69, 73, 82, 231, 244, 307 Т-101 264,266,308 Т-102 21,218,220 Т-116 349 Т-117 6, 349-350, 396-397, 401-402 Т-121 218,220 Т-37 262 Т-4 («Сотка») 202, 211-212, 334, 452-453 Т-4МС («200») 453-454 Т-5, керосин 70, 82 Т-6 231,244 Таганрогский АНТК имени Г.М.Бериева 442 «Тайфун-1 Б» 412 ТАСС 356,364,403,413 ТВРД 186 «Темп-2С» 279 Технический музей (Шпайер) 6 ТЗМК 358 «Титан-2» см. Titan II Тихоокеанский флот 359-362, 375 ТМЗ (Таганрогский машиностроительный завод) 424 ТМЗ (Тушинский машиностроительный завод) 6, 277, 322-323, 333-334, 340-342, 352-353, 363, 424, 426, 428 ТОГЭ 359-360,362,364 «Току» Ro. 2 (Кг-10) 17 «Томагавк» 391 «Тополь» 279 «Тоснолес» 362 «Трайдент» 391,395 «Трал» 362 «Труд» 284-285 ТС-1 307 ТС-8/3-250 268,272 ТУ-123 82 ТУ-124 306 ТУ-139 («Ястреб», ДБР-2) 126 ТУ-144 127, 211-212, 216, 334 ТУ-154 457-458 ТУ-154-083 337 ТУ-16 202,262 ТУ-16 70, 125 ТУ-160 216, 334, 451, 453-454 ТУ-16К 258 ТУ-16К-10 260 ТУ-16КС 258 ТУ-16ЛЛ 124 ТУ-2 10, 19-21,23,66 ТУ-22К 258 ТУ-22М 216,258,302,328 ТУ-4К 258,418 ТУ-95К(«ВК») 125,320 ТУ-95К-20 (К-20) 320 Ту-95КМ 210, 228, 230, 254, 258, 260, 311, 318, 320-321, 323-335, 340, 403, 449, 456 ТУ-95КУ 320 ТУ-95МР 458 Ту-95Н 106 Тюратам см. Байконур У-2 63 У-400-10 23 УАМТ 233 УБ 115 Удетфельд, аэродром 15-16 Уилльямс, авиабаза 364, 367 УКСС 311 Университет Вашингтона в Сиэттле 88 Университет Сент-Луиса 183 Университет штата Айдахо 163 УНКС 285 477
УПКБ 450 Управление баллистических ракет Армии АВМА 145 Управление вооружений сухопутных войск 13, 29-30 Управляемый спутник (УС), ИСЗ 115, 202, 396 УР-100(8К84) 217 УР-100Н 442-443 УР-100НУ (15А35, РС-18Б, SS-19 Mod.2 «Stilleto») 442-443 УР-200 118, 122-123,202 УР-200А (8К83) 122 УР-500 («Протон») 118, 121-123, 257, 279, 403- 405,411 УР-500К («Протон-К») 277, 411, 452 «Ураган» 403,408-416,424 «Уралмаш» 323 «утка» (аэродинамическая схема) 48, 52, 109, 111, 123, 125, 280, 283 Уэндовер 86 «Фантом» (Phantom) 150 ФАР-2 312 «Фау-2» (V-2) см. А-4 «Фаустпатрон» 16 Филиал №3 ОКБ-1 (г. Куйбышев) 239 «Фокке-Вульф» 44 «Фокус» 289 Форталеза 147 Фт-4 268 Х-15 210,228 Х-20 (авиационная ракета) 210, 228, 321 Х-20М 320 Х-22Б 216 Х-24 340 Х-24А 419,421 Х-30 202 Х-33 202 Х-45 202 Хайделагер (Близка) 61 ХБ-35 202 «Хейнкель» 13, 22, 44 Хеншель 17 Хидден-Хиллс 86 Холломан 49 Хузум, аэродром 15 Ц-12, стенд 73 Ц-22 274,308 Ц-7Н, стенд 73 Ц-9Н, стенд 73 ЦАГИ 6, 21-22, 67, 70, 76, 78, 105-107, 114, 117, 119, 124-125, 202, 204, 206, 210-211, 216, 218-222, 257, 259, 264, 266, 280, 287, 303-304, 307-309, 317, 322, 335, 342, 347- 352, 354, 374-375, 390, 396-398, 401-402, 413, 416, 432, 434-436, 449 «Целина-2» 411-412, 415 Центр космических полетов имени Маршалла 34, 190-191 Центр технических разработок имени Арнольда 179 Центральная ГИРД (ЦГИРД) 9 Центральный музей ВВС (Монино) 12, 272- 273, 332, 340, 343-344, 438, 456 «Цеппелин», фирма 32 ЦИАМ (Центральный институт авиационного моторостроения) 66, 73, 76, 210, 213-214, 216, 245-246, 450 ЦККПСС 76-77,110,113,115,117,119, 122, 202, 211, 220, 257, 262, 320-322, 340, 411,450 ЦКБ-29 10 ЦКБ-7 279 ЦКБМ (НПО машиностроения) см. ОКБ-52 ЦКБЭМ см. ОКБ-1 ЦНИИ-30 203-205, 208, 211,216, 248, 264 ЦНИИ-50 340 ЦНИИмаш 120, 322, 398, 400, 404, 424, 442 ЦНИИчермет 398 ЦПК 218, 238, 279, 281, 283, 301 -307, 338, 403, 450, 455 ЦРУ 403-405, 407, 409-413 ЦУДОС 361 ЦУП (г. Евпатория) 364 ЦУП (г. Королёв) 242, 304 ЦФ-7 218,306-307 «Чажма» 359 «Челленджер» («Challenger») 104, 412-413, 422 «Человек в космосе как можно скорее» см. MISS Черноморский флот 362-363, 365, 384 «Чукотка» 359 «Чумикан» 359-360, 362, 364-367, 371, 376, 438 «Шквал» 260 Штаргард-Клюцов, аэродром 15 «Шторм» 66 Штуттгартский университет 46 ЭБАХ 434 Эдвардс 54, 84, 86-88, 94, 139, 147-149, 166, 171, 173, 177 ЭИ643 267 ЭИ654 267-268 «Эйлат» 258 ЭКР 67-69 «Эллипс» 360, 384 ЭМЗ имени В. М. Мясищева 6, 80, 340, 416, 419, 424, 426, 428-429, 456 «Энергия» (ракета-носитель) 3, 409, 412,415, 421-422, 435 «Энергия-Буран», УРКТС 3, 8, 62, 77 ЭПН-03.0694 412 ЭПН-03.0695 412 ЭПОС 6, 210, 218, 228, 231-232, 239, 241-245, 248, 254, 257-260, 262-264, 266-267, 270, 273-277, 279, 302-308, 310-312, 314-315, 317-321, 324-335, 337-340, 342-344, 349, 403, 411, 416, 438, 451-452, 454, 456 «Юг» (спутник) см. «Тайфун-1 Б» «Юнкере» 20, 44 «Юрий Гагарин» (модель «ЮГ») 280-281 Як-25РВ 301 Як-28 301 Як-3 12 Як-ЗбМ 231 Як-40 323 «Ямал» 359, 362-364, 366-374, 376-384 * * * A/P22S 94 А-1 30 А-11 /А-12/SR-71 /Blackbird, самолет 57 A-18D 34 А-2 («Макс» и «Мориц») 30 А-4 (V-2, «Фау-2») 11, 29-30, 33-36, 38, 48, 54, 56, 61, 64-65, 85, 292 A-4V12/f 34 A-4V13/C 34 A-4V13/e 34 A-4b 33,34,47,48 А-5 33 А-5 Vigilante 60,128 А-7 33 А-8 32-34 А-9 (А-4 V12/C) 32-36, 47-49 А-9/А-10 32,34-36,47 А-9/А-10/А-11 36,46 А-9/А-10/А-11 /А-12 36, 46 AbleStar 155, 158 Aerojet 47, 54, 84, 102, 145, 192 Aerospaceplane 103, 126, 154, 185-190, 200 AEV 155-156, 159-160 AFTI 144 AGM-28 Hound Dog 59, 60 AH-1 (Westland Scout) 377 Air et Cosmos 409 Air France 392 Air Research and Development Command (ARDC) 129, 131 AJ-10-118 157 Apollo 49, 58, 60, 93-94, 99, 132, 142-143, 161, 171,238, 253, 356 AR-14B 192 Ariane V 146 Armstrong Siddley Snarler 27, 28 Arsenal de lAeronautique (Nord Aviation) 46 ASAT 445-446 ASC 157 Asian Aerospace 2006 448 ASLV 374 ASSET 135, 151-152, 154-157, 159-162, 388 ASTRO 190-191,200 Astroplan 192 Astrorocket 191 ASV 155-160 Atlas 54-55, 57-58, 101, 129, 131, 158-161, 188 Atlas D 57,100,178 Atlas SLV-3 144,188 Atlas Centaur 44,144 Avco 99 Aviation System Division 150 Aviation Week & Space Technology 408 B-l 216 B-17 15-16 B-29 22,24-25,27,418 B-36 51,86 B-47 28 B-50 24 В-52, B-52A, B-52B, B-52C, B-52G 58, 85-86, 89, 91-94, 147-149, 151, 166-168, 171, 173, 180, 182, 189-190, 195, 262, 422, 451 B-58 Hustler 128 В-70 «Валькирия» см. XB-70 В-70, система оружия 59 Ва.349 17-19 Bell Aerosystems 46, 85 ВеИ Aircraft 24-26, 46, 83-84, 88, 99, 102, 127- 133, 144, 188 Benson Space Company 420 Bf.llOC 14 Blackstar 182 Blue Scout I 155 Blue Scout-ASSET 155 Boeing 46, 60, 88, 128-130, 132-133, 136, 137, 141-142, 144-145, 147, 150, 151-152, 158, 181, 187, 189-190, 374 Boelkow-Entwicklungen K.G. 196 Bomarc-A, противоракета 59 BoMi (Bomber-Missile) 127-129 BP.20 Natter («Наттер», «ГЬдюка») 17-19 Brass Bell 128-129, 131 Briegleb Glider Company 163 Bristol Siddley 197 British Aerospace Corporation (ВАС) 197, 199 C-130 161 C-47 164-165 C-97 51 CANYON 182 Centaur 137, 188 Central Precision 137 Cessna 150, 163, 165 Chance Vought 132-133, 136 CJ-610 188 CNES 196 Concorde 127 Consolidated Vultee Aircraft (Convair) 48-49, 99, 101, 103, 128-129, 132, 144, 188 COPPER 182 CRV, Crew Return Vehicle 173 C-Stoff, горючее 14-15, 18 Curtiss Wright 26, 49-50 D-36 136-137 D-558-I 28 478
D-558-II Skyrocket 26-28,163 Dassault 197, 200 DC-3 418 De Havilland 28 Delta 57,60 DFS (Deutsches Forschungsinstitut fur Segelflug) 13, 21,40, 46 DFS. 194 13-14 DFS.346 21,24 DFS.39 13 DLR 14 Douglas Aircraft 26, 84, 88, 103, 129-130, 132, 156, 187-188, 190 Dream Chaser 416,419-422 DSV-2F 157, 159 DSV-2G (LV-2C) 157-159 Dyna-Flex («Серрахром», Cerrachrome) 136- 137 Dyna-Quartz 137, 180 Dyna-Soar («Система 620», X-20) 7, 44, 46, 88, 91, 93, 100, 101, 104-105, 117, 124-125, 127, 129-138, 140-152, 153-155, 157, 159, 161, 174, 179, 185, 188-189, 191, 195, 223, 281, 285, 340, 403, 408, 414, 454-456 EADS 447-448 EAG.4396 199 EAG.4413 199 Eagle Claw («Орлиный коготь») 457 EB-50A 26 eBay 438 ELDO-ESRO 193 English Electric 28 Enterprise, авианосец EOS 422 ERNO 196-197 ESA-3560HF 161 ESA-5500 161 Eurocosmos 193 European Space Agency 193 F-100 Super Sabre 85, 163,187 F-104, F-104A 87 F-105 152 F-106 171 F-15 446 F-4 («Фантом») 306, 338 F-51 28 F-5D 136-137 F-86D 51 Fhirchild 178 Fhlcon, зенитная ракета 59 FDL-5 179,181,183 FDL-5A (CL 639-1-167) 180 FDL-5 MA 179-181 FDL-7 179 FDL-7C/D 179 FDL-7MC 179,182 FDL-8 180 FDL-8X 173 Flight Dynamics Laboratory (FDL) 173, 179- 180, 182, 187 Fly Five 58 FM-5065 161 Focke-Wulf Flugzeugbau 172 Ford 155 Freedom 416,419 Fw.56 13 G-26 («Навахо») 50-51,57 G-38 («Навахо») 50-51 Garrett AiResearch 178, 186 Gemini, программа 94, 99, 143-144, 151, 188 General Corporation 155 General Dynamics 48,144,161,178,181,186-188 General Electric 178 Gerhard Fieseler Werke 17 «Gleiter А-4» 32 Goodyear 99, 187 Griffon 46 Grumman 178, 181 H-4 Hercules («Еловый гусь») 163 HATS 180 HAVE REGION 182 HAVE SPACE 182 Hawker 27 Haynes 25/Inconel 625 180 He.lll 18,33 He.112 13 He. 176 13 He.72 13 Hermes см. «Гермес» H-IIA 146 HIRES (Hypersonic In-flight Refueling System) 103, 187 HL-10 94, 165-166, 169-173, 176-177, 182 HL-20 416-420 HL-42 416-420 Honeywell 91, 133 HOTOL 415 Hound Dog 49, 58 Hs.217 «Фён» («Шторм») 17 HSRA 177 HWK 13 HYFAC 177 HYWARDS 129, 131 Inconel (Inconel-X) 98-100, 102, 180, 625, 718 Intelsat 131 International Astronautical Federation (LAF) 216, 386 IUS 54 J-2 103, 145-146, 190, 192 J40-WE-1 51 J60-PW-1 173 J8M1 «Судзуи» («Меч») 16, 17 JC-130B 162 JFM 46 Ju.248 (Me.263) 19 Ju.248 VI 20 Junkers 193, 196 Junkers W33 13 Juno I (Jupiter-C) 54 Jupiter 54, 55 JuRT (Junkers Raum Transporter, RT) 193 KAL-007 392 Ki.200 17 Klemm Tfechnik CmbH 15 Korean Airlines 392 L-1011 451 L-301 (вариант X-24C) 182 L-605 155 LACE, LACES (Liquid Air Collection Engine System) 186 LC-10 54,60 LC-17B 156 LC-20 147 LC-31 60 LC-32 60 LC-40 147, 151 LC-9 54,60 Lear 97 Lightning II 172 Lightning P-38 («Лайтнинг») 15 LNS 416 Lockheed 51, 99, 101, 132, 163, 178-179, 181- 182, 186-187, 191-192 Lockheed Martin 99, 172 LR-101 181 LR-105 178,181-182 LR-81 102 LR-87 145 LR-91 102 LRU 102 LV-2C 156 M-1, аппарат с несущим корпусом 190, 192 M-1, концепция 132 М-1, ракетный двигатель 145, 190, 192 про* " ' lllf М-103 160 М2 159, 188 M2-F1 154, 163-166, 168, 199 M2-F2 94, 152, 165-169, 171, 173, 180, 182 M2-F3 94,167-169,171-173,176-177 M2-L 154 Mark I, ЖРД 48 Mark II 48-49 MarkHI 48-49 Marquardt 178, 186-187 Martin 48, 99, 101, 132-133, 144, 165, 172- 174, 186, 191 Martin Marietta 99, 158, 160-161,173-174, 178, 181, 187 MB-3 156 MBB 45 McDonnell Aircraft Corp. 99, 129, 132, 154, 155, 159-160, 179 McDonnell Douglas 178, 181-182, 340 Me. 163 13, 15, 19,20,24 Me.l63A 14-15 Me. 163B Komet («Комета») 13-17, 19-20, 28 Me. 163C 20 Me.l63D 20 Me.262 «Штурмфогель» («Альбатрос») 15, 20, 24 Mercury 7, 87, 92-94, 101,104,111, 132-133, 136, 143, 151 Messerschmitt AG 13, 15 Messerschmitt-Boelkow-Blohm (MBB) 193, 196 MG 151 15 MH-96 92 Micro-Quartz (Q-Fiber Felt) 136-137 Mike см. «Плавник» Minneapolis-Honeywell Regulator 92, 137 MISS (Man In Space Soonest) 100 Mitsubishi 17 MK108 15-16 Mk-21 58 Model 844-2050-E (Dyna-Soar) 139 MOL (Manned Orbiting Laboratory) 151-152, 157, 160, 179, 455 Moresby, HMAS 377-378 MRRV (Maneuvering Reentry Research Vehicle) 182-184 MUSTARD 197-199 MX-2145 128 MX-2276 128 MX-770 Navaho) 47,49 MX-771 (Matador) 48 MX-774 48 MX-775 (Snark) 48 N-6 54,60 N-7 60 NAA-75-110 (XLR-43) 54 NACA (National Advisory Committee for Aeronautics) 37, 47, 63, 83-84, 86, 93, 128- 129, 131-132, 163, 186-187 NACA-0018 190 NASA (National Aeronautical and Space Administration) 26, 28, 36, 83, 86-90, 93, 95, 101-102, 132, 136-137, 145-148, 150-152, 162-166, 169-173, 176-177, 179, 181-182, 184, 188-189, 200, 216, 409-410, 416-422 NASP 415 Navaho («Навахо») 47-49, 50-56, 60-61, 69, 74, 82, 103, 127 Navaho G-26 (XSSM-A-4, XSM-64) 58-59 Navaho G-38 (SSM-A-6, SM-64A) 55-58, 99 NB-52, NB-52A, NB-52B, самолет-носитель 85-86, 89, 92-93, 97, 101-102 NHFRF 184 Nike, зенитная ракета 59 Nord Aviation 196 North American Aviation (NAA) 46-51, 54-55, 58-59, 84-87, 90, 92-93, 95, 99, 101-103, 108, 129-130, 132, 156, 182, 186-188, 191-192 Northrop 48, 60, 99, 101, 132, 165, 170 Nova 190 479
Космические крылья OH-58 (Bell Kiowa) 377 Opel 13 Orbital Sciences Corporation (OSC) 101, 104 R1040 (Sea Hawk) 27 P.1072 27 P.1B 28 P.42 199 Pl077 «Юлия» 17 P-39 Aircobra 83 P-3C Orion 363-368, 372, 378, 382, 408, 418 Pegasus 101,104,451 PILOT 154,172-173 PLS (Personnel Launch System) 416, 420 Polaris 60,150,391 Poseidon 60 Pratt & Whitney 51,173 PRIME (X-23A) 152, 154, 158-162, 172-173, 388 Q-felt (Q-Fiber Felt) 136, 137 R-010 46 R4M 18 RAAF (Royal Australian Air Force) 364, 367, 382 Radio Corporation of America (RCA) 133, 137 RAK. 1 13 RB-50 26 RC-135 392 Reaction Motors Inc. 24, 84, 96, 102 Redstone 54, 55 Rene 41, 99, 100, 102, 133, 136-137 Republic Aviation 84, 99, 101, 129-130, 132, 186-187 Repulsor-1 29 Revell 129 RI 13 RI.201 13 RII.203 13 RII.203b 14 RII.211 (в серии 109-509.A-1) 4, 15 RISE (Research In Supersonic Environment) 58- 59 RL10 44,178,188,190 RLM 21 RLV 200 RoBo (Rocket Bomber) 129-131 Rocketdyne 51, 54, 56, 60, 100-101, 145, 156, 178 Rockwell International 178, 181-182, 340 Rolls-Royce Nene 103 27 Rolls-Royce Type C 199 RS. 70 188 RT0029 137 RT 193 RT-1 193 RT-7 193 RT-8 195 RT-8-01 (Saenger I) 193-196, 200 RT-8-02 193, 196 RTV-A-3 (NATIV, North American Test Instrumented Vehicle, «Нейтив») 49 S.R. 177 27-28 S.R.53 27-28 S-4 150 Saenger II 200 SAINT, SAINT I, SAINT II (Satellite Inspector) 136, 149-150 SAMOS 160 Saturn 93, 132, 145-146, 189 Saturn I и IB 101, 103, 145, 150 Saturn V 36, 57, 60, 103, 171 Saunders Roe 27, 28 Schmidding («Шмиддинг») 18 Scientific American 413 Scout («Скаут»), ракета-носитель 101 SG 500 «Ягдфауст» 16 Sharkit 46 Siebel 21-22 Skid Strip, аэродром 54, 59 SLC-3E, стартовый комплекс 161 SLS (Space Launching System) 146 SL-X-16 см. «Зенит» (ракета-носитель) Snark 55, 60 SNECMA 196 Society of Flight Test Engineers 163 SOFAR 156 Solar 186 Soltan (Solid Titan) 145-146 Solwind 446 Soviet Military Power см. «Советская военная мощь» Space Shuttle 37, 45, 54, 57-58, 60, 87, 93-94, 102, 104, 112-113, 126-127, 130, 136, 144, 148, 171, 176, 182-184, 200, 238, 242, 276, 283, 321, 338-340, 346, 355-356, 401, 409, 415, 455 Space Systems Division 136, 149-150, 185 Space Thxi 420 SpaceDev 419-420, 422 Spaceflight 404 Spectre 28 Sperry 97 SR.651 186, 188 SR.651C 186 SR.651D 186 SR-12 128 SR-126 129 SR-131 129 SR-71 163 SR-89774 185 SRAM-Altair 446 SS-10 46 SS-18 Satan см. «Воевода» (P-36M2) SS-19Stilleto см. УР-100НУ SS-20 см. «Пионер» SS-4 Sandal см. P-12 SS-5 Skean см. P-14 SS-9 Scarp (F-Im) 408 SSME 145 Star Wars см. «Звездные войны» (фильм) START 153-154,159-160,162,172 STRJ-11A 178 Sud Aviation 197 Super-ASSET 159 SV-5, SV-5D 160-161, 172-173 SV-5J 173,174 SV-5P 173,174 Synar I («дизил») 135, 137 T-29 54 T-37 164 T-39 170 Th. 183 172 TAV 409 TDRS 402 The Phantom Menance см. «Скрытая угроза» The Times см. «Таймс» Thiokol 133,141,178 Thompson Ramo Wooldridge Inc. (TRW) 133 Thor(SM-75) 54-55,155-157,160 Thor Delta 157,160 Titan 54, 57, 101, 131-133, 144 Titan C 145 Titan I 133,144-145 Titanil 102, 144-145, 145, 147, 150, 150-151 Titan III («Система 624А») 133, 138, 145-146, 152, 160 Titan IIIC (SLV-5C) 129, 137, 140, 144, 145-147, 150-151 Titan IV 152 TYansall C-160 197 TYanstage 139-140, 146 Tridan 28 T-Stoff 13, 15, 18 TZM 134, 136-137, 155 U-2 163 Viper ASV-8, ТРД 28 W-4 50 Wright Aeronautical 57 WS-104A 50 X-l 37,46,83,85,96,103 X-10 (RTV-A-5) 50-51, 54, 59-60 X-15 (NA-240) 24, 46, 59, 83-89, 91-105, 108, 121, 125, 129-131, 139-140, 147-148, 152, 163, 166, 168-169, 177-178, 180, 187-189 X-15 Delta 100 X-l5-1 89-93 X-l 5-2 89-92,94 X-l5-3 90-93,98,102-103 X-15A-2 90-93,96-98 X-15B 7, 100-101, 103-104 X-lA 24-26,84 X-lВ 24-26 X-1C 25 X-1D 25 X-1E 26, 163 X-2 25-26,28,83 Х-20 («Дайна-Сор») см. Dyna-Soar X-20A 151 X-20B 151 X-20X 151 X-24 94,152,165,173,178 X-24A (SV-5P) 171-174,176-177 X-24B 174-178,180 X-24C 178-179, 181-183 X-30 («Национальный воздушно-космический самолет», NASP) 183-186 X-33 180 X-38, демонстратор технологии 163, 173 X-38 CRV 417, 419-420, 422 X-4 28 X-5 163 X-7 51 XB-70 Valkyrie («Валькирия») 59-60, 87, 101, 102, 150, 185, 190, 192-193, 195 XB-70A 186 XF-103 130, 187 XF-106 Rapier 59-60 XF-91 24 XLR-101 101 XLR-105 100 XLR-11 89-90, 98, 147, 165, 168-169, 171, 173-174 XLR-ll-RM-3 24-25 XLR-11-RM-5 25,85,89,96 XLR-129-P1 180 XLR-25-CW-1 26 XLR-30-RM-2 (XLR-11-RM-l) 84 XLR-43-NA-1 50,51,54 XLR-71-NA-1 51-52 XLR-73-AJ-1 84 XLR-81-BA-1 84 XLR-83-NA-1 56-57 XLR-99-RM-1 (Pioneer) 84-85, 89-90, 95-99, 101, 178 XM-20 Sergeant («Сержант») 131 XM-92 141, 146 XN-1 49 XN-2 49,51,54 XN-6 51,54 X-Plane 148 XRJ-47-W5 52 XRJ-47-W7 57 XS-1 (X-l) 24-26,28 XSM-64 52,54,60 XSSM-A-2 49-50 XSSM-A-4 52 YF-84A 28 Z-Stoff 13 480
