Навигация:
Немецкая ракетная программа
Вернер фон Браун презентовал американцам идею трехступенчатой космической системы А-9/А-10/А-11
Проект «антиподного» бомбардировщика Зенгера (т.н. «Серебряная птица»)
Проект сверхзвуковой межконтинентальной крылатой ракеты Navaho («Навахо»)
Закрытие программы Navaho
Советские программы крылатых ракет межконтинентальной дальности «Буря» и «Буран»
Программа КРМД «Буран»
Причины сворачивания работ по сверхзвуковым стратегическим КР
Экспериментальный ракетоплан North American X-15
Экономическая сторона программы гиперзвукового ракетоплана Х-15
Программа создания космического перехватчика-разведчика-бомбардировщика X-20 Dyna-Soar
Причины падения популярности многоразовых транспортных космических систем
Программа создания авиационно-космической системы «Спираль»
Гиперзвуковой самолет-разгонщик для программы «Спираль»
Аэродинамика орбитального самолета программы «Спираль»
Теплозащита орбитального самолета программы «Спираль»
Перерастание проекта «Спираль» в полеты «БОРов»
Неприменимость горячей конструкции для крупного орбитального корабля
Взгляд из-за рубежа на советскую космонавтику
Пуски БОРов ракето-носителями на базе МБР Р-12
БОР-2 (№101) - испытания образцов радиационной теплозащиты на основе листового ниобия
БОР-2 (№102) - газета на обшивке, срезанные плазмой сопла двигателей ГДУ
БОР-2 (№103) - выявлены неучтенные расчетами возмущающие факторы
БОР-2 (№104) - эксперимент с центровочным грузом, определение эффективности аэродинамических органов управления
БОР-3
БОР-3 (№301) - неудачный пуск
БОР-3 (№302) - активная система охлаждения вдувом азота в пограничный слой
Вспоминает Владимир Нейланд: при работе над БОР-4 нам не нужен был опыт дозвукового ЭПОСа и «Спирали»
БОР-4 «Космос-1374» - эффект самоочищения
БОР-4 - окончательное решение проблемы теплозащиты «Бурана»
Возможность создания ударных аппаратов на основе БОР-4
БОР-5
Теплозащита на БОР-5
Телеметрическая система изделия БОР-5
Полёты БОР-5 (№501, №502)
БОР-5 (№504) - носовой обтекатель и передние кромки крыла из вольфрамо-молибденового сплава ВМ-1
БОР-5 (№505) - сняты имитаторы мотогондол
БОР-6
БОР-6: запуск не понадобился
Административно-бюрократические препятствия развитию «Спирали»
Заместитель министра авиационной промышленности СССР Алексей Васильевич Минаев и «Спираль»
Негативное отношение Сергея Павловича Королёва к «Спирали»
ЭПОС «105.11» - аналог орбитального самолёта
ЭПОС «105.12»
Роль Михаила Петровича Симонова в закрытии программы «Спираль»
Финал ЭПОСа
БОР-6
БОР-6: отработка системы радиосвязи через плазму для орбитального корабля «Буран»
Противоспутниковый комплекс МиГ-31Д
Фторо-водородные ЖРД
Причины закрытия проекта «Спираль» - экономические
Подготовка к космическим полетам на военной пилотируемой станции «Алмаз»

Немецкая ракетная программа

Ракетная тема, пользовавшаяся в Германии такой популярностью, внезапно исчезла из поля зрения общественности, 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 поставить на ракету. Дорнбергер считал, что ее полет необходимо стабилизировать закруткой, как у артиллерийского снаряда. Поэтому изделие имело вращающуюся 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. Оказалось, что старый испытательный стенд уже мал, а вместо А-1 нужно делать фактически новую ракету.
Тем временем к декабрю 1934 г. были изготовлены две ракеты типа А-2, названные «Макс» и «Мориц» (по кличкам двух коверных клоунов, популярных в то время). Незадолго до рождественских праздников, 19 и 20 декабря, их запустили с острова Боркум в Северном море на высоту 2200 и 3500 м. Модель А-2 массой 107 кг с двигателем тягой 295 кгс была еще далека от совершенства в военном отношении, но доказала, что немецкие ракетчики способны разрабатывать, строить и запускать сложные жидкостные ракеты.
Следующее изделие - «Агрегат №3» - должно была иметь двигатель тягой 1500 кгс и дальность в несколько километров. К тому моменту, когда 16 марта 1935 г. канцлер Адольф Гктлер в одностороннем порядке заявил об отказе Германии соблюдать военные ограничения Версальского договора, в стране широким фронтом велись практические работы в области конструирования ракетных и реактивных двигателей для самолетов и с большим опережением строилась 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 Сухопутными войсками генерал Вернер фон Фрич обещал поддержать строительство нового полигона. В апреле на совещании у начальника управления Люфтваффе генерала Альберта Кессельринга решение о создании совместной 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.