Хроника основных событий Хроника основных событий НАЧАЛО 28 июня 1919 г. - подписан Версальский мир- ный договор, запрещающий Германии про- изводство ряда видов оружия. Ракеты под запрет не попали. 1921 г. - Ф. А. Цандер представил доклад о про- екте межпланетного корабля-аэроплана. 1923 г. - в Германии вышла монография Г. Обер- та «Ракета в межпланетное пространство». 1924 г. - в журнале «Техника и жизнь» опублико- вана статья «Перелеты на другие планеты», в которой Ф. А. Цандер описал возможность сочетания ракеты с самолетом с последую- щим сжиганием металлических частей са- молета. Он также выдвинул идею управляе- мого спуска космического аппарата с орби- ты с торможением в атмосфере. 16 марта 1926 г. - Роберт Годдард осуществил в США пуск первой ракеты с ЖРД. 11 апреля 1928 г. - в Германии автогонщик-эн- тузиаст М. Валье совершил поездку на авто- мобиле Opel с ракетным двигателем. 11 июня Ф. Штаммер пролетел примерно кило- метр на планере, стартовавшем с земли с по- мощью резинового шнура и двух небольших пороховых ракет. 1929 Эйген Зенгер (Австрия) подготовил докторс- кую диссертацию на тему ракетоплана, затрагивающую весь спектр космической деятельности: ракетный самолет, косми- ческую станцию и дальние путешествия посредством космических кораблей с электрическими двигателями. 8 августа - в Дессау (Германия) поднялся в воз- дух гидросамолет Junkers W33 с ракетными ускорителями. 30 сентября - Ф. фон Опель близ Франкфурта- на-Майне совершил полет на планере RAK. 1 с шестнадцатью твердотопливными ускори- телями, покрыв расстояние около 3 км и ра- зогнавшись до скорости 153 км/ч. 1930 Э. Зенгер успешно защитил диссертацию по те- ме «Статистические расчеты крыла с множе- ственными пересекающимися силовыми связями». 27 сентября - Р. Небель и К. Ридель основали частный ракетный полигон Рейникендорф. 1931 14 марта - И. Винклер осуществил первый в Германии пуск ракеты с ЖРД. 14 мая - с Рейникендорфа выполнен первый пуск ракеты Repulsor-1. Сентябрь - при советском Обществе содей- ствия авиации и химии создана Группа изу- чения реактивного движения. Официаль- ный статус получила в июле 1932 г. 1932 Март - доклад председателя НТС ГИРД С. П. Ко- ролёва на совещании у начальника вооруже- ний РККА М. Н. Тухачевского. 22 июня - на военном полигоне Куммерсдорф произведен демонстрационный пуск ракеты Р. Небеля. Октябрь - студент-физик Вернер фон Браун присоединился к группе военных ракетчиков, возглавляемой Вальтером Дорнбергером. В Куммерсдорфе фон Браун и Вальтер Ридель начали разработку ракеты А-1 (Aggregat 1), а Артур Рудольф разработал для нее кислород- но-спиртовой ЖРД тягой 295 кгс. 1933 Январь - к власти в Германии пришла Нацио- нал-социалистическая рабочая партия во главе с Адольфом Гйтлером. Май - Э. Зенгер частным образом издал книгу «Техника ракетного полета». 17 августа - на подмосковном полигоне в Наха- бино произведен пуск первой советской ра- кеты ГИРД-09 на гибридном топливе. Сентябрь - в Москве основан первый в мире Ре- активный научно-исследовательский инсти- тут, заместителем директора которого до января 1934 г. был С. П. Королёв. 1934 1934 г. - Э. Зенгер выдвинул идею использова- ния ракетоплана в качестве межконтинен- тального бомбардировщика. 19 и 20 декабря 1934 г. - на острове Боркум в Северном море испытаны две германские ракеты А-2. Достигнута высота 3500 м. 1935 16 марта - А. Гйтлер в одностороннем порядке заявил об отказе Германии соблюдать огра- ничения Версальского договора. Армия и ВВС Германии приняли решение о сов- местной разработке истребителей с ракет- ными двигателями. 1936 Э. Зенгер приглашен в Германию для работы в институте в Трауэне над сверхскоростным сверхдальним бомбардировщиком. Март - в РНИИ создан специальный отдел по разработке ракетных ЛА, главным конструк- тором которого назначен С. П. Королёв. Март - главнокомандующий Сухопутными войсками генерал фон Фрич поддержал пред- ложение фон Брауна о строительстве нового полигона. В апреле решение о создании сов- местного полигона утвердил начальник уп- равления Люфтваффе генерал Кессельринг. Команде В. Дорнбергера и В. фон Брауна выдано задание на проектирование баллистической ракеты А-4 с дальностью полета 250-300 км. Для ускорения работ решено создать умень- шенный аналог ракеты - «Агрегат 5» (А-5). Август - началось строительство германского межвидового полигона в Пенемюнде. Осень - ЖРД Гельмута Вальтера на перекиси водорода испытан в полете на самолете Не.72 (Германия). 1936-1938 гг. - двигатель ОРМ-65 разработки В.П.ГЬушко проходит испытания на раке- топлане РП-318-1 и крылатой ракете 212 конструкции С. П. Королева. 1937 Апрель - первое включение в полете кислород- но-спиртового ЖРД на самолете Не. 112 вы- полнил летчик-испытатель Э. Варзиц (Гер- мания). Май - В. фон Браун стал техническим директо- ром центра «Пенемюнде - Восток». Декабрь - начало огневых испытаний ракетоп- лана РП-318-1. 4-11 декабря - испытания четырех опытных образцов ракеты А-3 на о-ве Цэейфсвальдер- Ойе. У двух ракет отказала система управле- ния, еще две разбились сразу после пуска из-за сильного ветра. 1938 27 июня - С. П. Королёв арестован и 27 сентяб- ря приговорен по 58-й статье к 10 годам за- ключения. 1939 Январь - началось планирование завода «Пене- мюнде - Юг» для серийного выпуска А-4. Март - начало летных испытаний ракеты А-5. Июнь - Курт Патт в Пенемюнде предложил бес- пилотный аппарат типа «летающее крыло» с ЖРД. Развитием этой идеи стали крылатый и оперенный варианты А-4. Лето - Э. Зенгер начал испытания ЖРД с давле- нием в камере сгорания около 100 атм. Испы- тания являются частью десятилетней прог- раммы научно-исследовательских работ в об- ласти сверхдальних ракетопланов, включая проект «антиподного» бомбардировщика. 1 сентября - началась Вторая мировая война. Ноябрь - Людвиг Рот предложил проект двух- ступенчатой межконтинентальной ракеты. 1940 28 февраля - летчик В. П. Федоров совершил на РП-318-1 первый в СССР полет с работаю- щим ЖРД. 21 марта - начались огневые испытания кис- лородно-спиртового ЖРД Вальтера Тиля тя- гой 25 тс для ракеты А-4. 3 июня - в Пенемюнде начались летные испы- тания DFS. 194 - прототипа ракетного истре- бителя Me-163В Komet. Осень - на казанском моторостроительном за- воде, где базировалось «специальное» КБ, под руководством В. П. DiymKo разрабатываются одно-, двух-, трех- и четырехкамерные само- летные ЖРД с насосной подачей топлива, тягой от 300 до 1200 кгс у земли. 18 сентября - благодаря ходатайству А. Н. Тупо- лева С. П. Королёв направлен в ЦКБ-29. С но- ября 1942 г. Королёв работал у В. П. ГЬушко в Казани. В Пенемюнде началась проработка проекта ра- кеты А-8 дальностью 390 км на высококипя- щем топливе. 1941 Январь - закончена проработка крылатой ра- кеты «Gleiter А4», получившей обозначение А-9, дальностью 550-750 км. Лето - А. Гитлер приказал прекратить финанси- рование НИОКР, конкретная практическая польза по которым не может быть получена в течение ближайших шести месяцев. Июль - в Пенемюнде начались летные испыта- ния Me. 163А V4 с двигателем HWK RII-203b тягой 150-750 кгс. 2 октября - при воздушном запуске Me. 163А V4 (летчик-испытатель Хайни Дитмар) на высо- те 4000 м достигнута скорость 1003,7 км/ч (М=0,84). 13 ноября - из-за нехватки ресурсов В.Дорн- бергер закрыл проект А-9. 481
Космические крылья 1942 Март - проект А-9 возобновен. 15 мая - на аэродроме НИИ ВВС в Кольцово со- вершил первый полет советский ракетный истребитель БИ-1. Пилот - летчик-испыта- тель капитан Г. Я. Бахчиванджи. 13 июня - первый (аварийный) пуск ракеты А-4 в Пенемюнде. 15 июля - на базе РНИИ (НИИ-3) организован Государственный институт реактивной тех- ники, которому поручена разработка ракет- ного истребителя «302». Лето - работы над «антиподным бомбардиров- щиком» приостановлены. Зенгер оставил пост в институте в Трауэне и начал проект ПВРД для Института планеризма DFS. 16 августа - второй пуск ракеты А-4. Ракета преодолела звуковой барьер, но после 45 сек полета отклонилась от курса и развалилась. 3 октября - первый успешный пуск А-4. Ракета достигла высоты 85 км и дальности 190 км. Октябрь - два сброса (неудачных) крылатой ра- кеты А-7, масштабной модели А-9. Работы по А-7 и А-9 остановлены. 1943 27 марта - седьмой полет на самолете БИ-1 закончился катастрофой. На околозвуковой скорости самолет затянуло в пикирование. Летчик-испытатель Г. Я. Бахчиванджи погиб. Август - летчик-испытатель Р.Опиц в Пене- мюнде выполнил первый моторный полет на ракетном истребителе Me. 163В. 17-18 августа - англичане подвергли Пенемюн- де бомбардировке, от которой серьезно пост- радали кислородный завод и жилой городок. Погиб Вальтер Тиль - основной разработчик германских ЖРД. 1944 Э. Зенгер и И. Бредт подготовили итоговый сек- ретный отчет «Дальний бомбардировщик с ракетным двигателем», направленный в ве- дущие авиационные фирмы Германии. В Пенемюнде прекращены проектные работы по двухступенчатой ракетной системе А-9/ А-10 для обстрела США. 18 февраля - разработка самолета «302» прекра- щена, ГИРТ преобразован в НИИ-1 Наркома- та авиапромышленности. Начата разработка экспериментального самолета И. Ф. Флорова. Начало года - разработаны проекты усоверше- нствованных истребителей-перехватчиков Ме.163С иМе.163Б. Весна - в планерном полете испытан первый опытный Me. 163D VI. Июнь - в связи с высадкой союзников в Нор- мандии возобновлена работа над крылатой ракетой А-9. 6 июля - Р. Опиц поднял Me. 163В VI8 с двух- камерным двигателем и развил скорость 1125 км/ч. 28 июля - две группы германских ракетных ист- ребителей Me. 163В- 1а осуществили перехват американских бомбардировщиков В-17. Июль - Японская фирма «Мицубиси» спроекти- ровала варианты германского Me. 163В - для армии Ki.200 и для флота J8M1. Август - испытан в планерном варианте усо- вершенствованный вариант Me.l63D, на- званный Ju.248 VI. Август - группа советских военных специалис- тов в составе генерал-майора П. И. Федорова, подполковника М. К. Тихонравова, Ю. А. По- бедоносцева, майора Н. Г. Чернышева, под- полковника Р. Е. Соркина, М. Е. Шахтмана и переводчика лейтенанта Ю.А. Федосюка по- сетила захваченный немецкий полигон Хай- делагер (Близна) на территории Польши, где обнаружила и организовала доставку в СССР сохранившихся фрагментов ракеты А-4. Август - в рамках «срочной программы истре- бителей» началась разработка ракетного пе- рехватчика ВР.20 Natter («Гадюка») конструк- ции Эриха Бахема. Осень - Министерство авиации Германии выда- ло Немецкому институту исследований в об- ласти планеризма DFS задание на разработ- ку экспериментального самолета DFS.346. Осень - на базе проекта А-9 и компонентов А-4 изготовлены две экспериментальные крыла- тые ракеты А-4Ь. Ноябрь - выполнен первый планирующий по- лет ракетного перехватчика Ва.349. 22 декабря - первый удачный беспилотный вер- тикальный пуск Ва.349 на ускорителях. 27 декабря - первая попытка запуска А-4Ь за- кончилась аварией на высоте 30 м отказала система управления. 1945 24 января - опытный экземпляр A-4b №G3 ус- пешно стартовал и достиг скорости 1200 м/с и высоты 82 км. 25 февраля - первый беспилотный испытатель- ный пуск Ва.349 по полной программе. 28 февраля - первый пилотируемый испыта- тельный пуск Ва.349 закончился катастро- фой. Летчик-испытатель обер-лейтенант Л. Зиберт погиб. Март - в СССР организован Особый комитет по делам демонтажа военных заводов Германии в советской оккупационной зоне и в странах Европы, освобожденных Красной Армией. 16 марта - фирма Bell Aircraft получила от ВВС Армии США контракт на строительство трех экспериментальных самолетов XS-1 (X-1). Апрель - 10 перехватчиков Ва.349Ь размещены под Штутгартом для отражения налетов американских бомбардировщиков. 26 апреля - в Германию прибывает госкомис- сия во главе с генералом Н. И. Петровым. Май - в руки американцев попали ведущие не- мецкие ракетчики, включая В. фон Брауна и В. Дорнбергера, а также техническая докумен- тация и научно-технические отчеты. 9 мая - Германия капитулировала. 7-11 июня - Э. Зенгер был заключен в тюрьму Гармиш-Партенкирхен, где его допрашивали научные эксперты американской разведки. 3-11 сентября Зенгер находился в тюрьме Бад-Рейхенхалле. 7 июля - закончилось катастрофой первое лет- ное испытание J8M1 (Япония). Июль - сотрудник НИИ-1 Г. В. Миклашевский обнаружил в Германии один из экземпляров отчета Зенгера-Бредт. Середина осени - Министерство обороны США выдало 17 крупнейшим авиастроительным фирмам запрос на предложения по исследо- ванию новых концепций доставки ядерной боевой части на «очень большую дальность». 30 ноября - Э. Зенгер принял приглашение французского Министерства авиации для продолжения исследований во Франции, Вторая половина года - организовано КБ под руководством П. В. Цыбина для создания специальных ЛА по заданию Летно-исследо- вательского института. 1946 19 января - первый полет на XS-1 без включе- ния двигателя. Март - в ОКБ А. И. Микояна Ме.263 VI переде- лан в истребитель-перехватчик И-270. 24 марта - компания North American Aviation получила контракт на аэробаллистическую ракету МХ-770 с дальностью до 800 км. Че- рез три месяца масса боеголовки была уве- личена с 900 кг у А-9 до 1360 кг. 13 мая - постановление Совета Министров СССР «Вопросы реактивного вооружения» - начало создания ракетно-космической про- мышленности. Июнь - руководитель Лаборатории аэрофизики NAA Уильям Боллей предложил для накопле- ния опыта в ракетной технике воспроизвес- ти и испытать двигательную установку раке- ты А-4 (V-2). Два ЖРД поставлены в лабора- торию в конце 1946 г. Июль - Зенгер и его ближайшие сотрудники приняты на работу в компанию Arsenal de lAeronautique. 29 сентября - в Галле готов первый экземпляр самолета DFS.346. Его демонтировали и от- правили в СССР вместе с разработчиками. Октябрь - немецкие специалисты во главе с Б. Бааде и Г. Рёссингом прибывают на ГЪсуда- рственный опытный завод № 1 в поселке Под- березье Калининской области (ныне г. Дубна). 2 декабря - М. В. Келдыш назначен начальни- ком НИИ-1 Минавиапрома. 9 декабря - первый полет на XS-1 с включением ЖРДХЬК-П-КМ-З. 28 декабря - в СССР начались планерные испы- тания первого экземпляра ракетного истре- бителя-перехватчика И-270. 1947 14 марта (по другим данным - 14 апреля) - на совещании в Кремле И. В. Сталин поднял вопрос о необходимости создания в стране сверхдальних самолетов и ракет. Март - компания NAA арендовала участок зем- ли в районе Сайми-Хиллз вблизи Санта-Су- заны, северо-западнее Лос-Анджелеса, и на- чала строительство испытательной базы. Весна - У. Боллей взял за основу будущего аме- риканского ЖРД двигатель Model 39а с од- ной форкамерой, предназначавшийся для усовершенствованной ракеты А-4 и испыты- вавшийся немцами во время войны. Новый ЖРД получил обозначение NA-704 Mark III. Август - моторный полет самолета И. Ф. Флорова. Сентябрь - начало эскизного проектирования ЖРД Mark III. 2 сентября - выполнен первый и единствен- ный - полет И-270 ДОЖ-2: во время неудач- ной посадки самолет потерпел аварию и разрушился. 2 октября - летные испытания И-270 продол- жены на самолете ДОЖ-1; остановлены в марте 1948 г. после вынужденной посадки без выпуска шасси. 14 октября - Чарльз Егер на самолете XS-1 пре- высил скорость звука (М= 1,05). Октябрь - проект «антиподного» бомбардиров- щика Э. Зенгера передан на рассмотрение специалистам НИИ-88. Сентябрь-ноябрь - на аэродроме ГУмрак про- шли летные испытания четырех масштаб- ных моделей «6» самолета «5» М. Р. Бисновата. Достигнута скорость 1405 км/ч (М= 1,28). 1947-1948 г. - летчини-испытатели С.Амет- Хан, С. Н. Анохин и Н.С. Рыбко совершили на летающих лабораториях П. В. Цыбина бо- лее 100 полетов. НИИ-1 выпустил научно-технический отчет, пос- вященный описанию своего ракетного само- лета по типу бомбардировщика-«антипода». 1948 М. В. Келдыш знакомится с С. П. Королёвым в НИИ-88. 4 февраля - совершил первый полет самолет D-558-II Skyrocket. 482