К середине 1938 г. строительство Пенемюнде было почти закончено. Полигон оснастили по последнему слову техники: он имел большие аэродинамические трубы (АДТ), огромные стенды для огневых испытаний ракетных двигателей тягой до 200 тс (!), баллистические лаборатории и сильнейшую производственную базу. Три года группа фон Брауна потратила на создание надежного ЖРД и самого «Агрегата №3» - веретенообразной ракеты длиной 6,7 м и массой 750 кг с четырьмя длинными аэродинамическими стабилизаторами.
С 4 по 11 декабря 1937 г. четыре опытных образца А-3 стартовали с острова Грейфсвальдер-Ойе, расположенного в 8 км северо-восточнее Узедома. У двух первых на 3-й секунде полета вышел парашют, а остальные сошли с траектории и разбились из-за сильного ветра: погода при взлете была ужасной... Но главным уроком стало доказательство того, что создание больших ракет возможно!

Первые же прикидки показали, что ракета должна иметь массу порядка 12 т и двигатель тягой 25-30 тс. На пути ее создания стояли огромные технические трудности, прежде всего в части двигателя и системы управления, которая оказалась слабым местом А-3. Работа, в которую включились более 120 сотрудников Центра, грозила затянуться надолго. Решено было с опережением создать уменьшенный (примерно в масштабе 1:2) аналог - главным образом для отработки системы управления. На проектирование и изготовление «Агрегата №5» ушло два года. В марте 1939 г. начались летные испытания, в рамках которых вплоть до 1941 г. было запущено более 20 изделий. Многие из них были спасены и использовались повторно. Спасанием ракеты занимались водолазы, вылавливавшие упавшие «агрегаты» из Балтийского моря. Только после первых успехов А-5 команда Дорнбергера - фон Брауна смогла вплотную заняться проектом А-4. И лишь через десять лет после начала теоретических исследований и после шести лет практических работ эта ракета сумела доставить заряд массой 1 т на расстояние 275 км. «Агрегат №4», самая большая и совершенная ракета своего времени, представляла собой обтекаемое веретенообразное тело максимальным диаметром 1.65 м и длиной 14.3 м, в головной 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 хвостовом отсеке размещался однокамерный ЖРД тягой 25 тс с турбонасосной подачей компонентов. Окислитель и горючее закачивались в камеру сгорания сферической формы через индивидуальные форсуночные головки (предкамеры). Турбонасосный агрегат (ТНА) приводился в действие парогазом, получаемым каталитическим (катализатор - раствор перманганата калия) разложением маловодной перекиси водорода. Охлаждение камеры, имевшей двойные стенки, осуществлялось горючим. К хвостовому отсеку крепились четыре мощных стабилизатора сложной формы (обусловленной габаритными ограничениями при перевозке по железной дороге) и довольно большой площади. Их наличие обуславливалось стремлением обеспечить статическую устойчивость ракеты при прохождении 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 рулями, установленными близ среза сопла двигателя и выходившими в поток истекающих газов.
А-4 еще находился в процессе разработки, когда речь зашла о строительстве завода по выпуску серийных ракет. В январе 1939 г. начиналось планирование комплекса «Пенемюнде - Юг». Закрытая зона на острове Узедом была увеличена.

Через два года тысячи А-4 обрушились на Англию, Бельгию, Голландию и Францию, а рейхсминистр пропаганды Геббельс назвал эту ракету «оружием возмездия» (Vergeltungswaffe). Однако нас первая в мире серийная дальняя баллистическая ракета интересует лишь постольку, поскольку она послужила прототипом для изделий совсем другого рода - для крылатых машин, на одной из которых команда фон Брауна собиралась штурмовать космос.

Задолго до начала боевого применения А-4 разработчики поняли, что основными недостатками их детища, кроме невысокой надежности, обусловленной большой сложностью образующих систем и механизмов, были небольшая дальность и низкая точность. В Пенемюнде прорабатывались три способа увеличения дальности.
Первый заключался в совершенствовании характеристик конструкции А-4 и ее двигателя - а по сути требовал долгой и дорогостоящей разработки ЖРД на новых компонентах топлива.
Во втором дальность предполагалось удвоить за счет скользящего спуска - на нисходящем участке баллистической траектории ракета, оснащенная крыльями, должна была переходить на сверхзвуковое планирование. Наконец, третий вариант предусматривал создание двухступенчатой системы межконтинентальной дальности. Проект А-8 прорабатывался в период с 1940 по 1943 г.
Изделие внешне и по габаритам повторяло А-4, но оснащалось модернизированным двигателем тягой 30 тс со временем работы от 90 до 104 сек. В нем планировалось использовать новое, высококипящее топливо: окислитель - азотная кислота с добавлением серной («сальбай»), горючее - газойль, продукт перегонки нефти. По энергетической ценности оно немного уступало паре «жидкий кислород - спирт», но было значительно плотнее и допускало неограниченно долгое хранение при температуре окружающего воздуха. Ракета нормальной длины могла доставить заряд массой 1000 кг на дальность 390 км, а в удлиненном варианте - на 430 км.
В ноябре 1942 г. проводились сравнительные испытания моделей А-4 и А-8 в АДТ. Камера ЖРД была доведена до огневых испытаний, но летные двигатели и ракеты не изготавливались.

Вернер фон Браун презентовал американцам идею трехступенчатой космической системы А-9/А-10/А-11

Находясь в США, немецкие ракетчики «вспомнили» не только А-9/А-10, следы которой все-таки имеются в архивах. Вернер фон Браун рассказал американцам о трехступенчатой космической 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 однотонным полезным грузом. Еще более амбициозным, чтобы не сказать фантастическим, был проект четырехступенчатой 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 пятьюдесятью (!) однокамерными ЖРД...
До сих пор нет никаких доказательств, что все эти проекты были выпущены 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 пройденный ими этап. В течение нескольких лет немцы, желавшие заниматься разработкой новой техники, были по существу отлучены от любимого дела.
В историческом отделе NASA хранится любопытный документ. Это собрание отчетов немецких специалистов (включая фон Брауна и Дорнбергера), сделанных ими для американцев еще в Гармиш-Партенкирхене в 1945 г. Немцы предприняли пропагандистскую кампанию, которая строилась на двух тезисах: «это вам нужно» и «мы это можем». Ракетчики, естественно, постарались придать максимальную значимость 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 годы. Желание вполне человеческое!
Вспомним также, что усиленной рекламой А-9 /А-10 в послевоенные годы занимались не только вывезенные в США Дорнбергер и фон Браун, но и известные пропагандисты ракетной техники и космонавтики Кеннет Гэтленд и Вилли Лей. Зная о дальнейших событиях, можно сказать, что «пиар-акция» Дорнбергера, фон Брауна и их довоенных единомышленников более чем удалась.

Проект «антиподного» бомбардировщика Зенгера (т.н. «Серебряная птица»)