Хроника основных событий Февраль - ВВС США потребовали увеличить дальность полета крылатой ракеты МХ-770 с 800 км до 1600 км (проект XSSM-A-2). 26 мая - с территории авиабазы ВВС Холломан (штат Нью Мексике) предпринята первая по- пытка пуска ракеты NATIV (RTV-A-3) разра- ботки NAA. По различным данным, всего бы- ло произведено от трех до шести запусков этих ракет. 12 июня - в соответствии с постановлением СМ СССР НИИ-1 присоединен к Центральному институту авиационного моторостроения имени П. И. Баранова на правах филиала. Июль - лаборатория Боллея вместе с электро- механическим отделением NAA переехала на территорию завода, ранее принадлежавше- го фирме Consolidated Vultee, - в Дауни, в восточной части Лос-Анжелеса. 14 июля - первый планерный полет экспери- ментального самолета «5-1» конструкции М. Р. Бисновата. 5 сентября - третий и последний полет самоле- та «5-1»(разбился при посадке). 1949 Цянь Сюэсэнь провел теоретическое обоснова- ние пассажирских аэробаллистических ракет. Британская фирма Hawker разработала проект самолета Р.1072 для отработки концепции будущего реактивного истребителя Р.1040 (Sea Hawk) с комбинированной ДУ. Фирма Bell начала проектирование экспери- ментального самолетаХ-2. Начало года - изготовлен первый ЖРД Mark II - американский аналог двигателя Model 39 германской ракеты А-4. 26 января - первый полет самолета «5-2». Летные испытания продолжались до июня 1949 г. Май - самолет D-558-II Skyrocket достиг ско- рости, соответствующей числу М=1,05 на высоте 7600 м. Май - NAA подготовила проект межконтинен- тальной крылатой ракеты Navaho. 30 сентября - первый полет в СССР самолета «346-1». 7 декабря - в НИИ-88 защищен эскизный про- ект по теме Р-3, содержавший разделы по крылатой ракете дальнего действия. Декабрь - испытания двигателя Mark III для КР Navaho на полигоне в Санта-Сузане в вари- анте с вытеснительной подачей. Выявлена склонность двигателя к неустойчивому горе- нию (возникновение высокочастотных коле- баний давления в камере сгорания). Декабрь - компания Curtiss-Wright завершает проектирование и начинает изготовление ПВРД для Navaho. 1950 Март - упрощенный двигатель Mark III вышел на номинальный режим тяги (34 тс). Апрель - ВВС США отказались от создания КР на дальность 1600 км и задали NAA создание ракеты с дальностью 10 000 км. Июль - проект Navaho пересмотрен с целью со- здания системы оружия WS-104A с дально- стью 10 200 км при крейсерской скорости, соответствующей М=2,75-3,0 на высоте бо- лее 18 км. Август - начались огневые испытания штатно- го ЖРД Mark III (XLR-43-NA-1) для системы Navaho. Октябрь - ОКБ-3 НИИ-1 выделено в самостоя- тельное ОКБ-670 под руководством М. М. Бон- дарюка для практической разработки СПВРД. 4 декабря - Постановление Совета Министров о начале работ по темам Hl, Н2, ИЗ в НИИ-88 с участием НИИ -1, МИАНа и других научных коллективов. Общее научное руководство возложено на Отавного конструктора ОКБ-1 НИИ-88 С. П. Королёва. 11 декабря - М. В. Келдыш выступил на научно- техническом совете МАП с докладом «О сос- тоянии работ по ПВРД и их применению». 1951 Для получения аэродинамических данных о крейсерском полете системы Navaho на вы- соких сверхзвуковых скоростях инженеры NAA разработала беспилотный эксперимен- тальный самолет-аналог X-10 (RTV-A-5). NACA подготовило первое предложение о созда- нии самолета, способного превысить ско- рость звука в пять и более раз. Британская фирма Saunders Roe получила контракт на создание прототипа «трехмахо- вого» перехватчика, согласно которому пред- полагалось построить экспериментальные самолеты S. R. 53 и S. R. 177. Март - вариант двигателя XLR-43 выбран для баллистической ракеты Redstone, создавае- мой в США под руководством В. фон Брауна. Июнь - руководству ВВС США продемонстри- рован полноразмерный макет Х-10. В сен- тябре рабочие чертежи Х-10 переданы в про- изводство. 15 августа - моторный полет самолета «346-3». 22 августа - самолет X-1D потерян во втором полете в результате взрыва при заправке. 14 сентября - авария самолета «346-3». 12 октября - на базе завода № 1 в Подберезье (Дубна) создан филиал ОКБ-155 для разра- ботки крылатых ракет типа КС. 9 ноября - самолет X-1 № 3 сгорел на земле при сливе топлива. Силами ЦИАМ и ЛИИ создана и испытана на полигоне Капустин Яр экспериментальная двухступенчатая Р-200 с СПВРД. Ноябрь - в записке «О развитии работ по иссле- дованию ПВРД в полете», подготовленной для руководства МАП, М. В. Келдыш вновь подчеркивает реальную возможность созда- ния СПВРД и эффективность применения его на КР дальнего действия. 1952 В НИИ-1 введен в эксплуатацию стенд СТ-5 - сверхзвуковая аэродинамическая труба с высотной камерой, эжекторами и подогре- вом воздуха до температуры, соответствую- щей числу М=3. Начало года - В.Дорнбергер и К. Эрике во Франции пытались уговорить Э. Зенгера и И. Бредт переехать в США. 8 января - Р. Дж. Вудс из фирмы Bell рекомен- довал NACA создать специальную рабочую группу для решения проблем управления и стабилизации ЛА при полетах на сверхболь- ших высотах и с гиперзвуковой скоростью. 16 января - С. П. Королёв (ОКБ-1), М. В. Келдыш (ЦИАМ), С. А. Христианович (ЦАГИ) выступа- ют на заседании Президиума НТС и Ученого совета НИИ-88 с докладом об итогах НИР по теме «Комплексные исследования и опреде- ление основных летно-технических характе- ристик крылатых составных ракет дальнего действия». 30 января - NACA опубликовал доклад с предло- жениями в области пилотируемых и беспи- лотных полетов в атмосфере на сверхболь- ших высотах. 10 марта - постановлением СМ СССР восста- новлена самостоятельность НИИ-1 МАП под руководством М. В. Келдыша. 17 апреля - Bell предложила построить для ВВС США пилотируемый суборбитальный «бом- бардировщик-ракету» BoMi для полета на дальность 4800-5000 км. 24 июня - презентация доклада NACA по перс- пективным ЛА на заседании Комитета по аэродинамике. Июнь - проведены ОСИ камеры жидкостного двигателя тягой 55 тс на базе XLR-43. 14 июля - исполнительный комитет NACA наз- вал среди прочих целей решение проблем бес- пилотных и пилотируемых полетов на высо- тах свыше 50 км и при числах Маха более 10. 19 ноября - проведение ОСИ первого пол- ностью укомплектованного прототипа ЖРД XLR-71 для КР Navaho G-26. Декабрь - с помощью модифицированного ист- ребителя F-86D проведены летные испыта- ния системы наведения Х-10. 23 декабря - ВВС США выдают компании NAA первый производственный контракт по программе Navaho, включавший изготовле- ние десяти ракет G-26, 13 стартовых ускори- телей и пяти инерционных навигационных систем XN-6 с астрокоррекцией. Конец года - выпуск рабочих чертежей на вари- ант G-26 системы Navaho. 1953 31 января - эскизный проект эксперименталь- ной крылатой ракеты (ЭКР) утвержден С. П. Королёвым и согласован с М. В. Келды- шем, С.А.Христиановичем, М.М. Бондарю- ком. 13 февраля - принято постановление СМ СССР, предусматривающее разработку двухсту- пенчатой КР с дальностью полета 8000 км, в соответствии с которым на НИИ-88 (главный конструктор - С. П. Королёв) возложена зада- ча разработки, изготовления и летной отра- ботки экспериментальной КР. На стенде СТ-5 проведены комплексные испы- тания двигателя РД-040 в летной комплек- тации для ЭКР С. П. Королёва. 14 февраля - выполнен первый безмоторный полет самолета X-1 А. 21 февраля - выполнен первый полет самолета X- 1А с включением двигателя. 10 апреля - состоялась предварительная защи- та проекта BoMi. Май - ВВС США заключили с компанией Boeing контракт на изучение концепции ракетопла- на по «Проекту МХ-2145». 12 мая - самолет Х-2 № 1 и самолет-носитель ЕВ-50А потеряны в результате взрыва в воздухе. Май - завершены летные испытания системы навигации XN-2 для Navaho на самолете С-97. Июль - изготовлены макеты основных узлов экспериментальной КР. 30 июля - сотрудники Авиационной лаборато- рии имени Лэнгли (NACA) Браун, О'Салливан и Зиммерман предложили несколько вари- антов ЛА для решения проблем пилотируе- мых космических полетов. 14 октября - на авиабазе Эдвардс начинаются облеты X-10 (15 полетов до марта 1955 г.). Ноябрь - принято решение отказаться от лет- ных испытаний ЭКР. 20 ноября - самолет D-558-II достиг скорости, со- ответствующей числу М=2,01 (2120 км/час). 12 декабря - Ч.Егер на самолете Х-1А достиг скорости, соответствующей числу М = 2,3. 1954 1 апреля - ВВС США выдали фирме Bell конт- ракт на исследование «Системы оружия МХ- 2276» - ракетоплана для выполнения разве- дывательных и ударных миссий на высоте 79 км и дальности около 17 000 км. Май - начались летные испытания на самолете Т-29 новой системы навигации XN-6 для КР Navaho G-26. 483
Космические крылья 20 мая - Постановление СМ СССР №957-409 о разработке двух типов межконтинентальных крылатых ракет («Буря» и «Буран») для пора- жения целей на территории США. 4 июня - А. Мюррей на самолете Х-1А достиг высоты 27 374 м. Июнь - представители NACA, ВВС и Бюро аэро- навтики ВМС США встретились для обсуж- дения достоинств пилотируемых гиперзву- ковых ЛА. 1 июля - NACA представило ВВС и ВМС харак- теристики проектируемого эксперименталь- ного самолета X-15. Август - закончен предэскизный проект МКР «Буря». 23 декабря - подписано соглашение о сотрудни- честве между ВВС, ВМС и NACA в создании гиперзвуковых ЛА и об учреждении «Комите- тах-15». 30 декабря - 12 авиационных фирм США полу- чили запрос на участие в конкурсе на разра- ботку конструкции самолета X-15. Конец года - Э. Зенгер поступил на работу в НИИ физики реактивных двигателей (Шгутт- гарт), где учредил исследовательский центр, специализирующийся на пограничных меж- ду авиацией и космонавтикой исследованиях. 1955 4 января - ВВС США выдали требования SR-12 к разведывательному аппарату с дальностью полета 4800 км на высоте более 30 км, кото- рые легли в основу технического задания на «Систему 118Р». 11 января - ВВС США выдали второй промыш- ленный контракт на Navaho G-26, предус- матривающий поставку 12 маршевых ступе- ней, 21 ускорителя и шести навигационных систем XN-6. 4 февраля - у четырех моторостроительных фирм США запрошены предложения по созда- нию ракетного двигателя для самолета X-15. Середина года - закончен эскизный проект МКР «Буря». 8 августа - самолет X-1А потерян в результате взрыва в подвесном полете. 19 августа - запуск первого самолета-аналога Х-10 с мыса Канаверал. Здесь состоялись 15 полетов, в т. ч. девять успешных. 12 сентября - подписан эскизный проект МКР «Буран» 21 сентября - компания Bell получила контракт на исследование применимости к «Системе 118Р» технологий, разработанных для BoMi. 30 сентября - в конкурсе на создание Х-15 по- бедила компания North American Aviation. 7 ноября - в составе North American сформиро- ваны отделения управляемых ракет в Дауни, автоматических систем в Анахейме и ЖРД в г. Канога-Парк. 18 ноября - первый моторный полет второго эк- земпляра самолета Х-2. 1 декабря - с моторостроительной фирмой Reaction Motors Inc. заключен контракт на производство двигателя XLR-99 для Х-15. 19 декабря - на запрос ВВС США об определе- нии задач пилотируемого гиперзвукового бомбардировщика откликнулись Boeing, Convair, Douglas, McDonnell, North American и Republic. 1956 В ЦАГИ проводились теоретические исследова- ния аэробаллистической ракеты на самоле- те-носителе 1\-16. В ОКБ-23 В. М. Мясищева началась инициа- тивная проработка возможностей создания дальних гиперзвуковых ЛА и ракетных аппа- ратов «сателлоидного» типа. В Тураево ОКБ-670 построило стенд Ц-12, на котором проводились длительные (до 6 час) испытания и доводка натурного СПВРД для начальных высот полета МКР. Организовано ОКБ-256 ГКАТ (главный кон- структор - П. В. Цыбин) для создания высот- ного сверхзвукового стратегического реак- тивного самолета-разведчика РСР с марше- вой скоростью полета, соответствующей числу М=3. Февраль - ВВС США начали исследования пи- лотируемой баллистической ракетной ис- следовательской системы (проект 7969) с целью создания аппарата для космического полета человека. 20 марта - ВВС США объедили проекты BoMi и «Система 118Р» и выдали Bell Aircraft конт- ракт на исследование «Системы разведки 459L» (Brass Bell). 11 июня - ВВС заключили контракт с NAA на изготовление трех экземпляров X-15. 12 июня - ВВС выпустили требования SR-126 для исследований ракетного бомбардиров- щика RoBo. Июль - утвержден рабочий проект Х-15. 23 июля - самолет Х-2 № 2 достиг рекордной ско- рости 3360 км/ч в горизонтальном полете. 11 августа - вышло постановление СМ СССР, предусматривающее увеличение массы БЧ МКР «Буран» до 5 т. 7 сентября - вступил в силу контракт с Reaction Motors Inc. на производство ЖРД XLR-99. 7 сентября - самолет Х-2 достиг рекордной вы- соты полета 38 430 м. 27 сентября - достигнув рекордной скорости, соответствующей числу М=3,196, самолет Х-2 потерял управляемость и разбился, пилот капитан Милбурн Апт погиб. Ноябрь - ВВС США поручили NACA провести экспертизу проектов ракетопланов, которые вели компании Bell и Boeing. 6 ноября - первый пуск системы Navaho G-26 (XSM-64A) с мыса Канаверал. Полет закон- чился разрушением изделия через 26 сек после старта из-за отказа скоростного ги- роскопа системы наведения. 6 ноября - ВВС США инициировали программу НИР «Система изучения гиперзвукового ору- жия» HYWARDS. Декабрь - Bell Aircraft предложила вариант ап- парата Brass Bell с запуском на двухступен- чатой МБР Atlas. Декабрь - компании Convair, Douglas и North American получили средства на НИР по опре- делению технической реализуемости пило- тируемой гиперзвуковой бомбардировочной системы. 1957 1956-1957 гг. - в ОКБ-156 А. Н. Туполева соз- дан отдел «К» для разработки беспилотных ЛА во главе с А. А. Туполевым. А. Эггерс сформулировал концепцию использо- вания аппарата с несущим корпусом (АНК) для спуска с орбиты. Изготовлены корпус и крыло для МКР «Буран», в ЦАГИ проведены прочностные статичес- кие и динамические испытания. Министерство обороны США формирует требо- вания SR-89774 к ВКС многократного ис- пользования Aerospaceplane. 17 января - Авиационная лаборатория имени Лэнгли выпустила отчет с выводом о жела- тельности увеличения проектной скорости аппарата HYWARDS до М = 18. 25 января - первый (аварийный) пуск БРСД Thor. Первый успешный пуск - 20 сентября. 4 февраля - завершена программа X-10. 1 марта - первый (аварийный) пуск БРСД Jupiter. Первый успешный пуск - 31 мая. 22 марта - второй пуск G-26, авария из-за не- запуска ПВРД маршевой ступени. 12 апреля - Г. Е. Лозино-Лозинский назначен заместителем главного конструктора в ОКБ- 155 А. И. Микояна. 25 апреля - попытка третьего пуска G-26 завер- шилась взрывом КР на стартовом столе. 15 мая - первый (аварийный) пуск советской МБР Р-7 конструкции С. П. Королева. 16 мая - совершил первый полет британский самолет S.R.53, прототип перехватчика с комбинированной ДУ. 11 июня - первый (аварийный) пуск американ- ской МБР Atlas. 20 июня - состоялся обзор предложений под- рядчиков по проекту RoBo. 26 июня - четвертый пуск G-26, отказ ПВРД из- за недостаточной скорости. 11 июля - Министерство обороны США приос- тановило работы по проекту Navaho, на кото- рый уже было израсходовано 641 млн $. Пре- кращены работы по полноразмерному ва- рианту системы G-38 (SSM-A-6, XSM-64). На NAA уволено 15 600 человек. 30 июля - на полигоне Владимировка (Астраха- нская обл.) завершена подготовка техничес- кой позиции и стартовой площадки для лет- ных испытаний МКР «Буря». 12 августа - компания NAA выполнила первый в серии из семи пусков изготовленных КР Navaho G-26, осуществлено успешное вклю- чение ПВРД. Первые пять испытаний про- водились с разрешения ВВС США для отра- ботки автопилота XN-6. 21 августа - ВВС выдали NAA контракт на кры- латую ракету воздушного (авиационного) ба- зирования Hound Dog, использующую аэро- динамику крылатой ступени G-38, а также систему наведения и управления, разрабо- танные для Navaho. 1 сентября - первая МКР «Буря» ушла со старта. 4 сентября - в ОКБ-23 В. М. Мясищева подго- товлена «Справка для Генерального конст- руктора», содержащая «Предварительные со- ображения по созданию проекта инерцион- но-кругового самолета». 4 октября - запущен первый в мире советский искусственный спутник Земли. 10 октября - Командование научно-исследова- тельских и опытно-конструкторских работ ВВС США (ARDC) объединило работы по проектам Brass Bell - RoBo и HYWARDS под общим обозначением System 464L и именем Dyna-Soar. 14 октября - ВВС и NACA договорились о совме- стном проведении работ по проекту Dyna- Soar. Конкретные направления работ были определены 18-20 октября Руководящим ко- митетом по гиперзвуковым исследованиям NACA. Ноябрь - принято решение о прекращении ра- бот по МКР «Буран». 21 декабря - ARDC выпустило «Директиву 464L» по первому этапу трехэтапной программы разработки системы Dyna-Soar. Конец года - В. Дорнбергер и К. Эрике предло- жили двухступенчатый пассажирский вари- ант BoMi. 1958 На экспериментальной базе НИИ-1 (г. 1\рае- во, филиал ЦИАМ) построены аэродина- мические стенды Ц-9Н и Ц-7Н для огне- вых испытаний полноразмерных СПВРД в соответствии с летной программой МКР «Буря». Отдел «К» ОКБ-156 А. Н. Туполева приступил к выполнению программы создания ударного беспилотного комплекса «ДП». Исследования проводились в течение двух лет. 484