В 1930 г. Зенгер успешно защитил диссертацию по теме «Статистические расчеты крыла с множественными пересекающимися силовыми связями». Прошло несколько лет, и весной 1933 г. он частным образом издал (понеся большие расходы) свои базовые изыскания в книге «Техника ракетного полета» (Raketenflugtechnik), которая сегодня считается первым инженерным трудом, посвященным астронавтике и написанным специалистом с университетским дипломом. Эта книга стала краеугольным камнем технических воззрений многих последователей Зенгера, а также легла в основу работ, сделавших его «первым и основным 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 ракетоплана Зенгер принял «консервативные», по его мнению, параметры: скорость 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 возможность достижения дальности полета от 4000 до 6000 км при скорости, соответствующей числу М= 13 на высотах в пределах от 40 до 60 км. Приняв в проекте максимально малое соотношение масс, оптимизированные аэродинамические качества для самолетов этого типа и высокоэффективный двигатель, он оценил главные проблемы ракетного ЛA, способного совершать полеты с Земли до околоземной орбиты, и понял, что проектанты будут стоять перед лицом необходимости разработать химический ЖРД с характеристиками, максимально близкими к теоретически предельно возможным.
Карьера Зенгера как практического специалиста-ракетчика началась с опытов в Венском университете: он испытывал экспериментальный двигатель, в сферическую камеру сгорания которого подавался газообразный кислород и жидкий бензин. Время функционирования двигателя было для тех лет просто огромным: некоторые образцы непрерывно работали в течение 20 минут, а один - целых полчаса. По расчетам, ему удалось достичь скорости истечения газов примерно 3000 м/с, что для того времени было чрезвычайно много.
Полагаясь на результаты испытаний, Зенгер сделал вывод, что проблемы создания более крупных двигателей практически разрешимы. Следующим шагом стала разработка технических требований, предъявляемых 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 возможно короткое время, далее планируя при больших скоростях. Зенгер пришел к аналогичным выводам, но решал проблему как авиаконструктор, высказавшись за наклонный (под углом 30°) старт.
Приняв время работы двигателя равным 20 мин, он рассчитал, что общее время полета самолета составит чуть более часа, а средняя скорость - более 2500 км/ч. Предложенная компоновка весьма напоминала первую схему американского экспериментального самолета Х-1. Интересно, что уже в 1934 г. он выдвинул идею использования ракетоплана в качестве межконтинентального бомбардировщика. (США осознали опасность намерений Зенгера по крайней мере уже в 1942 г., когда NACA перевел на английский его книги 1934 года издания.)
Австрийские публикации Зенгера встретили положительный отклик военных чиновников из Верховного командования люфтваффе, которые в 1936 г. пригласили ученого в Германию. Ему была поручена организация Научно-исследовательского института техники ракетного полета в Трауэне и поставлена задача создания сверхскоростного сверхдальнего бомбардировщика. К 1939 г. были подготовлены лаборатории, мастерские, испытательные стенды и служебные помещения, и Зенгер с небольшой группой высококвалифицированных специалистов, в которую входила математик Ирен Бредт, ставшая впоследствии его женой, начал осуществление своей программы, рассчитанной на десять лет. В программе он наметил ряд фундаментальных проблем, которые предстояло решить до практической реализации проекта.
Вот эти проблемы: разработка математической теории и методов расчета оптимальных траекторий дальнего ракетного самолета: исследование аэродинамических нагрузок и рациональных форм поверхностей для полета при числах Маха от 3 до 30: определение аэродинамических сил при свободномолекулярном режиме обтекания: поиск эффективных видов топлива; исследования материалов, стойких к воздействию очень высоких и очень низких температур; разработка камер сгорания тягой порядка 100 тс, работающих при высоких температурах и давлении газа до 100 атм, с водяным охлаждением сте нок и внутренним паровым охлаждением и т. п. Руководимый им коллектив интенсивно работал над решением проблемы защиты крыла и фюзеляжа самолета от воздействия аэродинамического нагрева при полете на суборбитальной скорости в верхних слоях атмосферы с целью обеспечения прочности и работоспособности конструкции.
Взлет самолета Зенгера-Бредт должен был происходить с помощью автономной ракетной тележки, движущейся по горизонтальному рельсовому пути. Предполагалось, что первоначальный набор высоты будет осуществляться по инерции за счет подъемной силы, возникающей на аэродинамических поверхностях. На некоторой высоте должен был включаться ракетный двигатель, который разгонял самолет до высоких скоростей. Разработчиков беспокоила способность тележки скользить на полозьях по стальной колее со сверхзвуковыми скоростями. Для того чтобы показывать работоспособность концепции, был построен специальный стенд: стальная пуля, выстреливаемая из военного карабина, скользила внутри стального спирального канала.
Первые опыты на стенде были неудачными: пуля серьезно деформировалась. Был проведен тщательный подбор соответствующих смазочных материалов. В результате при испытаниях в июне г. удалось доказать, что возможно 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 полет по баллистической траектории в космосе и вновь входил в атмосферу. При этом в какой-то момент аэродинамические силы вызывали повторный подъем в космос. Таким образом, самолет должен был совершать многократный аэродинамический маневр (рикошетирующее движение) по постепенно затухающей волнообразной траектории на границе плотных слоев атмосферы, что увеличивало дальность полета. Считалось, что аэродинамический нагрев корпуса самолета при движении в атмосфере затем будет снижен за счет теплоизлучения обшивки в космическом пространстве.
Антиподный бомбардировщик, названный Зенгером «Серебряной птицей» (официально это название никогда не использовалось), был низкопланом со стреловидным крылом (тонкий гиперзвуковой профиль и острые кромки) и вертикальными управляющими поверхностями на концах горизонтального стабилизатора. Отличительной чертой самолета был несущий фюзеляж, площадь нижней поверхности которого, как уже говорилось выше, учитывалась в аэродинамических расчетах. Подобная компоновка была предложена в 1938 г. Тогда же крылья в сравнении с фюзеляжем стали меньше. Модель аппарата, изготовленная из нержавеющей стали, была испытана 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 цилиндрическую камеру сгорания, изготовленную способом спиральной намотки тонких медных трубок, полусферическую форсуночную головку с пересечением струй впрыскиваемого топлива и профилированное сопло. Давление в камере сгорания должно было составить 100 атм. Для подачи компонентов топлива предполагалось использовать ТНА с приводом от паровой турбины. Пар получался испарением воды в рубашке охлаждения камеры. После срабатывания 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 прокачивалась через рубашку охлаждения, нагревалась и превращалась в пар. Первоначальную раскрутку ТНА обеспечивал пусковой парогазогенератор.
В отличие от А-4, которая использовала аналогичное устройство для привода турбонасоса, здесь перекись расходовалась только в период запуска двигателя: смесь горячего кислорода и перегретого водяного пара шла в ТНА, раскручивала его ротор, а затем сбрасывалась за борт Как только ЖРД выходил на режим, закипала вода в охлаждающем контуре, и начинала работать основная система привода турбонасосов. Иными словами, д-р Зенгер предложил двигатель с замкнутой регенеративной системой охлаждения. Стартовая тележка, разгонявшая самолет по трехкилометровому рельсовому пути, оснащалась ракетным двигателем тягой примерно 600 тс, который работал на перегретом водяном пару. В течение 11 сек он доводил скорость аппарата до 500 м/с, что соответствует числу М= 1,5. Затем самолет отцеплялся от тележки и за счет подъемной силы крыла и фюзеляжа начинал полет по инерции. Он должен был подниматься под углом 30° к горизонту до высоты 1700 м, где предполагалось включить двигатель. Под действием тяги, постепенно уменьшавшейся для ограничения перегрузки, самолет за минут набирал высоту 150-160 км, совершая дальнейший полет по волнообразной баллистической траектории с многочисленными «рикошетами» - входами и выходами из атмосферы.
«Принимая скорость истечения равной 3000 м/с, - писал Зенгер, - можно довести скорость ЛА до 6000 м/с и поднять его на максимальную высоту 150 км». Далее бомбардировщик мог двигаться по инерции по описанной выше траектории, и при максимальной заправке топливом и минималь ной массе ПГ он в принципе мог бы облететь вокруг Земли. Необходимость достижения «антиподной» дальности (примерно 20000 км) или даже выполнения кругосветного полета следовала из особенностей базирования и боевого применения бомбардировщика. При старте с основной базы на территории Германии и возвращении туда же после выполнения задания самолет неизбежно имел очень большие потери скорости на разворот и - соответственно - ограниченный радиус действия. Его можно было бы значительно увеличить, закончив полет на вспомогательной базе за целью. Особенный интерес предоставляла посадка в «антиподной» точке, на удалении 20 000 км от старта.
В «антиподном» полете по половине дуги земного шара можно было, в зависимости от азимута пуска, отбомбиться над любым районом Земли и выйти в район посадки вообще без разворота. Гипотетически такой полет с посадкой в антиподной точке мог бы выглядеть следующим образом. После старта с немецкого аэродрома, разгона и полета по волнообразной траектории бомбометание производится при подлете к Нью-Йорку, во второй нижней точке траектории, на расстоянии больше 5000 км от старта. Дальнейший полет уже пустого самолета продолжается по волнообразной кривой до девятой нижней точки траектории, лежащей в 16800 км от точки старта. Затем самолет в течение некоторого времени летит на высоте 40 км, а в 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 существовавшему аэропорту принять такой самолет. Вспомогательную базу можно было бы оснастить и средствами обеспечения боевых вылетов в обратном направлении. Проблема была в одном: «антиподная» точка находилась в районе к востоку от Новой Зеландии, и все аэродромы в конце маршрута принадлежали противнику. Эту проблему можно было бы решить кардинально, отправив самолет в кругосветный полет. Однако и достижение антиподной дальности уже было связано с серьезными проблемами. Даже при исключительной малой бомбовой нагрузке - всего 500-700 кг - нужны были весьма высокие характеристики ЖРД (скорость истечения с не менее 3000 м/с) и отношение стартовой массы к массе пустого самолета.
По мнению специалистов тех лет, необходимой удельной тяги, возможно, и удалось бы достичь, но вот получить соотношение масс 10:1 представлялось нереальным. По оценкам самого Зенгера, стоимость разработки «антиподного» самолета выливалась в астрономическую сумму - порядка 3 млрд фунтов стерлингов! Кроме применения «обычных» ЖРД, Зенгер кратко исследовал возможность использования для движения ядерной энергии. Он определил, что такой двигатель будет значительно эффективнее химического, но эта технология - дело слишком далекого будущего, чтобы быть полезной уже сейчас.
Наряду с ядерной энергией, Зенгер также серьезно изучал использование экзотических химических топлив - жидкого озона (который чрезвычайно ядовит, чувствителен к вибрации и самопроизвольно взрывается) вместо жидкого кислорода и металлизированных жидких горючих. По его мнению, смешивая тонко размолотые порошки алюминия, бериллия, лития, магния или бора с нефтью, можно было значительно увеличить эффективность ЖРД. Зенгер строил модельные двигатели, которые успешно работали на этих смесях.
С тех пор минули десятилетия, металлизированные топлива до сих пор представляют большой интерес, но практические проблемы всегда препятствовали их использованию.
Параллельно Зенгер вел исследования и эксперименты в области ПВРД. Поначалу темп работ в Трауэне был очень высок, но с началом войны резко замедлился. Летом 1941 г. Гитлер приказал прекратить финансирование всех научно-исследовательских и конструкторских работ, конкретная практическая польза по которым не могла быть получена в течение ближайших шести месяцев. Разработка бомбардировщика - «антипода» продолжалась, но в очень низком темпе. В 1942 г. стало ясно, что долгосрочную программу института нереально осуществить до конца войны.

Основной заслугой Зенгера можно считать глубокую проработку десятилетней программы исследований, направленной на обеспечение реализации проекта «антиподного» бомбардировщика. Конечно, и эта программа не была лишена недостатков, которые, в конечном счете, сказались на расчетных характеристиках проекта. Так, например, отсутствие в ней пункта исследований атмосферы на больших высотах привело к неправильному пониманию разработчиками влияния распределения плотности атмосферы на траекторию полета самолета. Более того, в сам проект «антиподного» бомбардировщика было заложено несколько сомнительных решений: Разгон огромного ЛА до скорости, соответствующей числу М=1,5, с помощью ракетной тележки, скользящей по рельсовой направляющей.
Полет самолета со сверхзвуковой стартовой скоростью по инерции до высоты 1700 м, что приводит к существенным потерям скорости к моменту включения его ЖРД. Сравнительно низкая тяговооруженность самолета, неизбежно снижавшая его характеристики, особенно при полете в плотных слоях атмосферы. Энергетические характеристики ДУ самолета явно завышены. Даже доведя давление в камере сгорания кислородно-керосинового ЖРД до 100 атм, невозможно получить удельную тягу свыше 300-305 единиц на уровне моря, что гораздо ниже значения, заложенного в проект. Трудности создания и отработки замкнутой системы подачи топлива с приводом ТНА от паровой турбины столь значительны, что не компенсируются возможными преимуществами.
Похожая схема подачи (привод турбонасоса путем газификации 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-водородном двигателе RL10 второй ступени ракеты-носителя Atlas-Centaur. В проект была заложена конструкция со слишком высокой весовой отдачей. К идее использовать волнообразную траекторию для уменьшения термодинамических нагрузок при возвращении космоплана вернулись в конце 1950-х - начале 1960-х, в значительной степени основываясь на результатах работы Зенгера.
К сожалению, эксперименты, особенно проведенные в ходе программы Dyna-Soar, показали, что возвращение по волнообразной траектории не уменьшает нагрузку на космоплан по сравнению с прямым входом в атмосферу. Сброс теплоты излучением во время прыжка аппарата над атмосферой минимален, поскольку излучение - обычно неэффективный способ «сброса» тепла. Использование излучения (радиации) как средства теплоотвода наиболее эффективно, когда нагреваемый объект горяч, «как лампа накаливания или еще сильнее». Кроме того, проект совсем не предусматривал управление ЛA в космосе и верхних слоях атмосферы - авторы считали, что имеющихся аэродинамических органов вполне достаточно для всех режимов, включая и полет по инерции в безвоздушном пространстве. Но режим «управляемого рикошетирования» при динамическом погружении в атмосферу требует точной ориентации ЛA в условиях неэффективности аэродинамических органов, поэтому такой аппарат неизбежно должен быть оснащен двигателями реактивной системы управления (РСУ).
Гораздо серьезнее проблема кромок в конструкции крыла «антипода». В то время как крылья с острыми кромками и острые углы на нижней стороне фюзеляжа повышают подъемную силу на сверхзвуковых скоростях, поскольку обладают формой с минимальным торможением потока, они совершенно не пригодны для гиперзвуковых скоростей полета.