Хроника основных событий В ОКБ-155 А. И. Микояна началось проектиро- вание противоспутниковой системы. П. В. Цыбин предложил С.П.Королеву создать планирующий космический аппарат для пи- лотируемого полета в космос и возвращения с орбиты за счет спуска на крыльях. В техническом отчете Лаборатории имени Льюиса (NACA) для системы Aerospace- plane предложена концепция применения ПВРД со сверхзвуковым горением. 1 января - опубликована программа исследова- ний по проекту Dyna-Soar. 10 января - в восьмом полете Navaho G-26 дос- тигнута максимальная дальность - 1990 км. 25 января - ВВС США запросили у промышлен- ности предложения по программе Dyna-Soar. 29-31 января и 18-20 марта - в рамках проекта 7969 специалисты ВВС и NACA обсудили пу- ти реализации пилотируемого космического полета. Результатом этих дискуссий стала программа NASA Mercury. 31 января - запущен первый американский ИСЗ. 20 мая - NACA и ВВС заключили соглашение об условиях сотрудничества по Dyna-Soar. 22 мая - пятый и первый успешный полет МКР «Буря». 16 июня - два проекта системы Dyna-Soar, под- готовленные компаниями Bell и Martin с од- ной стороны и Boeing и Chance Vought с дру- гой, выбраны для дальнейшей проработки. Июнь - самолет S. R. 53 сгорел во время испыта- тельного полета. 2 июля - вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР, в соответствии с которым ОКБ-52 В.Н.Челомея разрабатывало управляемую крылато-баллистическую ракету для унич- тожения ВМС противника. Август - Проектный отдел №9 ОКБ-1 (руково- дитель - М. К. Тихонравов) подготовил тех- нический отчет «Материалы предваритель- ной проработки вопроса о создании спутни- ка Земли с человеком на борту». 24 сентября - первый (и наиболее успешный из трех пуск) экспериментального изделия Х-10 по программе отработки противоракет. 1 октября - начало работу NASA - Националь- ное агентство по аэронавтике и исследова- нию космического пространства. 15 октября - торжественная выкатка первого экземпляра X-15 из сборочного цеха на заво- де фирмы NAA в Лос-Анджелесе. 18 ноября - 11 -й и последний пуск Navaho G-26. Два последних пуска (оба аварийные) произ- ведены для получения данных о характерис- тиках крылатых ЛА в интересах программ бомбардировщика ХВ-70 Valkyrie, дальнего перехватчика XF-108 Rapier и сверхзвуковой КР AGM-28 Hound Dog. Управление проектов систем оружия США распорядилось немед- ленно прекратить все работы по программе Navaho. Конец года - проработка в ОКБ-23 В. М. Мяси- щева авиационной баллистической ракеты «43», запускаемой с самолетов-носителей М-52К, М-56 и ЗМК. 28 декабря - начаты летные испытания МКР «Буря» по «малой трассе» (2000 км). 1959 1956-1959 гг. - ОКБ-156 А. Н. Туполева вело разработку сверхзвуковых оперативно-стра- тегических КР (самолетов-снарядов) «121» и «123», оснащенных ТРД. 1956-1960 гг. - в ОКБ-240 С. В. Ильюшина раз- рабатывался ракетный комплекс с КР сред- ней дальности П-20С, а на ее базе - противо- корабельная ракета П-22 дальностью 1800- 2000 км для оснащения кораблей и подвод- ных лодок. Начало года - программой «Возвращаемая ор- битальная система запуска» (ROLS) предус- матривалась разработка одноступенчатого орбитального аппарата с горизонтальным взлетом и комбинированной ДУ. 26 января - аварийное прекращение последне- го полета самолета-демонстратора Х-10. 10 марта - первый испытательный полет раке- топлана Х-15 без отделения от носителя. 16 марта - проведено первое ресурсное испыта- ние двигателя РД-012У для МКР «Буря». 29 марта - 13-й пуск МКР «Буря», первый успешный полет по «малой трассе» без астро- навигации. Дальность 1315 км. Апрель - в ОКБ-23 отработана идея аппарата для дежурства на орбите с возможностью выполнения маневрирования в космосе и при спуске в атмосфере. Работы продолжа- лись до второй половины 1960 г. 17 мая - подписан эскизный проект ПКА кон- струкции П. В. Цыбина. 18 мая С. П. Королёв направил письмо в ГКОТ о проекте ПКА. 22 мая - Выходит постановление Совета Мини- стров №569-264 о создании объекта «Вос- ток-1» для экспериментальной отработки ос- новных систем и конструкции автоматичес- кого спутника-разведчика и пилотируемого космического корабля. 8 июня - первый планирующий полет ракето- плана X-15 с отделением от самолета-носи- теля NB-52. Июль - поставлен первый двигатель XLR-99. Июль - В.Н.Челомей сообщил о космических разработках ОКБ-52 на заседании Совета обороны СССР. Август - Лаборатория динамики полета ВВС США предложила ASSET как одну из про- грамм поддержки ракетоплана Dyna-Soar. 17 сентября - второй экземпляр Х-15 совершил первый полет с работающими двигателями XLR-11 (пилот Скотт Кроссфилд). Октябрь - передача ОКБ-256 П. В. Цыбина в со- став ОКБ-23 В. М. Мясищева. 1 ноября - представлен и 2 ноября одобрен «трехэтапный проект» Dyna-Soar. 5 ноября - Х-15-2 поврежден в аварийной по- садке на дне высохшего озера Розамонд. 9 ноября - группа компаний Boeing/Vought объявлена победителем конкурса на проект Dyna-Soar. 17 ноября - проекту Dyna-Soar присвоено обоз- начение WS-620A. 10 декабря - вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР № 1388-618 «О развитии иссле- дований космического пространства», пре- дусматривающее, в частности, разработку в ОКБ-23 многоступенчатой ракетно-само- летной системы с пилотируемым спутни- ком «для надежной связи тяжелых ИСЗ или базирующихся на них космической кораб- лей с Землей, доставки... экипажей косми- ческих кораблей и решения задач оборон- ного характера». 11 декабря - фирма Martin получила контракт на разработку варианта PH Titan для выпол- нения пилотируемого полета космоплана. 22 декабря - в Госкомитете по радиоэлектрони- ке рассматривался проект комплекса даль- него авиационно-ракетного перехвата ДП-1 (С-500) с ракетами ОКБ-155 и ОКБ-52. 1960 1959-1960 гг. - ОКБ-156 приступает к созда- нию экспериментального прототипа боевого комплекса ДП - самолета «130». К 1960 г. в ОКБ-156 построен первый планер «130», на- чалось его оснащение оборудованием и увяз- ка с ракетой - модификацией Р-12. Январь - на боевое дежурство поставлен ракет- ный комплекс с МБР Р-7. 4 февраля - руководство НИИ-1 направило Н. С. Хрущеву письмо о продолжении работ с МКР «Буря». 5 февраля - постановление ЦК КПСС и СМ СССР № 138-48 о прекращении работ по ос- новному варианту МКР «Буря». 5 февраля - постановление ЦК КПСС и СМ СССР о прекращении в ОКБ-156 работ по те- ме ДП и прототипу «130». 18 февраля - под давлением В. Н. Челомея сове- щание представителей науки и промышлен- ности Госкомитета по авиационной технике признало перспективность управляемого крылатого спуска с орбиты. 20 февраля - начало этапа испытаний МКР «Бу- ря» по «большой трассе» с астронавигацией. Достигнута дальность 5500 км. Март - фирма Bell Aircraft объявила о планах соз- дания гиперзвуковой пассажирской транспо- ртной системы, основанной на результатах работ В. Дорнбергера и К. Эрике. 23 марта - пуск МКР «Буря» по «большой трас- се», ракета достигла дальности 6500 км при отклонении 8 км. 31 марта - заседание Госкомитета по авиацион- ной технике с повесткой дня «О создании раз- ведчика на базе ракеты «Буря»», на котором выступили С. А. Лавочкин, М. В. Келдыш, В. М. Мясищев, В. П. Уткин, П. В. Дементьев. 1 апреля - выпущен план летно-конструктор- ских испытаний по проекту Dyna-Soar. Апрель - С. П. Королёв инициировал выпуск постановления Совмина, охватывающего все задачи, которые можно решать в косми- ческом пространстве: от околоземной связи и разведки до дальних полетов к планетам. Апрель - проработка в ОКБ-23 В.М. Мясищева под шифром «54» «системы обороны против боевых искусственных спутников Земли», состоявшей из самолета-носителя М-52, противоспутниковой ракеты, совершавшей воздушный старт с самолета-носителя, и на- земных средств. Апрель - в ОКБ-52 В. Н. Челомея подготовлены проекты носителей и аппаратов нескольких модификаций для перспективной космичес- кой программы. 26 апреля - В. Н. Челомей сделал доклад у ми- нистра обороны Р. Я. Малиновского. 27 апреля - ВВС США заказали десять экземп- ляров Dyna-Soar и присвоили им серийные номера. Начато изготовление отдельных блоков космоплана Dyna-Soar. Апрель - для выполнения полетов по програм- ме Dyna-Soar отобраны семь астронавтов - Н. Армстронг, Дж. Вуд, Г. Гордон, У. Дейна, У Найт, Р. Роджерс и М. Томпсон. Впослед- ствии в группу был введен А.Круз. 10 мая - В. Н. Челомей сделал доклад у Председа- теля Совета министров СССР Н. С. Хрущева. 14 мая - ГКАТ поручил В. Н. Челомею подгото- вить письмо в ЦК КПСС и проект постанов- ления с развернутыми планами работ по космоплану, ракетоплану, управляемому спутник УС и управляемой боеголовке УБ. 21 мая - проект письма В.Н. Челомея обсужден на Научно-техническом совете ГКАТ. 4 июня - состоялось заседание у заместителя председателя Совмина Д. Ф. Устинова с рас- смотрением космических проектов ОКБ-52, на котором С. П. Королёв высказал свою точ- ку зрения на развитие ракетной техники. 8 июня - X-15-3 поврежден в результате взрыва ЖРД XLR-99 при наземных испытаниях. 9 июня - скончался С. А. Лавочкин. В конце года большая группа работников ОКБ-301 перешла в ОКБ-52, главный конструктор «Бури» Н. С. Черняков стал заместителем В. Н. Челомея по проектному комплексу. 23 июня - вышло постановление ЦК КПСС и СМ СССР №715-296 «О создании мощных 485
Космические крылья ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического прост- ранства в 1960-1967 годах». 23 июня - вышло постановление ЦК КПСС и СМ СССР №714-295 «О производстве раз- личных типов ракет-носителей, спутников, космических кораблей для военного приме- нения в космосе в 1960-1967 годах», кото- рым, в частности, ОКБ-52 было поручено разработать аванпроект ракетно-косми- ческого комплекса с универсальной раке- той УР-200, управляемый разведыватель- ный спутник, истребитель спутников, ра- кетоплан и космоплан, и предусмотрены мероприятия, которые обеспечивали эти разработки. 3 октября - вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР №1057-434 о передаче ОКБ-23 В. М. Мясищева в ОКБ-52 В. Н. Челомея в ка- честве филиала № 1. 22 октября - руководство НИИ-1 (начальник В. Я. Лихушин) направило Н. С. Хрущеву второе письмо о продолжении работ с МКР «Буря». 30 октября - постановлением СМ СССР прек- ращены разработки перспективных само- летов, включая Ла-250, Т-37, Е-150, М-50, М-52, М-56. 15 ноября - С. Кроссфилд достиг на X-15 с ЖРД XLR-99 скорости М = 2,97. 16 ноября - обращение А. И. Микояна, С. П. Ко- ролёва и Г. В. Кисунько к Н. С. Хрущёву с предложением о создании противоспутнико- вой системы на базе трехступенчатой моди- фикации ракеты Р-7. 6 декабря - объявлено о заключении двух дополнительных контрактов по Dyna- Soar - с фирмой Honeywell на разработку основных бортовых системы и с фирмой RCA на разработку систем связи и пере- дачи данных. Ноябрь - фирма Glenn L. Martin начала ис- следования по возвращаемой капсуле КА SAMOS в виде аппарата с несущим корпу- сом. Декабрь - ^Научный консультантативный коми- тет ВВС США предупредил о недостаточнос- ти объема ОКР по программе Aerospaceplane. 16 декабря - 19-й и последний пуск МКР «Буря». Конец 1960 - начало 1961 г. - фирма Marquardt успешно продемонстрировала концепцию ракетного двигателя LACES с ожижением ат- мосферного воздуха. 1961 1960-1961 гг. - результаты исследований по программе SR.651 показали, что односту- пенчатый ВКС можно будет создать не ранее 1970-х гг. Фирма Martin предложила атомную ДУ с маг- нитогидродинамическим ускорителем. В ОКБ-52 В. Н. Челомея спроектированы пилоти- руемые космические самолеты АК-3 и АК-4, спускаемые с орбиты в контейнере, а также проработаны суборбитальный ракетоплан СР и проведен анализ ракетоплана СП, пред- назначенного для бомбардировки неболь- ших целей, орбитальной инспекции и реше- ния других проблем. ОКБ-49 Г. М. Бериева предлагает проект двухс- тупенчатой КР средней дальности П-100. 12 января - МБР Titan II выбрана в качестве ор- битального носителя для Dyna-Soar. 1 апреля - создано Командование систем ВВС США и в его составе Дивизия авиационных систем, Дивизия баллистических систем и Дивизия космических систем. 26 апреля - выпущен уточненный предвари- тельный план летно-конструкторских ис- пытаний по проекту Dyna-Soar. Апрель - контракт по проекту ASSET выдан ком- пании McDonnell Aircraft Corp. 4 мая - Boeing предложил изъять из программы испытаний Dyna-Soar часть, посвященную суборбитальным полетам, и сразу выводить аппарат на орбиту. 13 мая - Постановление ЦК КПСС и СМ СССР №420-174 «О разработке пилотируемых ра- кетопланов», в соответствии с которым ОКБ- 52 должно разработать экспериментальный КА - летающую модель МП-1. 19 мая - Дивизия космических систем ВВС объя- вила программу спутника-инспектора SAINT. Лето - начало работ в ОКБ-155 под руковод- ством А. И. Микояна над противоспутнико- вой системой на основе самолета-перехват- чика Е-155Н. Июль - тяжелая ракета SOLTAN, состоящая из стандартного двухступенчатого «Титана-2» и двух твердотопливных ускорителей диа- метром по 2,54 м каждый, утверждена ос- новным носителем для орбитальных миссий Dyna-Soar. Лето - группа Boeing/Vought объявила о завер- шении разработки базовой концепции пла- нера Dyna-Soar I. 11 сентября - представители ВВС США и NASA осмотрели полноразмерный макет Dyna- Soar в подразделении фирмы Boeing в Сиэт- тле. Утвержден к дальнейшей разработке ва- риант с горячей конструкцией, пригодный для многовиткового полета. 29 сентября - ВВС США выдали контракты на полномасштабную разработку пилотируе- мого орбитального космоплана Dyna-Soar: фирме Boeing (планер и связанные с ним системы), RCA (связь и устройства слеже- ния) и Minneapolis-Honeywell Regulator (сис- тема наведения). Октябрь - ВВС США еще раз пересмотрели ре- шение о носителе для Dyna-Soar, приняв за основу вариант SOLTAN с увеличенным до 3,05 м диаметром ускорителей. Эта ракета получила обозначение Titan ШС («Система 624А») и одновременно была объявлена штатным носителем для тяжелых ПГ ВВС. Октябрь - руководство ВВС США раскритико- вало программу орбитального инспектора SAINT И, конкурировавшего по некоторым задачам с Dyna-Soar, что привело к закры- тию этого проекта. 7 октября - министр обороны США Р.МакНама- ра направил президенту Дж. Кеннеди мемо- рандум о необходимости ограничения масш- табов программы Dyna-Soar. В ноябре она была отнесена к исследовательским (а не бо- евым) программам. 27 октября - Р. МакНамара объявил об отказе от дополнительных средств (85,5 млн $) на Dyna-Soar, уже выделенных Конгрессом. 9 ноября - ракетоплан Х-15 достиг своей рас- четной скорости, соответствующей М = 6. 26 декабря - ВВС пересмотрели сводный план по Dyna-Soar, исключив суборбитальные по- леты и перенаправив программу на выпол- нение многовитковых орбитальных миссий с помощью нового варианта PH Titan ШС. 27 декабря - с полигона Капустин Яр модифи- цированной ракетой Р-12 запущен МП-1. Ап- парат пролетел расстояние 1760 км с макси- мальной скоростью 3,8 км/с, поднявшись на высоту 405 км и совершив управляемый спуск в атмосфере. 