Проект сверхзвуковой межконтинентальной крылатой ракеты Navaho («Навахо»)

За всю историю американской авиационно-космической техники, пожалуй, ни одна программа не оказала столь значительного воздействия на развитие технологии, перспективных концепций и способов решения сложных инженерных задач, как проект сверхзвуковой межконтинентальной крылатой ракеты Navaho («Навахо»). При ее разработке был проделан поистине титанический объем научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, который до этого в США ни в авиации, ни в ракетной технике не встречался.
Все началось с того, что к концу лета г. Министерство обороны США решило заняться средствами доставки ядерной боевой части (БЧ) на «очень большую дальность» и в середине осени выдало 17 крупнейшим авиастроительным фирмам запрос на предложения по исследованию новых концепций.
Заметим сразу: к ракетам - баллистическим или крылатым интереса особого не было, поскольку ставка делалась, в основном, на дальние тяжелые пилотируемые бомбардировщики, которые в избытке стояли на вооружении. С наступлением мирного времени заказы на военные самолеты были аннулированы, и руководство большинства фирм встало перед лицом массовых увольнений. Так, например, списочный состав только компании North American Aviation (NAA) предполагалось сократить в 16 раз - со 100 до 6,5 тысяч человек. Новые средства доставки могли стать спасательным кругом, позволявшим фирмам остаться на плаву.
Чтобы сориентироваться в бурном море новых технологий (сверхзвуковой полет, ракеты, электроника, радиолокаторы), на фирме NAA была создана исследовательская Лаборатория аэрофизики, руководителем которой назначили Уильяма Боллея (William Bollay), бывшего начальника отдела разработок турбореактивных двигателей Бюро аэронавтики ВМС США (Navy Bureau of Aeronautics). Он предложил подключить к решению данной проблемы все имеющиеся ресурсы, в т. ч. использовать немецкие работы, выполненные во время Второй мировой войны, а также идеи бомбардировщика-«антипода» Зенгера и сверхдальней системы А-9/ А-10 фон Брауна, и разработать3 американский вариант ракет А-4Ь или А-9.
Грубо говоря, предполагалось создать баллистическую ракету с крыльями: на первом этапе она стартовала вертикально и выходила на траекторию полета, на нисходящем участке которой вела себя уже не как артиллерийский снаряд, а как сверхзвуковой планер. Такие ракеты иногда называют еще крылато-баллистическими или аэро-баллистическими.

Итак, к июню 1947 г. была начата разработка отдельных компонентов Navaho - системы навигации XN-1 и двигателя Mark III. На автомобильной стоянке продолжались испытания тестового ЖРД тягой 1,5 тс, на котором проверялись различные компоненты, в том числе распылительная головка душевого типа.
Параллельно шло изготовление американской копии двигателя Mark II с 18 форкамерами, чтобы получить опыт производства мощных ЖРД. В июне на этот двигатель было выдано проектное задание, а в сентябре начался выпуск рабочих чертежей и изготовление первых частей. Работы начального периода сосредотачивались, главным образом, на получении исходных данных в области сверхзвуковой аэродинамики, двигательных установок и систем наведения. С этой целью в 1947 г. была создана серия из семи небольших экспериментальных ракет RTV-A-3, или NATW (North American Test Instrumented Vehicle; «Нейтив»).
Сейчас подобные изделия назвали бы демонстраторами технологии. С помощью ЖРД, работавшего на азотной кислоте и анилине, и крестообразного крыла в хвостовой части ракета поднималась на высоту свыше 15 км и совершала полет по траектории, имитировавшей траекторию полета будущей KP. Информация о характеристиках работающих систем и внешней среды передавалась на землю с помощью 32-канальной телеметрической радиосистемы.

К марту 1951 г. проблема неустойчивого сгорания была под контролем. Важная веха: впервые группа North American самостоятельно решила важнейшую задачу! Грозный признак ВЧ еще не раз возникал то в одной, то в другой двигательной программе, но работы 1950-1951 гг. дали американским инженерам несколько способов решения проблемы. Именно ракетное отделение NAA, образованное в 1949 г. и получившее имя Rocketdyne, вырвалось далеко вперед в подготовке общетехнической базы для дальнейших американских разработок в области ЖРД. Всего за три года оно создало двигатель XLR-43, который был почти вдвое легче немецкого прототипа (669 кг против 1127 кг) и развивал при этом на 34% большую тягу.

... для получения аэродинамических данных о крейсерском полете на высоких сверхзвуковых скоростях инженеры NAA разработали в 1946- 1951 гг. беспилотный экспериментальный самолет-аналог Х-10 (первоначальное фирменное обозначение RTV-A-5), оснащенный двумя турбореактивными двигателями Westinghouse J40-WE1 тягой 2950-3300 кгс (форсажная тяга 4950 кгс).

Использование системы виделось следующим образом. После вертикального старта с помощью ракетного ускорителя траектория полета постепенно изгибается. На высоте 15 км и скорости, соответствующей числу М=2,5, запускаются ПВРД. Ускоритель отделяется, а КР продолжает разгон на «прямоточке», поднимаясь еще выше, на высоту 25- км. Крейсерский полет на скорости, соответствующей числу М=3,0, заканчивается крутым пикированием при подходе к цели. Во время пикирования скорость должна возрасти до М=4.
Наведение аппарата на участке работы стартового ускорителя осуществлялось радиоинерциальной системой, управлявшей газовыми рулями в выхлопной струе ЖРД; на участке крейсерского полета КР «вела» инерциальная система с астрокоррекцией. Параллельно с доводкой старой системы навигации XN-2 разрабатывалась новая XN-6, способная компенсировать ошибки прецессии одноосных гироскопов. Ее летные испытания начались на борту самолета Т-29 в мае 1954 г.
До начала летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) полноразмерной системы Navaho планировалось провести 40 полетов Х-10. В мае 1953 г. первый аппарат был доставлен на авиабазу Эдвардс в Калифорнии, где 14 октября начались его облеты. До марта 1955 г. пять экземпляров Х-10 выполнили 15 экспериментальных полетов. Затем испытания перенесли на мыс Канаверал.

Программы 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 вперед: все, что нужно, у нее было. ноября 1955 г. коллектив North American, занятый по программе XSM-64, был разделен. Отделение управляемых ракет (Missile Development Division) в Дауни продолжало работать с Navaho и ее возможными вариантами. Отделение автоматических систем (Autonetics Division), создававшее системы инерциальной навигации и другую бортовую электронику, переехало в Анахейм, лежащий в 20 км восточнее, а отделение Rocketdyne, работавшее с ЖРД, переехало на новый объект в городке Канога-Парк на западе долины Сан-Фернандо, поближе к испытательным стендам.
Отделения получили 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 одного проекта. Уже в марте 1951 г. Армия США выбрала ЖРД тягой 34 тс для установки на свою первую дальнюю баллистическую ракету Redstone.
Ракету проектировала группа немецких специалистов под руководством Вернера фон Брауна, которая наконец-то получила в свое распоряжение полностью переработанный американский вариант двигателя «Фау-2»! Он обозначался NAA75-110 и был вариантом двигателя XLR-43, предназначавшегося для самого первого варианта КР Navaho. Впоследствии ракета Redstone послужила первой ступенью носителя Juno I (Jupiter-C), с помощью которого января 1958 г. был запущен первый американский искусственный спутник Земли. Последующие же двигатели Rocketdyne подняли американских астронавтов в космос, доставили их на орбиту и в конечном счете - на Луну...
Двигателями Rocketdyne были оснащены баллистические ракеты Thor, Jupiter и Atlas, и только на МБР Titan стояли ЖРД разработки фирмы Aerojet. Так было сделано преднамеренно: ВВС хотели иметь дублера на тот случай, если у МБР Atlas возникнут неустранимые катастрофические проблемы, коренящиеся в самом проекте.
В середине 1956 г. по программе Navaho на мысе Канаверал работало 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 силовой установкой (ВСУ).

... четвертая подряд Navaho терпит аварию в полете... И на этом фоне начинаются летные испытания дальних баллистических ракет: 25 января 1957 г. - Thor, 1 марта-Jupiter и 11 июня - Atlas.
Поначалу пуски заканчиваются авариями, но уже 31 мая Jupiter летит на полную дальность 2100 км! Армия «по-быстрому» демонстрирует необходимые технологии входа боеголовки МБР в атмосферу, запуская макеты при помощи многоступенчатого варианта ракеты Redstone. Становится 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 продвигается разработка дозвуковой крылатой ракеты межконтинентальной дальности Snark - значительно менее сложного снаряда, чем Navaho. Огромные и ничем не окупаемые трудности, стоящие перед создателями сверхзвуковой КР, а также очевидные успехи баллистических ракет заставили Министерство обороны США уже 11 июля 1957 г. выпустить постановление о приостановке работ по проекту Navaho, на который к тому времени уже было потрачено 641 млн $.
На следующий день, 12 июля, 4705 служащих NAA были отправлены в неоплачиваемый отпуск.