1961 - 1964 гг. - Э.Зенгер подготовил большой отчет «Предварительные предложения о раз- работке европейского космоплана» для ком- пании JFM. 1962 ОКБ-ЗО1 присоединено к ОКБ-52 на правах фи- лиала №3. Разработка в ОКБ-51 П. О. Сухого сверхзвуко- вой ракеты Х-30 для вооружения ударного самолета Т-4. После закрытия в 1963 г. темы Х-30 на основе полученного задела в Дубне- нском филиале ОКБ-155 в середине 1960-х годов велись работы по гиперзвуковой аэро- баллистической ракете Х-33 (Х-45). Январь - Командование систем ВВС запретило проработки по третьему, боевому этапу Dyna- Soar. Февраль - основным носителем космоплана Dyna-Soar утверждена PH Titan ШС. 23 февраля - Р. МакНамара одобрил последнюю реструктуризацию проекта Dyna-Soar. 27 марта - вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР №243-117 по созданию орбиталь- ного (глобального) варианта ракеты УР-200А с маневрирующей головной частью АБ-200. 19 июня - проекту Dyna-Soar присвоено «экспе- риментальное» обозначение Х-20. 30 июня - завершены исследования по этапам НА и ПВ программы Dyna-Soar. 17 июля - Х-15, пилотируемый Робертом Уай- том, поднялся до 96 км - значительно выше принятой в Вооруженных силах США «офи- циальной» границы космоса в 50 миль. 17 июля - группа конструкторов ОКБ-155 (Н. Н. Завидонов, И. Е. Казаков, Ю. К. Каза- ров, В. С. Пугачёв, В. И. Соколов и О. А. Чемб- ровский) получили авторское свидетельство №26293 на предложение выведения ПГ в космос с помощью ракеты, запускаемой с са- молета Е-155Н. Август - Главком ВВС СССР маршал К. А. Вер- шинин обратился к начальнику ЦАГИ В. М. Мясищеву и к руководителям других профильных институтов, указывая на необ- ходимость форсирования исследований в направлении создания орбитальных и воз- душно-космических самолетов. Август - министр обороны Р. МакНамара подпи- сал приказ о реализации проекта Dyna-Soar. 20 августа - Минобороны США обнародовало планы создания PH Titan ШС. 20 сентября - на съезде Ассоциации ВВС в Лас- Вегасе официально объявлено о создании группы астронавтов для полетов по програм- ме Dyna-Soar, в которую вошли Дж. Вуд, Г. Гордон, Э. Круз, У. Найт, Р. Роджерс и М. Томпсон. Состоялся первый публичный показ макета космоплана Dyna-Soar и предс- тавление прессе шестерых астронавтов. 15 октября - Конгресс одобрил финансирова- ние PH Titan ШС. ВВС санкционировали пе- реход Dyna-Soar в стадию ОКР и пересмотре- ли план летных испытаний. 9 ноября - аварийная посадка Х-15-2 на озере Мад. Пилот Джон МакКей получил серьез- ную травму. Самолет перестроен по проекту Х-15А-2. Декабрь - фирма McDonnell получила дополни- тельный контракт на 2,14 млн $ на построй- ку летающих моделей ASV и AEV для проекта ASSET. Конец года - ВВС США отказались от концеп- ции одноступенчатого ВКС Aerospaceplane в пользу двухступенчатого. 1963 NASA представило предварительный план за- пусков аппаратов в космос до 1978 г., соглас- но которому ежегодный грузопоток на орби- ту, начиная с 1970 г., превысит 900 т. ОКБ-52 проводило эскизную проработку четы- рех вариантов пилотируемых ракетопланов для запуска с помощью ракет УР-200 и УР- 500 и выпустило эскизный проект по беспи- лотному космоплану К для исследования дальнего космоса и полетов к Луне, Марсу и Венере с возвращением на Землю и посад- 486
Хроника основных событий кой на аэродроме, а также аванпроект раке- топлана-истребителя П-2И. 18 января - Р. МакНамара приказал провести сравнительные исследования проектов Х-20 (ВВС США) и Gemini (NASA) для определения того, какой из двух аппаратов имеет боль- ший военный потенциал. 21 января ВВС и NASA подписали соглашение о возможности полета на кораблях Gemini экипажей ВВС США. 21 марта - произведен запуск эксперименталь- ного аппарата М-12, созданного в ОКБ-52. Аппарат пролетел по баллистической траек- тории 1760 км и разрушился в атмосфере из- за отслоения теплозащитного покрытия. 26 марта - Boeing получил 358 млн $ в виде до- полнительного контракта на продолжение разработки, производства и испытаний кос- моплана Dyna-Soar. 5 апреля - состоялся первый «подлет» аппара- та M2-F1, который буксировался на тросе за автомобилем. Май - комиссия ВВС США предложила вари- анты военного использования Dyna-Soar. 21 июня - Douglas, General Dynamics и North American получают контракты от Дивизии авиационных систем ВВС США на деталь- ное планирование разработки двуступен- чатого ВКС с ожижением воздуха. 19 июля - Джозеф Уолкер достиг на ракетопла- не X-15 высоты 106 009 м. 16 августа - первое летное испытание M2-F1. 22 августа - Джозеф Уолкер достиг на Х-15 ре- кордной высоты 107 960 м. 18 сентября - первый пуск по проекту ASSET с моделью ASV-1. Октябрь - помощник министра ВВС США по НИ- ОКР подверг критике концепцию одноступен- чатого ВКС, а комитет научных консультантов заключил, что «современное состояние техни- ки и технологии недостаточно для разработки многоразового КА...» Соответствующие сред- ства не были запрошены у Конгресса, и прог- рамма Aerospaceplane была закрыта. 4 ноября - начало летно-конструкторских ис- пытаний ракеты УР-200 разработки ОКБ-52. В период до 20 октября 1964 г. с Байконура было произведено 9 пусков. Ноябрь - ВВС США предложили аппарат-инс- пектор Х-20Х на базе Dyna-Soar. 10 декабря - Р. МакНамара принял решение закрыть проект Dyna-Soar (часть его задач предполагалось решить в ходе летных испы- таний моделей по программе ASSET), а оста- ток средств передал на проект Пилотируе- мой орбитальной лаборатории MOL. Конец года - Р. МакНамара инициировал про- грамму START. Декабрь - Martin подготовил проект АНК SV-5. Прекращение работ по теме «Звезда» в ОКБ-156 А. Н. Туполева. 1964 ОКБ-52 выпустило аванпроект пилотируемого ракетоплана-бомбардировщика. Фирма McDonnell получила от ВВС США конт- ракт на разработку аппарата Super-ASSET с удлиненным фюзеляжем. Проект не был реа- лизован. 24 марта - неудачный запуск аппарата ASV-2: авария PH на участке работы второй ступени. Апрель - генерал-лейтенант Ш.Хислоп, руко- водитель программы START, анонсировал де- тали проекта PRIME. Июнь - контракт NASA на АНК M2-F2 и HL-10. 22 июля - успешный запуск аппарата ASV-3. Август - ВВС США официально объявили о на- чале программы START - исследование проб- лемы входа в плотные слои атмосферы КА, ис- пользующих подъемную силу. 15 октября - Н. С. Хрущев снят с постов Первого секретаря ЦК КПСС и Председателя СМ СССР. 17 октября создана комиссия по «расследова- нию деятельности» ОКБ-52. 19 октября - Главком ВВС маршал К. А. Верши- нин уведомил В. Н. Челомея о прекращении работ и передаче ряда его материалов по ра- кетопланам в ОКБ-155 А. И. Микояна. 28 октября - успешный запуск аппарата AEV-1. 8 декабря - успешный запуск аппарата AEV-2. 1965 ОКБ-52 подготовило аванпроект пилотируемо- го ракетоплана на базе УР-200 и выпустило эскизный проект пилотируемого ракетопла- на-истребителя П-2И, а также техническое предложение по теме космический пилоти- руемый инспектор-перехватчик П-П. Январь - на Заводе имени С. А. Лавочкина раз- работан эскизный проект авиационной бал- листической ракеты ХБ-32 для вооружения самолета Т-4 разработки ОКБ-51. 23 февраля - успешный запуск аппарата ASV-4. 2 марта - образовано «ракетно-космическое» Министерство общего машиностроения с передачей в его состав предприятий Мино- боронпрома, Минавиапрома и других ве- домств. 30 июля - приказом министра авиационной про- мышленности ОКБ-155 поручены работы ги- перзвуковым и орбитальным самолетам. 14 августа - компания Martin Marietta получила контракт на создание беспилотного аппара- та с несущим корпусом SV-5D. Конец года - проработаны предложения по ва- риантам боевого применения «Спирали» в качестве фоторазведчика, ударного самоле- та и истребителя спутников. 1966 1962-1966 гг. - аэрокосмическими фирмами США, Великобритании, Франции, Канады и ФРГ разрабатываются многочисленные про- екты, преимущественно двухступенчатых, многоразовых транспортных космических систем. 14 января - скончался С. П. Королёв. 23 марта - аппарат M2-F2 совершил первый по- лет под крылом самолета-носителя В-52. 15 июня - Г. Е. Лозино-Лозинский назначен главным конструктором в ОКБ-155 А. И. Ми- кояна. 29 июня - в ОКБ-155 утвержден аванпроект воз- душно-орбитального самолета «Спираль». 16 июля - аппарат M2-F2 совершил первый свободный полет. 2 августа - Г. Лозино-Лозинский назначен глав- ным конструктором II степени в ОКБ-155. 21 декабря - первый суборбитальный пуск из- делия SV-5D по программе PRIME. 22 декабря - выполнен первый планирующий полет аппарата HL-10. В Центре подготовки космонавтов сформиро- вана группа для подготовки к космическому полету на «изделии 50». Группу возглавил космонавт №2 Г. С. Титов. В ЛИИ имени М. М. Громова в интересах проек- та «Спираль» развернуты работы по созда- нию летающих моделей БОР (Беспилотный орбитальный ракетоплан) и проведению на них летных экспериментов. Филиал ОКБ-155 в Дубне преобразован в самос- тоятельное машиностроительное КБ «Радуга». 1967 Начало года - в соответствии с решением ВПК при СМ СССР материалы аванпроекта «Спи- рали» переданы в Минобщемаш и далее сна- чала в ЦКБ машиностроения В. Н. Челомею, а затем в ЦКБ экспериментального машино- строения В. П. Мишину. На полигоне ГНИКИ ВВС в г. Ахтубинск постро- ена специальная грунтовая ВПП Цюшево (длиной 5 км и шириной 500 м) для испыта- ний «Спирали». Начало года - группа космонавтов во главе с Г.С.Титовым приступила в ГНИКИ ВВС к под- готовке по программе летчиков-испытателей. 5 марта - запуск PRIME-2. 21 марта - запущен КА «Космос-149» («Косми- ческая стрела») для отработки аэродинами- ческих средств ориентации на низкой около- земной орбите. 19 апреля - запуск PRIME-3. 25 апреля - организован новый специализиро- ванный филиал ОКБ-155 в Дубне под руково- дством П. А. Шустера для рабочего проекти- рования экспериментального пилотируемого орбитального самолета проекта «Спираль». 10 мая - шестнадцатый полет M2-F2 закончил- ся аварией при посадке. 23 мая - аппарат SV-5D (PRIME-3) продемон- стрирован журналистам в Пентагоне. 3 октября - летчик-испытатель Пит Найт на ра- кетоплане X-15 с внешними топливными ба- ками и моделью ПВРДсг достиг рекордной скорости-М = 6,70, или 2021 м/с. 15 ноября - летчик-испытатель М. Адамс погиб в полете на ракетоплане X-15 № 3. Второе полугодие - начало работ по подготовке производства ЭПОСа на Дубненском маши- ностроительном заводе. 27 ноября - А. И. Микоян утвердил «График вы- пуска аналогов изделия 50», предусматри- вавший постройку трех летных и пяти экспе- риментальных изделий. 26 декабря - утвержден план-график работ по те- ме «Спираль», подключавший к работам смеж- ников для разработки системы газодинами- ческого управления, спасательной капсулы и уточнявший сроки изготовления изделий. 1968 Тяжелый стратегический ракетоносец Ту-95КМ (№2667) переоборудован под самолет-носи- тель для атмосферных испытаний ЭПОСа. 17 февраля - Ю.А. Гагарин защитил диплом- ный проект в ВВИА им.Н. Е. Жуковского в рамках комплексного проекта многоразово- го космического корабля, выполненного по схеме «несущий корпус» с отклоняемыми консолями крыла и передними решетчаты- ми стабилизаторами. 27 марта - Ю.А. Гагарин погиб в тренировоч- ном полете. 2 июля - А. И. Микоян утвердил скорректиро- ванный «План-график изготовления, отра- ботки систем и поставки на летные испыта- ния аналогов орбитального самолета» со сро- ками начала летных испытаний самолетов- аналогов 1970-1971 гг. 12 декабря - последний полет Х-15 без отцепки от самолета-носителя. Фактическое закры- тие программы. 31 декабря - первый полет первого в мире сверх- звукового пассажирского самолета Ту-144 - возможного прообраза гиперзвукового само- лета-разгонщика «Спирали». 1969 Первое полугодие - завершена разработка пол- ного комплекта рабочей документации по дозвуковому аналогу (изделию «101») ЭПОСа. 21 марта - после реорганизации ЦПК группа для подготовки к полетам на «Спирали» была выделена в 4-й отдел 1-го управления во главе с Г. С. Титовым. 487
Космические крылья 17 апреля - аппарат Х-24А (SV-5P) выполнил первый планирующий полет. 15 июля - с площадки Грошево-2 полигона ВВС во Владимировке в сторону Сары-Шагана носителем К63Д запущен первый аппарат БОР-1. Задачи полета выполнены полностью. 25 августа - на Байконуре заступил на боевое дежурство ракетный полк с комплексом ор- битальной ракеты 8К69 (Р-36-орб). 18 ракет шахтного базирования простояли на боевом дежурстве до 1983 г. 6 декабря - с полигона во Владимировке в сто- рону Сары-Шагана запущен первый БОР-2. Программа полета выполнена, однако спасе- ние аппарата не обеспечено из-за отказа па- рашютной системы. 24 декабря - утвержден новый «План-график изготовления первого аналога и изделий ну- левой серии объекта «50»», зафиксировав- ший снижение темпов и объема программы «Спираль». Начало летных испытаний пер- вого самолета-аналога «101» сдвинулось на лето 1971 г. 1970 Первое полугодие - комплект рабочей докумен- тации по дозвуковому аналогу (изделию «101») ЭПОСа передан в производство на Дубненс- ком машиностроительном заводе. Изделие получило заводское обозначение «105.11». 18 февраля - аппарат HL-10 достиг скорости, соответствующей М=1,86 (1976 км/ч). 27 февраля - аппарат HL-10 достиг высоты 27 500 м. 19 марта - аппарат Х-24А (SV-5P) выполнил первый моторный полет. 2 июня - выполнен первый полет аппарата M2-F3. 17 июля - состоялся 37-й и последний полет ап- парата HL-10. 31 июля - запущен второй аппарат БОР-2. Программа полета выполнена полностью. Осень - министр обороны СССР А. А. Гречко от- казался поддержать проект постановления ЦК КПСС и СМ СССР, придающего офици- альный статус проекту «Спираль». Ноябрь - главный конструктор ОКБ-155 А. В. Минаев назначен заместителем мини- стра авиационной промышленности. 9 декабря - смерть А. И. Микояна, повлекшая за собой резкое снижение темпов работ по «Спирали». Впоследствии А. В. Минаев сумел добиться продолжения работ по ЭПОСу в рамках проведения летных испытаний доз- вукового самолета-аналога «105.11» силами Минавиапрома. 1971 7 января - после ухода Г. С. Титова из отряда космонавтов группу «Спираль» возглавил А. В. Филипченко. 22 апреля - запущен третий аппарат БОР-2. Программа полета выполнялась до 609-й се- кунды, после чего из-за разрушения тепло- защиты аппарат был потерян. 4 июня - 28-й и последний полет Х-24А. 1972 5 января - Президент США Ричард Никсон объя- вил решение о создании многоразовой косми- ческой транспортной системы Space Shuttle. 8 февраля - запущен четвертый аппарат БОР-2. Программа полета выполнена полностью. Первое полугодие - свертывание программы «Спираль». К этому моменту в Дубне был поч- ти закончен летный экземпляр дозвукового самолета-аналога «105.11», была осущес- твлена подготовка производства для пост- ройки сверхзвукового аналога «105.12». Рабо- ты продолжались в рамках отдельных внут- риотраслевых НИР (например, по БОРам). Кадровый состав 4-го отдела ЦПК был сокра- щен до трех человек при снижении интен- сивности тренировок. 19 июня - на базе Дубненского машинострои- тельного завода, МКБ «Радуга» и филиала Московского машиностроительного завода «Зенит» имени А. И. Микояна создано Дубнен- ское производственно-конструкторское объе- динение «Радуга». Август - Г. С. Титов назначен в ГУКОС МО СССР. 21 декабря - в 27-м и последнем полете аппарат M2-F3 достиг высоты 21 790 м. Конец года - возобновление ограниченных работ по «Спирали». Принято решение об ускорен- ной разработке сверхзвукового (изделия «102», по заводской документации - «105.12») и гипе- рзвукового (изделия «103», по заводской доку- ментации - «105.13») самолетов-аналогов. 1973 24 мая - с полигона во Владимировке в сторону Сары-Шагана запущен первый аппарат БОР-3. Пуск аварийный из-за разрушения головного обтекателя PH. Второе полугодие - начало комплексной подго- товки летчиков-испытателей А. Г. Фастовца и В. Е. Меницкого к полетам на дозвуковом самолете-аналоге «105.11», в том числе на пилотажном стенде МК-10 в ЦАГИ, Дубненс- ком машиностроительном заводе и в ЦПК (общекосмическая подготовка). 1 августа - аппарат Х-24В совершил первый планирующий полет. 15 ноября - аппарат Х-24В совершил первый моторный полет. Конец года - расформирован 4-й отдела ЦПК (группы летчиков-космонавтов, готовив- шихся к полету на «Спирали»). 1974 17 января - умер заместитель министра авиаци- онной промышленности А. В. Минаев. Про- грамма осталась без покровителя в руковод- стве авиационной отрасли. Завершение сборки дозвукового самолета- аналога «105.11»на Дубненском машиност- роительном заводе, начало заводских ис- пытаний. 17 мая - на базе ЦКБЭМ и КБ «Энергомаш» об- разовано НПО «Энергия», главным конст- руктором которого назначен В.П.Глушко. 11 июля - запущен второй аппарат БОР-3. Программа полета выполнена, однако из-за нерасчетной работы парашютной системы аппарат разрушился при жесткой посадке. Июль - NASA и ВВС США выбрали конфигура- цию перспективного АНК Х-24С. 1975 Завершение заводских испытаний дозвукового самолета-аналога «105.11» на Дубненском машиностроительном заводе. Проведены продувки в аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ и испытания воздухозаборников на стенде Ц22 в Тураево. 25 апреля - передача самолета-аналога «105.11» от завода-изготовителя заказчику (ММ3 имени А. И. Микояна). 29 апреля самолет- аналог допущен к проведению наземных и летных испытали, а 30 апреля начата его эксплуатация. Май - «105.11» перебазирован на летную базу фирмы А. И. Микояна на площадке Грошево. Сентябрь - Центр имени Лэнгли (NASA) выдал запрос на предложения по разработке аппа- рата Х-24С. 26 ноября - аппарат Х-24В совершил 36-й и последний полет. 27 ноября - на самолете-аналоге «105.11» уста- новлены неубираемые самоориентирующи- еся передние стойки шасси. 28 ноября - первая четырехминутная рулежка самолета-аналога «105.11» на колесно-лыж- ном шасси. Летчик - А. Г. Фастовец, авиатех- ник - А. Лучков. 29 ноября - вторая рулежка «105.11». Летчик - А. Г. Фастовец, авиатехник - А. Лучков. 2 декабря - первая скоростная пробежка само- лета «105.11» (ЭПОС) на площадке Грошево, выполненная А. Г. Фастовцом. Продолжи- тельность 4 минуты, достигнута максималь- ная скорость 254 км/ч. Конец года - передача рабочей документации на сверхзвукового самолет-аналог ЭПОСа (изде- лия «102», по заводской документации - «105.12») в производство на Тушинский ма- шиностроительный завод. На момент прекра- щения работ изделие 105.12 было построено и оснащалось системами, был также изготовлен фюзеляж гиперзвукового аналога «105.13». 1976 Ввод в эксплуатацию на базе ЦПК пилотажно- исследовательского комплекса «Пилот-105» с задействованием в контур управления цент- рифуги ЦФ-7. 17 февраля - выходом постановления ЦК КПСС и СМ СССР № 132-51 «О создании многоразо- вой космической системы...» начинается разработка системы «Буран», предопреде- лившая закрытие темы «Спираль». 24 февраля - приказом министра МАП для ор- ганизации и проведения конструкторских работ и строительства орбитальных кораб- лей 11Ф35 системы «Буран» организовано НПО «Молния», основной костяк которого составили специалисты ОКБ им. А. И. Мико- яна и Дубненского ОКБ «Радуга», ранее рабо- тавшие по ЭПОСу в рамках темы «Спираль». Новое объединение, организованное на базе ОКБ «Молния» (главный конструктор М. Р. Бисноват), ОКБ «Буревестник» (главный конструктор А. В. Потопалов) и Эксперимен- тального машиностроительного завода (главный конструктор В. М. Мясищев), возг- лавил Г. Е. Лозино-Лозинский. 16 марта - постановление «О создании универ- сального космического ракетного комплекса 11К77 “Зенит”», определившего разработку PH 11К77 «Зенит» в моноблочном варианте с использованием первой ступени этой PH в качестве блоков первой ступени многоразо- вой космической системы «Буран». 27 апреля - вторая 4-минутная скоростная про- бежка ЭПОСа (А. Г. Фастовец). 29 апреля - министром обороны СССР назна- чен Д. Ф. Устинов. 22 мая - 2-минутная скоростная пробежка ЭПОСа (А. Г. Фастовец). 25 мая - решения ВПК № 133, определившее в конечном итоге судьбу «Спирали» как конку- рента «Бурана». 26 мая - 5-минутная скоростная пробежка ЭПОСа (А. Г. Фастовец). 27 мая - Г. Е. Лозино-Лозинский утвердил про- ект орбитального корабля «Буран» в вариан- те «305-1», выполненном по схеме орбиталь- ного самолета «Спирали». Лето - в ГНИКИ ВВС начались испытательные полеты самолета-носителя Ту-95КМ. Лето - ВВС США и NASA объявили о намере- нии начать новую программу эксперимен- тального гиперзвукового ЛА (затраты оце- ниваются в 205,6 млн $) по программе NHFRF. 488
Хроника основных событий 11 июня - на Совете главных конструкторов по теме «Буран» с участием институтов Мина- виапрома и Минобщемаша вариант орби- тального корабля «305-1» отвергнут. 16 июня - пятая скоростная пробежка ЭПОСа (А. Г. Фастовец). Продолжительность 4 мин 45 сек. 17 июня - шестая скоростная пробежка ЭПОСа (А. Г. Фастовец). Продолжительность 4 мин 04 сек. 20 июля - первый подлет самолета «105.11» (ЭПОС) на площадке Грошево, выполненный А. Г. Фастовцом. Достигнута максимальная скорость 355 км/ч на высоте 12 м, продол- жительность полета около 10-15 сек. 22 июля - второй и третий подлеты ЭПОСа (А. Г. Фастовец). Достигнута максимальная скорость 355 км/ч на высоте 12 м, продол- жительность второго подлета 3 мин 41 сек, третьего 3 мин 18 сек. 29 июля - седьмая и восьмая скоростные про- бежки ЭПОСа, выполненные соответственно В. Е. Урядовым (5 мин 03 сек.) и В. Е. Мениц- ким (3 мин 16 сек). 3 сентября - замена двигателя РД36-35К на аналоге «105.11». 24 сентября - четвертый подлет ЭПОСа (А. Г. Фастовец). Продолжительность 3 мин. 11 октября - самостоятельный перелет ЭПОСа с запасной грунтовой ВПП (длиной 3 км при ширине 250 м) на основную грунтовую ВПП площадки Грошево, выполненный А. Г. Фас- товцом. Дальность перелета 16 км, на участ- ке прямолинейного полета длиной 4500 м на высоте 550-600 м достигнута средняя ско- рость 415 км/ч. 22 октября - пятый подлет ЭПОСа, выполнен В. Е. Меницким. В полетном задании летчику предписывалось выполнить скоростную про- бежку, но пилот не смог удержать ЭПОС от подлета. Продолжительность 3 мин 15 сек. 22 октября - девятая скоростная пробежка, вы- полнена А. В. Федотовым. Продолжитель- ность 3 мин. 22 октября - шестой подлет ЭПОСа, выполнен А. В. Федотовым. Продолжительность 3 мин 05 сек. 22 октября - десятая скоростная пробежка ЭПОСа, выполнена И. П. Волком. Продолжи- тельность 2 мин 15 сек. 23 октября - седьмой подлет ЭПОСа (И. П. Волк). Продолжительность 2 мин 44 сек. 23 октября - восьмой подлет ЭПОСа (В. Е. Уря- дов). Продолжительность 2 мин 44 сек. 1977 Первая половина - отделом аэродинамики НПО «Молния» совместно с ЦАГИ определен внеш- ний аэродинамический облик эксперимен- тального аппарата БОР-4 на базе «Спирали» для отработки теплозащиты орбитального корабля системы «Буран». 19 февраля - первый совместный полет самоле- та-носителя Ту-95КМ с самолетом-аналогом «105.11»на внешней подвеске с целью транс- портировки в Москву для показа государ- ственной межведомственной комиссии. Продолжительность 2 час. 21 февраля - показ самолета-аналога«105.11»и полноразмерного деревянного макета изде- лия «305-1» государственной межведом- ственной комиссии во главе с секретарем ЦК КПСС Я. П. Рябовым. 26 мая - второй совместный полет самолета- носителя Ту-95КМ со «105.11» на внешней подвеске из Москвы в ГНИКИ ВВС. Продол- жительность 2 час. 27 июля - 11-я скоростная пробежка ЭПОСа (А. Г. Фастовец). Продолжительность 6 мин 12 сек. 27 июля - 12-я скоростная пробежка ЭПОСа (А. Г. Фастовец). Продолжительность 2 мин 12 сек. 12 августа - в ГНИКИ ВВС выполнен третий совместный полет самолета-носителя Ту- 95КМ с аналогом «105.11» на внешней под- веске продолжительностью 1 час 10 мин. 18 августа - четвертый совместный полет Ту- 95КМ со«105.11»на внешней подвеске (2 час 30 мин). 29 августа - пятый совместный полет Ту-95КМ со «105.11»на внешней подвеске (1 час 30 мин). Сентябрь - NASA выходит из проекта создания экспериментального гиперзвукового ЛА. 15 сентября - шестой совместный полет Ту- 95КМ со «105.11» на внешней подвеске (1 час 45 мин). 4 октября - седьмой совместный полет самоле- та-носителя Ту-95КМ с аналогом «105.11» на внешней подвеске. Высота полета 5500 м, продолжительность 2 час 02 мин. В состав экипажа впервые входил летчик-испытатель аналога А. Г. Фастовец. 7 октября - восьмой совместный полет самоле- та-носителя Ту-95КМ с аналогом «105.11» на внешней подвеске продолжительностью 1 час 10 мин. 8 октября - девятый совместный полет самоле- та-носителя Ту-95КМ с самолетом-аналогом «105.11»на внешней подвеске. В кабине ана- лога находился А. Г. Фастовец. Высота поле- та 5500 м, продолжительность 1 час 40 мин. 22 октября - десятый совместный полет само- лета-носителя Ту-95КМ с самолетом-анало- гом «105.11» на внешней подвеске. В кабине аналога находился А. Г. Фастовец, который после выполнения всех запланированных тренировок перешел в полете в кабину Ту- 95КМ. Высота полета 5500 м, продолжитель- ность 1 час 15 мин. 27 октября - первый сброс аналога «105.11» (в 11-м совместном полете с самолетом-носи- телем Ту-95КМ). Самолет-носитель Ту-95КМ пилотировал А. Н. Обелов, аналог «105.11» - А. Г. Фастовец. Сброс произведен с высоты 5500 м на скорости 420 км/ч. Фастовец выполнил автономный полет и посадку на ВПП Цюшево. 1978 НПО «Молния» начало проработку перспектив- ной авиационно-космической системы 9А- 10485 (МАКС). 29 июня - 12-й совместный полет самолета-но- сителя Ту-95КМ с аналогом «105.11» на внешней подвеске В кабине аналога нахо- дился А. Г. Фастовец. Продолжительность по- лета 1 час 10 мин. Самолет сопровождал МиГ-21У (пилот Александр Бородай, кино- оператор Николай Хрестик). 6 июля - второй сброс «105.11» (в 13-м совме- стном полете), автономный полет и самос- тоятельная посадка на ВПП Грошево. Сброс произведен с высоты 5500 м, продолжи- тельность 30 мин. Самолет-носитель пило- тировал А. Н. Обелов, аналог «105.11» - А. Г. Фастовец. Киносъемка осуществлялась с МиГ-21У 2 августа - 14-й совместный полет самолета- носителя Ту-95КМ с аналогом «105.11» на внешней подвеске. В кабине аналога нахо- дился В. Е. Урядов. Продолжительность по- лета 1 час 10 мин. 3 августа - третий сброс (в 15-м совместном по- лете) аналога «105.11» с самолета-носителя Ту-95КМ, автономный полет и самостоя- тельная посадка на ВПП Грошево. Самолет- носитель пилотировал А. Н. Обелов, аналог «105.11» - А. Г. Фастовец. Продолжитель- ность 30 мин. С высоты 5000 м ЭПОС сопро- вождал П.М. Остапенко на самолете-лабора- тории МиГ-23ЛЛ. 4 августа - 16-й совместный полет самолета-но- сителя Ту-95КМ с аналогом«105.11»на внеш- ней подвеске. Высота полета 5500 м, продол- жительность 1 час 20 мин. В кабине ЭПОСа находился П. М. Остапенко, Ту-95КМ пилоти- ровал А. П. Кучеренко. 8 августа - четвертый сброс (в 17-м совместном полете) аналога «105.11» с самолета-носите- ля Ту-95КМ, автономный полет и самостоя- тельная посадка на ВПП Грошево. Самолет- носитель пилотировал А.П. Кучеренко, ана- лог «105.11» - А. Г. Фастовец. Продолжитель- ность 45 мин. В автономном полете ЭПОС сопровождал П. М. Остапенко на самолете- лаборатории МиГ-23ЛЛ, выполнив в одном полете две посадки. 10 августа - 18-й совместный полет самолета- носителя Ту-95КМ с аналогом «105.11» на внешней подвеске. Продолжительность по- лета 1 час 20 мин. В кабине аналога нахо- дился А. В. Федотов. 31 августа - 19-й совместный полет самолета- носителя Ту-95КМ с аналогом «105.11» на внешней подвеске. Продолжительность по- лета 1 час 03 мин. В кабине аналога нахо- дился А. Г. Фастовец. 6 сентября - пятый сброс (в 20-м совместном по- лете) аналога«105.11»с самолета-носителя Ту- 95КМ, автономный полет и самостоятельная посадка на ВПП Грошево. Самолет-носитель пилотировал А.П. Кучеренко, аналог «105.11» - П. М. Остапенко. Сброс произведен с высоты 5500 м, продолжительность автономного по- лета ЭПОСа 43 мин. В полете П. М. Остапенко провел эксперименты по интенсивному ма- неврированию с выключением автопилота 8 сентября - 21-й совместный тренировочный полет самолета-носителя Ту-95КМ с аналогом «105.11». В кабине ЭПОСа находился А. В. Фе- дотов, которому не удалось своевременно за- пустить двигатель аналога. Отцепка не состо- ялась. Продолжительность полета 46 мин. 13 сентября - шестой и последний сброс (в 22-м совместном полете) аналога «105.11» с само- лета-носителя Ту-95КМ, автономный полет и самостоятельная посадка на ВПП Грошево ГНИКИ ВВС. Аналог «105.11» пилотировал В. Е. Урядов. В автономном полете аналог сопровождал А. Г. Фастовец на самолете-ла- боратории МиГ-23ЛЛ. При неблагоприятных условиях посадки из-за ошибки руководите- ля полетов ЭПОС получил повреждения. Про- должительность 42 мин. 24 октября - 23-й и последний совместный по- лет самолета-носителя Ту-95КМ с аналогом «105.11» на внешней подвеске для транспор- тировки «105.11» в Москву, на ТМЗ для ре- монта. Полет продолжался 2 час. Кабина аналога была пуста. Ноябрь - на ТМЗ начат капитальный ремонт из- делия «105.11». Отремонтированный самолет- аналог передан заказчику 19 июня 1979 г. 1979 4 июля - Г. С. Титов назначен первым замести- телем начальника Главного управления кос- мических средств Министерства обороны СССР по опытно-конструкторским и научно- исследовательским работам. В этом качест- ве он курировал работы по созданию систе- мы «Энергия-Буран», являясь в период 1973- 1991 гг. председателем госкомиссии по пус- кам БОРов и испытаниям PH «Зенит». 1980 5 декабря - первый испытательный запуск ап- парата БОР-4С (№401) носителем К65М-РБ с 489
Космические крылья космодрома Капустин Яр на суборбиталь- ную траекторию. Аппарат имел складываю- щиеся (по примеру ЭПОСа) консоли крыла и одноразовую абляционную теплозащиту. 1981 12 апреля - первый старт многоразовой транс- портной космической системы Space Shuttle. 1982 4 июня - первый орбитальный полет БОРа-4 (№404) со штатной теплозащитой «Бурана». Аппарат, запущенный с космодрома Капус- тин Яр носителем К65М-РБ, получил обозна- чение «Космос-1374». Выполнив 1,25 витка и совершив боковой маневр при спуске в ат- мосфере на 600 км, КА приводнился в Ин- дийском океане в 560 км южнее Кокосовых о-вов. Американские и австралийские разве- дывательные самолеты получили первые де- тальные снимки аппарата и операций по его эвакуации. 1983 16 марта - второй орбитальный полет БОРа-4 (№403), аналогичный первому по баллисти- ческой схеме. Аппарат эвакуирован из рай- она приводнения под наблюдением австра- лийских разведывательных самолетов. 23 марта - Рональд Рейган объявил Страте- гическую оборонную инициативу. 25 марта - американскому разведывательному спутнику впервые удалось непосредственно сфотографировать один из полноразмерных макетов «Бурана» - изделие 0.03 - на аэродроме ЛИИ в г. Жуковский во время отработки воз- душной транспортировки на самолете-носите- ле ЗМТ. Проведенный анализ позволил опреде- лить в общих чертах основные характеристи- ки «русского шаттла» и спрогнозировать при- мерные сроки его создания. Март - изготовление первого (макетного) аппа- рата БОР-5 (№ 500) на Тушинском машино- строительном заводе. Аппарат представлял собой модель «Бурана» в масштабе 1:8 и соз- давался для проверки в натурных условиях аэродинамического облика корабля и отра- ботки его системы управления. Апрель - Министерство обороны Австралии рассекретило фотографии эвакуации «Кос- моса-1445». Т1 декабря - третий орбитальный полет БОРа-4 (№405). Аппарат, запущенный с космодрома Капустин Яр, получил обозначение «Космос- 1517». Совершив один виток, БОР-4 привод- нился в Черное море. Иностранным развед- кам удалось установить только факт переда- чи кораблями слежения (из северной Атлан- тики) сообщения о выдаче тормозного им- пульса. 1984 Специалисты Центра имени Лэнгли провели испытания модели экспериментального ма- неврирующего аппарата MRRV в аэродина- мической трубе. 6 июля - первый (испытательный) суборби- тальный запуск с космодрома Капустин Яр в сторону Сары-Шагана носителем К65М-РБ5 аппарата БОР-5 (№501). Из-за дефекта при сборке аппарат не отделился от PH и разру- шился вместе с ней при входе в атмосферу. 19 декабря - четвертый и последний орбиталь- ный полет БОРа-4 (№406, «Космос-1614»). Программа полета предусматривала привод- нение в Черном море после одного витка, од- нако аппарат был потерян из-за нештатного срабатывания системы самоликвидации. Обломки найти не удалось. 1985 13 апреля - начало летных испытаний PH «Зе- нит-2», которую западные эксперты считали носителем орбитального самолета «Ураган». 17 апреля - второй (испытательный) суборби- тальный запуск аппарата БОР-5 (№502). За- дачи полета выполнены полностью, однако послеполетный осмотр показал большие прогары в наиболее термически нагружен- ных зонах - на передних кромках крыла и носовом обтекателе. 13 сентября - ракетой SRAM-Altair, запущенной с самолета-носителя F-15, уничтожен аме- риканский спутник Solwind. На ММ3 имени А. И. Микояна начата разработ- ка авиационно-ракетного комплекса перех- вата ИСЗ 30П6 на базе самолета-носителя МиГ-31Д. 1986 27 декабря - третий (зачетный) суборбиталь- ный запуск аппарата БОР-5 (№503). Зада- чи полета выполнены полностью, однако послеполетный анализ выявил сильное оп- лавление внешнего покрытия на носовой части фюзеляжа и на передней кромке крыла в местах «присоединения» сверхзву- кового скачка от носка. Аппарат был пов- режден при транспортировке с места при- земления 1987 17 января - первый испытательный полет са- молета-носителя МиГ-31Д (изделие «07», бортовой №071) авиационно-ракетного ком- плекса перехвата космических объектов 30П6. Экипаж - летчик-испытатель ММ3 имени А. И. Микояна А. Г. Фастовец и штур- ман-испытатель Л. Попов. 15 мая - первый запуск с Байконура PH «Энер- гия» (11К25, изделие №6СЛ) с тяжелым спут- ником «Скиф-ДМ» (17Ф19ДМ), в открытой печати названного «Полюсом». Ракета отра- ботала успешно, но в результате програм- мной ошибки в системе управления спутник на орбиту не вышел. 27 августа - четвертый (второй зачетный) субор- битальный пуск аппарата БОР-5 (№504). За- дачи полета выполнены полностью, однако при маневрировании на участке спуска в ат- мосфере возникли автоколебания, выявив- шие недостаточную динамическую устойчи- вость по каналу курса (рысканья). 1988 28 апреля - первый испытательный полет вто- рого самолета-носителя МиГ-31Д (изделие «07», бортовой №072) авиационно-ракетного комплекса перехвата космических объектов 30П6. Экипаж - летчик-испытатель ММ3 имени А. И. Микояна А. Квочур и штурман- испытатель Л. Попов. 22 июня - пятый (третий зачетный и послед- ний) суборбитальный запуск аппарата БОР-5 (№505). Конфигурация аппарата полностью соответствовала аэродинамическому облику «Бурана» (без мотогондол воздушно-реактив- ных двигателей). По итогам этого успешного запуска было выдано заключение о готовнос- ти «Бурана» к орбитальному полету. 15 ноября - запуск на PH «Энергия» и беспилот- ный полет многоразового корабля «Буран». Совершив два витка вокруг Земли, орбиталь- ный корабль через 3 час 24 мин 40,75 сек после старта впервые в мире совершил пла- нирующую автоматическую посадку на ВПП аэродрома Юбилейный на Байконуре. 1989 1 сентября - самолет-аналог «105.11» передан в Музей ВВС в Монино. Первое публичное экспонирование модели сис- темы «Спираль» на 40-м конгрессе Междуна- родной астронавтической федерации, про- ходившем в Малаге (Испания). 1990 Август - аппараты БОР-6 подготовлены к лет- ным испытаниям с целью отработки средств связи на участке входа в атмосферу. Пуски не проводились из-за прекращения финан- сирования. Октябрь - в Исследовательском центре имени Лэнгли NASA на базе данных по БОР-4 изго- товлен макет аппарата HL-20. Работы продол- жались до 1998 г., уступив место проекту кры- латого возвращаемого аппаратаХ-38 CRV. 1997 Корпорация «МиГ» начала разработку авиацион- но-ракетной системы запуска КА на базе са- молета-носителя МиГ-31 И («Ишим»). 1999 Январь - продажа аппарата БОР-5 № 505 амери- канской компании «820 Great Deals». 2005 3 октября - авиационный ракетно-космичес- кий комплекс «Ишим» включен в Государ- ственную программу «Развитие космической деятельности в Республике Казахстан на 2005-2007 гг.». 2006 На базе HL-20 американская компания SpaceDev разработала проект шестиместного туристи- ческого ракетоплана Dream Chaser. 2008 17 августа - в Музее ВВС в Монино представлен частично отреставрированный ЭПОС (изде- лие «105.11»). 2 октября - открытие космической экспозиции в немецком Техническом музее в г. Шпайер, в состав которой вошли изделия БТС-002 ОК- ГЛИ и БОР-5 №505. 2009 Май - в Министерстве обороны Российской Фе- дерации обсуждалась возможность создания комплекса высотного перехвата на базе МиГ-31. 490
под эгидой Федерального космического агентства и Космических войск РФ Самая полная информация о событиях выире космонавтики: РОСКОСМОС при участии постоянного представительства Европейского космического агентства в России, Ассоциации музеев космонавтики и РКК «Энергия» имени С П Королёва ® (495)710-72-81 (903) 774-88-20 Д (495)710-71-50 nk@novosti-kosmonavtiki.ru 4- Пилотируемые полеты 4- Профессиональная деятельность космонавтов 4- Запуски космических аппаратов 4- Все о ракетах-носителях На страницах журнала вы найдете: Ф самые последние и точные новости с Международной космической станции Ф описания космических проектов завтрашнего дня ♦ отчеты о полетах межпланетных станций в просторах Солнечной системы ♦ новости с российских космодромов и предприятий ракетно-космической отрасли 4 информацию о наиболее важных открытиях в области астрономии и планетологии ♦ уникальные материалы по истории отечественной и мировой космонавтики и многое другое В полёте жииатк ККГ 20 www. novosti - kosmonavtiki. ru ш\Д1ггпкп| Наши подписные индексы: в каталоге Роспечати - 79189,20655 (СНГ) в каталоге «Почта России» - 12496 и 12497 в объединенном каталоге «Пресса России» - 18946 Для всех, у кого есть доступ к Всемирной сети, мы предлагаем: 4 электронную версию журнала 4 постоянно пополняемый архив номеров 4 новостную ленту 4 форум - j Ц
Космические крылья Библиография Иностранные источники: 1. Aeroplane, 1961, 25/V, №2588. 2. Aerospace Management, 1962, III, №3 3. Air Force, 1962, V, №5. 4. Astronautics and Aeronautics, 1964,1, № 1 5. Astronautics, 1961, VIII, №8; 1962, XI, № 11 6. Aviation Week and Space Technology 1961, 6/XI, №19; 1962, 23/IV, №17; 1963, 11/11, №6; 22/VII, №4. 7. Aviation Week and Space Technology, 1964, 29/VI, №26; 1965, 28/VI, № 26. 8. Baker D. The X-15 in Retrospect// Spaceflight, June 1971. P. 216-218 9. Belyakov R. A., Marmain J. MIG. Fifty years of secret aircraft Design. - Annapolis, Maryland, United States Naval Institute 10. Boeing Magazine, 1964, X, № 10 11. Bono F, Gatland K. Frontiers of Space. The Pocket Encyclopaedia of Spaceflight in Colour, Blandford Press - London, U.K., 1969 12. Borrowman G.L., Kosmoljot - Soviet Wings into Space // Journal of the British Inter- planetary Society (JBIS), 1982, Vol. 35, p. 75. 13. Chung С. K. S. Defending Space. US Anti- Satellite Warfare and Space Weaponry. - Oxford - U.K., Osprey, 2006 14. Completed articles about Dyna-Soar from Quest - The History of Spaceflight Magazine, vol.3, №4, Winter 1994, pp. 4-37, 52-53. 15. Baker D. The Space Shuttle Orbiter. Part II // Air International, №11, 1996 16. Deutscher Aerokurier, 1965, VII, №7. 17. DiGregorio В. E. Tbst Pilot Elite // Quest, Spring 1994, Vol.3, №1, p. 13-20. 18. DiGregorio В. E. The X-15 Experience / / Quest, Spring, 1994 V. 3. № 1. P. 21-23. 19. Dyna-Soar. Hypersonic Strategic Weapon System / Compiled from the archives and edit- ed by Robert Godwin. Burlington, Ontario - Canada, Apogee Books, 2003 20. Flight, 1962, 13/IX, №2792. 21. Flight, 1965.X, №2954. 22. Gatland K. W. Astronautics in the Sixties. London - New York, 1962 23. Gatland, K. W. A Soviet Space Shuttle?- Spaceflight, 1978, Vol. 20, p. 322. 24. Guenther B., Miller J., PanopalisT. North Ame- rican X-15/X-15A-2. Aerofax Datagraph 2, 1985. 25. Hallion R. P. Supersonic Flight. The Story of the Bell X-1 and Douglas D-558, New York - USA, MacMillan, 1972 26. Hannigan R. J. Spaceflight in the Era of Aero- Space Planes. Malabar, Florida - USA, Krieger Publishing, 1994 27. Hendrickx B. The Origins and Evolution of the Energiya Rocket Family // JBIS, 2002, Vol. 55, pp. 242-278 28. Hendrickx B., Vis B. Energiya - Buran. The Soviet Space Shuttle. Chichester - U.K., Springer - Praxis 29. Hughes D. Russian Liquid Rocket Bureau Designing Tree-Fuel Engine / / Aviation Week and Space Technology, 30.03.1992 30. Jenkins, D.R. Hypersonics Before the Shuttle: A Concise History of the X-15 Research Airplane. Monographs in Aerospace History, № 18. SP-2000-4518 31. Interavia Air Letter, 1962, 21 /III, №4955; 20/IX, №5081; 2/X, №5089; 29/XI, №5151. 32. Interavia Air Letter, 1963, 24/VI №5270. 33. Interavia Air Letter, 1966, 10/III, №5957. 34. Jenkins D. R. Hypersonic! The Story of the North American X-15. Specialty Press 35. Jenkins D. R. Space Shuttle, The History of Developing the National Space Transportation System, Marceline, Missouri - USA, Walsworth Publishing, 1996 36. Jenkins D., Landis T. X-15 Photo Scrapbook. Specialty Press 37. Jenkins D.R., Landis T, Miller J. American X-Vehicles. An Inventory-X-1 to X-50. Centennial of Flight Edition, Monographs in Aerospace History No. 31, SP-2003-4531, June 2003, p. 27. 38. Lowther S. Dyna-Soar: Model 844-2050E, The X-20 that nearly was // Aerospace Projects Review, Vol. 3, No. 4, July-August 2001, pp. 3-26 39. Lowther S. Raumwaffe, 1946 // Aerospace Project Review, Vol. 5, №6, November- December 2003 40. Lukashevich V. Predecessor of Shuttle and Buran. Spiral orbital aircraft programme. // Air Fleet (Aerospace technologies review), 2004, vol. 4 (46), pp. 58-63 41. Matthews H. The Secret Story of the Soviet Space Shuttle. Beirut - Lebanon, 1994, X- Planes Book 1 42. McDowell J. The X-15 Spaceplane // Quest, Spring 1994. Vol.3. № 1. pp.4-7. 43. Missile/Space Dally, 1963, 17/X, №33 44. Missiles and Rockets, 1961, 4/IX, № 10. 45. Missiles and Rockets. 1963, 1/VII, № 1 46. Missiles and Rockets, 1965, 8/XI, № 19. 47. Oberg J. Spacecraft Design Histories // Spaceflight, 1992, Vol. 34 48. Parker Tbmple III. X-15B: Pursuit of Early Orbital Human Spaceflight //Air Power History, 2008, Vol. 55 49. Peebles C. X-15: First Wings into Space // Spaceflight, June 1977, Vol. 19, p. 228-232. 50. Pesavento P. Cosmos 1374, 1445 Photographs Compared // Spaceflight, 1991, Vol. 33 51. Pesavento P. Cosmos 1374 Photographs // Spaceflight, 1995, Vol.37, №8, p.33 52. Pesavento P. Russian Space Shuttle Projects 1957-1994 // Spaceflight, 1995, Vol. 37, p. 226. 53. Powell J. W. ASSET and PRIME: Gliding Re- Entiy Tbst Vehicles // JBIS, 1983, Vol. 36, №8, pp. 369-376 54. Raumfahrtforschung, 1965, II, H.2. 55. Reaching For The Sky//BBC Video, 1990, part: Pioneers 56. Reed D., Lister D. Wingless Flight: The Lifting Body Story. NASA SP-4220. 57. Samolot kosmiczne ZSRR / / Skrzydlata Polska, 1990, №6 58. Saenger H.E. The Silverbird // JBIS, 2006, Vol. 59, Suppl. 2, p.67-70 59. Soviets Store High-Altitude Aircraft, Shuttle Tbstbed at Monino Facility / / Aviation Week and Space Tbchnology, 16.04.1990 60. Soviets Union Developing Range of Manned, Unmanned Launchers / / Aviation Week and Space Tbchnology, 28.03.1988 61. Spaceflight, 1965, №2. 62. Strauss E. L. Ceramic Nose Cap and Leading Edges for high Performance Weapon Systems. Denver - USA, Martin Marietta Aerospace, April 1972 63. Thompson M. O. At the Edge of Space: The X-15 Flight Program. Smithsonian Institution Press 64. Vis B. Crewing history for the Buran pro- gramme // JBIS, 1997, Vol. 50, № 1 65. Weltraumfahrt, 1965, №4. 66. X-15: The Prospective of History // Proceedings of the X-15 First Flight 30th Anniversary Celebration. Отечественные источники: 1. Авиакосмическая техника и технология, коллектив авторов, журнал №1, 1995, № 1-4, 1998, РИА 2. Авиастроение, серия «Итоги науки и техники», Том 12 - М.: ВИНИТИ 3. Авиационно-космические системы / сборник статей под ред. Г. Е. Лозино- Лозинского и А. Г. Братухина - М.: Изд-во МАИ, 1997, 416 стр. 4. Баташев A. Steep TUms of the Spiral, JPRS Report, 09.08.1994 5. Баташев А. Об «отце» советского шаттла (Крутые виражи «Спирали») // Труд, 30.06.1994 6. Баташев А. Русский путь // Огонек, 10.12.2001 7. Баташев А. Спираль // Советский Союз, 1990 8. Беликов В. Мгновения МиГов // Известия, 03.12.1989 9. Белоглазова Е. Как учили летать «Буран» // Вестник авиации и космонавтики, 28.03.2001 10. Беляков Р. А., Мармен Ж. Самолеты «МиГ». 1939-1995.-М.: Авико-Пресс, 1996 11. Бобков В. Космический «лапоток» // Крылья Родины, М., 1991, № 11 12. Боно Ф., ГЬтланд К. Перспективы освоения космоса. -М.: Машиностроение, 1975, с. 215 13. Бритвина Н. ГЬрман Титов: «Душа не умирает, а находит свою ячейку в космосе»/ / Комсомольская правда, 22.09.2000 14. Брук А. А., Удалов К. Г., Смирнов С. Г., Брезгинова Н. Г. Иллюстрированная энциклопедия самолетов В.М.Мясищева. Том 2 - М.: Авико-пресс, 2001, с.246 15. Бурдаков В. «Буран» - вершина, на которую еще предстоит подняться // Калининградская правда, №286-289, 20.11.2003 16. Бурдаков В. На спине самолета // Красная звезда, 12.04.1989 17. Бурдаков В. П., Васильев Л. М., Давлетшин Г. 3., Ильин А. И., Одновол Е. Р., Сенкевич В. П., Соловьев Ц. В. Многоразовые транспортные космические системы: история и перспективы развития // Сборник трудов «Освоение аэрокосмического пространства: прошлое, настоящее, будущее» - М.: ИИЕТ, 1997, с. 43-51 (X Международный симпозиум по истории авиации и космонавтики, Москва, 20-27.06.1995) 18. Бурлуцкий В., Колосков В., Рыжиков В. И в огне не горит // Социалистическая индустрия, 18.05.1989 19. Бэнкс П. М., Райд С. К. О советской космической программе //В мире науки, 1989, №4 20. Ваганов А. По «Спирали», через «Буран» - к МАКСу // Независимая газета, 27.12.1994 21. Васильченко К. Выдающийся конструктор. Г. Е. Лозино-Лозинскому - 90 лет! // Крылья Родины, 1999, № 12 22. Васильченко К., Лозино-Лозинский Г, Свищев Г. Путь к «Бурану» // Правда, 24.11.1988 23. Волков К. Воздушно-космические самолеты // Крылья Родины, 1988, № 2-3 24. ГЬврилов В. Взлет по «Спирали» // Караван Интернешнл (Берлин, Германия), 26.04.2002 25. Гладкий В. Ф. Как родился проект «Энергия-Буран» / / Авиация и космонавтика, 2002, №4 492
Библиография 26. Голованов В. Гурман Титов: «Мы изобрели “Шаттлы”, раньше, чем США» // Правда России, 11.04.1996 27. Голованов Я. Королев: Факты и мифы. - М.: Наука, 1994, 800 с. 28. Гофин М.Я. Жаростойкие и теплозащитные конструкции многоразовых аэрокосмических аппаратов. - С.-Петербург: ЗАОТФ «МИР», 2003, 671 стр. 29. Гришин С. Советские транспортные космические системы // Наука и техника, 1989, №4 30. Губанов Б. И. Триумф и трагедия «Энергии»: размышления Главного конструктора. В четырех томах. - Н. Новгород: Изд-во Нижегородского института экономического развития, 1999-2000 31. Гудилин В. Е., Слабкий Л. И. Ракетно- космические системы: история, развитие, перспективы. - 1996, 320 стр. 32. Гэтленд К. Космонавтика ближайших лет. - М.: Военное издательство Министерства обороны СССР, 1964, с.416 33. Добровольский А. Есть только МиГ // Московский комсомолец, №29, 09.02.2004 34. Домбковский Н. Космические орбиты «утки» // Советская Россия, 17.05.1989 35. Домбровский Н. Полет окончен? Полет продолжается! // Гудок, 23.02.2001 36. Ермаков И. Полвека «МИГ» // Социалистическая индустрия, 08.12.1989 37. Железняков А. Б. Проект «Спираль» // Родина, №008, август 2004 38. Ильин В. Есть ли будущее у российского авиационно-космического самолета? / / Вестник воздушного флота, 1997, август- сентябрь 39. Исследовательский центр имени М. В. Келдыша. 70 лет на передовых рубежах ракетно-космической техники / под редакцией Коротеева А. С., Гафарова А. А., ГЪршкова О. А. и др. - М., Машиностроение, 2003, с. 440 40. Казьмин В. Тихая трагедия «ЭПОСа» // Крылья Родины, 1990, № 11 и № 12; 1991, № 1 41. Каманин Н. П. Скрытый космос. Книга 3. - М.: ИИД «Новости космонавтики», 1999.-352 стр. 42. Карпенко А. В., Уткин А. Ф., Попов А. Д. Отечественные стратегические ракетные комплексы (Справочник) - С.-Петербург: Невский бастион, 1999, с. 288 43. Качур П., Лозино-Лозинский Г. Е. С самолета - в космос // Военный парад, 1997, №4 44. Келдыш М. В. Избранные труды. Механика. - М.: Наука, 1985, с. 567. 45. Копик А. Российский ракетоплан для прыжков в космос // Новости космонавтики, 2002, №5 46. Кулага Е. С. От самолетов к ракетам и космическим кораблям. - М.: Воздушный транспорт, 2001, с. 232 47. Лазутченко О., БорисовА. ЗОлет несостоявшемуся полету // Новости космонавтики, 2003, № 10 48. Ларионов Ю. «БОРы» над планетой // Новости космонавтики, 2000, №7 49. Лебедев В. БОРы: испытание морем // Морская столица, 2001, №3 (5) 50. Лебедев В. В. Проект «Спираль» - М.: ИИЕТ, 1999, вып.74. 51. Лебедев В. В. Проект «Спираль» / Тезисы, XI Международный симпозиум по истории авиации и космонавтики, Москва - С.-Петербург, 1997 52. Лебедев В. В. Развитие отечественных авиационно-космических систем / Тезисы, XII Международный симпозиум по истории авиации и космонавтики. Москва - С.-Петербург, 7-11.06.1999. 53. Лебедев В. В. Развитие отечественных авиационно-космических систем / Сб-к «Из истории авиации и космонавтики» СПб. отделения Секции «История авиации и космонавтики» ИИЕТ РАН (С.-Петербург), 2000, № 1 54. Лозино-Лозинский Г. Е. / / Красная звезда, 01.12.2001 55. Лозино-Лозинский Г. Е., Воинов Л. П., Скороделов В. А. Летные эксперименты по программе «Космос», проведенные в обеспечение создания ОК «Буран». - Доклад ИИЕТ РАН, 30.03.1992 56. Лозино-Лозинский Г. Е., Тимошенко В. П. Lessons Learned from the BOR Flight Campaign (Уроки, полученные от серии полетов БОРов) / 3rd European Symposium on Aerothermodynamics for Space Vehicles, ESTAC, Noordwijk, Нидерланды, 24- 26.11.1998 57. Лукашевич В. П. Главному конструктору «Бурана» - 90 лет // Новости космонавтики, 2000, №2 58. Лукашевич В. П. Горящие за других // Популярная механика, 2005, № 1 59. Лукашевич В.П. Космическая «Спираль» // Популярная механика, 2004, №9 60. Лукашевич В. П. Проект «Спираль» // Новости космонавтики, 2000, №4 61. Лукашевич В. П. Советский шаттл - прорыв или тупик? // Популярная механика, 2004, №2 62. Мазин А. По «Спирали» - в космос // Красная звезда, № 198, 21.10.2004 63. Макаров О. Ракетопланы для науки и сражений // Популярная механика, 2008, №9(71), стр.32-38. 64. Максимовский В. «Спираль» - «Буран» - МАКС // Вестник воздушного флота, 1995, №2 65. Маринин И. А., Шамсутдинов С.Х., DiyniKo А. В. Советские и российские космонавты. 1960-2000 / под ред. Батурина Ю.М. - М.: ИИД Новости космонавтики, 408 с. 66. Микоян С. «Молния» - от «Спирали» до МАКСа // Вестник воздушного флота, 1997, №1 67. Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / под ред. Семенова Ю. П., Лапыгина В. Л., Лозино-Лозинского Г.Е., Тимченко В. А. - М.: Машиностроение, 1995, 448 стр. 68. Первушин А. Космическая «Спираль» // Секретные материалы (С.-Петербург), 2000, №17 69. Поляченко В. А. На море и в космосе - СПб.: Морсав АВ, 2008, стр. 192 70. Ракетно-космическая корпорация ЭНЕРГИЯ имени С. П. Королева / Коллектив авторов под ред. Ю.П.Семенова. - М.-.Менонсовполиграф, 1996, 670 стр. 71. Ребров М. Витки «Спирали» // Красная звезда, 31.07.1991 72. Ригмант В. Под знаками «АНТ» и «Ту» // Авиация и космонавтика, 1999, № 11 73. Ригмант В. Г. Самолеты ОКБ А. Н. Туполева - М.: Русавиа, 2001, с. 336 74. С. П. Королев и его дело: Свет и тени в истории космонавтики. Избранные труды и документы / под общ. ред. Б. В. Раушенбаха. - М.: Наука, 1998, с. 716 75. Творческое наследие академика Сергея Павловича Королева. Избранные труды и документы / под общ. ред. М. В. Келдыша. - М.: Наука, 1980, с. 592 76. Труфакин В. А. Воспоминания о «Спирали». Записки инженера // Проблемы авиационной и космической техники, 1993, №1; 1994, №2 77. Труфакин В. А. Начало авиакосмических технологий (О проекте многоразовой космической системы «Спираль») / / Крылья Родины, 2003, №6 78. Труфакин В. А. Орбитальный корабль «Буран» и проектно-научный отдел «Динамика полета» в НПО «Молния» (время, организация, люди, технологии). - М.: Эмерик, 2002 79. Труфакин В. А. От орбитального самолета «Спираль» до орбитального корабля «Буран». Записки начальника отдела. - М.: Изд-во МАИ, 2004 80. Труфакин В. А., Плунгян А. М. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов с несущим корпусом (обзор) // Вопросы ракетной техники, 1972, №5и №6 81. ФГУП «НПО машиностроении»: 60 лет самоотверженного труда во имя мира. 1944-2004 / Составители Макаров Л. Е., Поляченко В. А., Хомяков М. А. и др. под общим руководством Ефремова Г. А. - М.: Оружие и технологии, с. 260. 82. Федоров М., Лозино-Лозинский Г. От «Спирали» к МАКСу // Человек и космос, 1992, №1 83. Черток Б. Е. Ракеты и люди, т. 1. От самолетов до ракет. - М.: РТСофт, 2006 84. Черток Б. Е. Ракеты и люди, т. 2. Подлипки - Капустин Яр -Тюратам. - М.: РТСофт, 2006 85. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР. 1938-1950 гг. - М.: Машиностроение, 1988, с. 268 86. Шумилин А. А. Авиационно-космические системы США. - М.: Вече, 2005, с. 528 87. Якубович Н.В., Лавров В. Н. Самолеты В. М. Мясищева. -М.: Русавиа, 1999, с. 149. Интернет-источники: 1. Испытатели, сайт Сергея Бабаина, http: / /www. testpilot, ru / type / space, htm 2. Космическая библиотека Сергея Хлынина, http: / / epizodsspace. testpilot, ru /bibl/ а-i-k/ 1999/tu.html 3. Космонавтика. Энциклопедия Александра Железнякова, http: / /www. cosmo world. ru / spacehistory/ 4. Настоящие сверхзвуковые, сайт Сергея Бабаина, http: / /sergib.agava.ru/type/space.htm 5. Сайт «Холодная война в космосе»: http: / / www. deepcold .com/ deepcold /dyna_ main.html 6. Статья в Википедии: http: I/en.wikipedia.org/wiki/X-20_Dyna-Soar 7. Энциклопедия астронавтики. Сайт Марка Уэйда: http://www.astronautix.com/craft/dyna- soar.htm 493
Содержание Вступительное слово ...........................................................3 От авторов ....................................................................3 Предисловие ...................................................................7 Глава 1 Первые ракетные самолеты ..............................................9 Глава 2 Немецкий прорыв: достижения подлинные и мнимые Агрегаты Вернера фон Брауна ...................................................29 «Серебряная птица» Эйгена Зенгера ....................................37 Глава 3 Боевой нож коренного жителя Северной Америки Заокеанский вариант А-4Ь......................................................47 «Навахо» приобретает форму ...........................................49 Летные испытания......................................................54 Глава 4 Последняя «Буря» и первый «Буран» «Антипод» Келдыша ............................................................61 На подступах к межконтинентальной ракете .............................66 От бумаги - к железу .................................................69 Глава 5 Гиперзвуковой ракетоплан Х-15 Начало........................................................................83 «Дюжина» .............................................................87 Полеты ...............................................................89 В космос! ............................................................92 Техническое описание ракетоплана .....................................94 Неслетавшие варианты .................................................99 Резюме ..............................................................103 Глава 6 Первые отечественные крылатые корабли «Лапоток» Цыбина .............................................................105 Сателлоиды Мясищева .................................................107 Ракетопланы Челомея ..................................................ИЗ «Красная звезда» Туполева ...........................................124 Глава 7 Ниобиевый динозавр Предтечи ....................................................................127 Назначение и проектирование системы..................................131 Поиск лица системы ..................................................133 Описание космоплана .................................................137 Выбор носителя ......................................................145 Подготовка к летным испытаниям ......................................147 Битва с Макнамарой ..................................................149 Итоги ...............................................................152 Глава 8 Американские аппараты с несущим корпусом Полеты моделей по суборбитальным траекториям ................................153
Пилотируемые полеты ................................................... Проекты гиперзвуковых пилотируемых аппаратов ........................177 Глава 9 Многоразовые системы «дошаттловской» эпохи Aerospaceplane ................................................................. Американские проекты.................................................189 Европейские проекты .................................................193 Почему из семечка ничего не выросло? ................................200 Глава 10 Воздушно-орбитальный самолет «Спираль» Рождение «Спирали» ..........................................................201 Пшерзвуковой самолет-разгонщик ......................................211 Двухступенчатый ракетный ускоритель..................................216 Орбитальный самолет..................................................217 Глава 11 Экспериментальные самолеты-аналоги Аэродинамическая компоновка и теплозащита орбитального самолета .....219 Суборбитальный пилотируемый самолет-аналог («50-11») ................228 Экспериментальный одноместный пилотируемый орбитальный самолет («50») ... .231 Глава 12 Боевые пилотируемые орбитальные самолеты ...........................245 Перспективы боевых орбитальных самолетов «Спираль» ..................254 Глава 13 Создание ЭПОСа .....................................................257 Серийное производство ...............................................267 Глава 14 Гагаринский «Буран-68» .............................................279 Глава 15 Первые беспилотные орбитальные ракетопланы .........................287 Глава 16 Летающий «Лапоть» Летчики-испытатели и летчики-космонавты «Спирали» ...................301 Летно-конструкторские испытания ЭПОСа ...............................307 Первый этап испытаний ЭПОСа .........................................312 Второй этап испытаний ЭПОСа .........................................320 Постскриптум ........................................................344 Глава 17 Морская одиссея БОРов Второе поколение БОРов ......................................................345 БОР-4 ...............................................................347 Поисково-спасательные операции при пусках БОР-4 .....................360 Глава 18 Космические рога, или неслетавшие БОРы .............................391 Боевые космические блоки «орбита-Земля» .............................392 Экспериментальный летательный аппарат БОР-6 .........................396 Глава 19 Ураган, страшный и ужасный Космический перехватчик «Ураган» ............................................403 БОР-4 - американская мечта (HL-20, HL-42, «Dream Chaser») ...........416 Глава 20 БОР-5 ..............................................................423 Поскриптум ..........................................................439 Глава 21 По стопам БОРов Спасательный космический аппарат - «нулевой» БОР ............................441 Авиационно-космическая система ПВО Лозино-Лозинского ................444 Авиационно-ракетный комплекс перехвата ОКБ им. А.И.Микояна ..........445 Глава 22 Нераскрученная «Спираль» ...........................................449 Дополнение к Главе 16 «Летающий “Лапоть”» ...................................459 Глоссарий ...................................................................462 Список сокращений ...........................................................466 Именной указатель ...........................................................468 Предметный указатель ........................................................473 Хроника основных событий ....................................................481 Библиография.................................................................492
Космические крылья Авторы текста: Вадим Павлович Лукашевич, Игорь Борисович Афанасьев Автор вступительной статьи: Владимир Евгеньевич Гудилин Авторы рисунков: Александр Геннадьевич Шлядинский, Джузеппе де Чиара, Владимир Александрович Некрасов, Алексей Валерьевич Михеев, Анатолий Георгиевич Зак, Андрей Анатольевич Юргенсон, Владимир Николаевич Малюх, Андрей Анатольевич Маханько, Николай Владимирович Назаренко Ответственный редактор: Игорь Анатольевич Лисов Редакторы: Дмитрий Александрович Воронцов, Александр Николаевич Лавренов Литературный редактор и корректор: Наталия Николаевна Занегина Компьютерное моделирование: Александр Геннадьевич Шлядинский, Анатолий Георгиевич Зак, Владимир Николаевич Малюх, Николай Владимирович Назаренко, Владимир Александрович Некрасов, Андрей Анатольевич Маханько Дизайн и верстка: Наталья Игоревна Лисова Обработка фотографий и цветоделение: Татьяна Айзиковна Рыбасова, Наталья Игоревна Лисова В книге использованы фотографии и рисунки А. Шлядинского, В. Лукашевича, А. Михеева, Н. Чеканова, А. Юргенсона, И. Афа- насьева, В. Гудилина, В. Ратушева, А. Манна, А. Юрай, А.Холла, Р Манзури, Р Мангалона, G. de Chiara, S. Lowther, В. Hendrickx, J.McCullagh, M. Merino, F.S. Werner, D. Jenkins, M.Marietts, N.Cooper, K. Llewellyn, H. Matthews, а также фотоматериалы из архивов В. Лукашевича, Г Омельченко, В. Дмитриева, А. Обелова, В. Студнева, И. Афанасьева, П. Цыбина, В. Бобкова, В.Труфакина, А.Скороделова, Б.Чертока, Д. Дея, П. Песавенто, С. Лоузера, X. Зенгера, НПО «Молния», НПО машиностроения, НПО имени С. А. Лавочкина, ЛИИ имени М. М. Громова, ЭМЗ имени В. М. Мясищева, ФГУП РСК «МиГ», ЦАГИ, ОАО «Туполев», ВВИА имени Н. Е. Жуковского, Тушинского машиностроительного завода, АВИКО-Пресс, РИА «Новос- ти», киностудии «Моснаучфильм», киностудии «АСТ», студии «Ударная сила», ОАО «Видеокосмос», телеканала Discovery, ВВС США, музеев Космодрома Байконур, ВВС США, Морского космического флота, архивов компаний Boeing, Bell Aircraft Company, Lockheed, McDonnell Douglas, агентств NASA и DLR, журналов JBIS, «Новости космонавтики», Aviation Week & Space Technology, Flight International, Freie Welt, «Популярная механика», газеты «Правда» и полученные по сети Интернет. На ключевые материалы книги получены находящиеся в распоряжении авторов разрешения на публикацию от НПО «Мол- ния», НПО машиностроения и ЛИИ имени М. М. Громова. Все остальные материалы и сведения почерпнуты из открытых оте- чественных и зарубежных средств массовой информации, приводимых в библиографии, а также из воспоминаний поимено- ванных в тексте ветеранов описываемых событий. Отзывы, комментарии, замечания, исправления или дополнения по содержанию, а также предложения и пожелания, связан- ные с распространением или приобретением книги, можно направлять авторам по электронной почте buran@buran.ru или по телефону +7 (985) 924-4546 Все авторские права защищены. Без предварительного разрешения владельцев авторских прав запрещается воспроизве- дение в любой форме настоящей книги или любой ее части путем копирования электронным, механическим, фотографичес- ким способом, а также путем аудио- или видеозаписи или любым другим методом. М.: ООО «ЛенТа Странствий», 2009. - 496 с.: ил. ISBN 978-5-85247-317-2 Сдано в набор 21.05.09. Подписано в печать 21.07.09. Формат 60х901/8 Гарнитура BookmanC. Бумага мелованная. Печать офсетная. Объем 62 п.л. Тираж 1500 экз. Заказ В-1020. ООО «ЛенТа Странствий» 125993, Москва, Миусская площадь, д.6, к.З, эт.9, оф. 112-114. Тел./факс: (495) 250-68-94 www.lentatravel.ru Отпечатано в полном соответствии с качеством предоставленного электронного оригинал-макета в типографии ОАО ПИК «Идел-Пресс». 420066, г. Казань, ул. Декабристов, 2.