Закрытие программы Navaho

Уже в 1956 г. пятимегатонные бомбы «класса В» (термоядерные боеголовки Мк-21) сходили со сцены, уступая зарядам «класса С» и «класса D», которые имели БЧ «класса С» массой 7000 фунтов (3175 кг) ракета достигала максимальной 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 чрезвычайно тяжелые БЧ к тому времени превращалась из достоинства в недостаток.
Уже в 1956 г. пятимегатонные бомбы «класса В» (термоядерные боеголовки Мк-21) сходили со сцены, уступая зарядам «класса С» и «класса D», которые имели аналогичную мощность, но были в разы легче. Так, БЧ «класса D» для «Атласа» имела массу менее 1500 фунтов (680 кг)! Система G-38 оказалась значительно переразмерена: она мог нести груз в десять раз больше, чем у «Атласа», но этого не требовалось!
Если бы масса водородной бомбы оставалась порядка 7000 фунтов, Navaho поборол бы Atlas. Но миниатюризация стала основным лозунгом и направлением деятельности в 1950-е годы. Сами разработчики G-38 шли в этом же направлении, используя микросхемы в системе наведения и управления полетом. Развитие твердотельной электроники и материаловедения стало одной из причин значительного уменьшения размеров водородной бомбы.
Выдвигались предложения превратить систему С-38 в беспилотный бомбардировщик для рассеивания многозарядных 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.
Итак, в процессе работы над проектом Navaho был получен богатый опыт в области разработки мощных ЖРД, а также в других областях, таких как аэродинамика, термодинамика, аэроупругость, полеты с высокими сверхзвуковыми скоростями, инерциальное наведение и обработка материалов. Но военным на тот момент все это казалось ненужным.
21 августа 1957 г. ВВС выдали фирме NAA утешительный приз - контракт на крылатую ракету воздушного (авиационного) базирования Hound Dog. Это был проект по оснащению бомбардировщиков В-52 сверхзвуковыми ядерными ракетами, которые могли проникать через сильную советскую ПВО. Hound Dog должна была использовать аэродинамику G-38, а также систему наведения и управления, разработанные для Navaho, и готовые турбореактивные двигатели. Программа позволяла сохранить основной штат конструкторов и разработчиков на предприятии в Дауни - и эта группа впоследствии выиграла контракты на командный модуль Apollo и орбитальную ступень системы Space Shuttle.

Советские программы крылатых ракет межконтинентальной дальности «Буря» и «Буран»

Постановление Совмина СССР от мая 1954 г. №957-409 задавало разработку двух типов межконтинентальных крылатых ракет для поражения целей на территории США. Поисковая работа получила наименование «Крылатая ракета межконтинентальной дальности» (КРМД). Результаты темы КРМД использовались при разработке комплексов с межконтинентальными КР «Буря» («изделие 350», В-350, Ла-350) в ОКБ-301 Семена Алексеевича Лавочкина и «Буран» (изделие «40») в ОКБ-23 Владимира Михайловича Мясищева. Главным конструктором ПВРД оставался Михаил Макарович Бондарюк (ОКБ-670). На обеспечение работ этих коллективов были направлены научно-исследовательские работы всех подразделений НИИ-1 и соответствующих отделов Института прикладной математики. Постановление Совмина определяло сроки предъявления комплексов к совместным испытаниям -1 квартал 1957 г. На работу отводилось менее трех лет.
По замыслу разработчиков, советская межконтинентальная КР должна была представлять собой беспилотный сверхзвуковой самолет с треугольным крылом малого удлинения (стреловидность по передней кромке 70°) и тонким сверхзвуковым профилем. Старт - вертикальный, с помощью мощных ускорителей. Несмотря на принципиальное сходство двух проектов, конструктивные решения обеих КР были различны. Из-за того, что ракета, разрабатывавшаяся ОКБ-23, должна была нести в полтора раза большую боеголовку, чем изделие ОКБ-301, первая имела существенно большую массу и тягу как маршевого, так и стартовых двигателей. БЧ «Бури» должна была быть ядерной, а «Бурана» - термоядерной. В качестве стартовых ускорителей применялись мощные ракеты с ЖРД на долгохранимом топливе («азотная кислота - керосин»). «Буран» (главный конструктор темы - Георгий Николаевич Назаров) должен был иметь четыре ускорителя с двигателями конструкции Валентина Петровича Птушко (ОКБ-456), «Буря» (главный конструктор - Наум Семенович Черняков) - два ускорителя с двигателями конструкции Алексея Михайловича Исаева (ОКБ-2).
Разработка системы управления для дальней КР начиналась в лаборатории Израэля Мееровича Лисовича (НИИ-88) еще в 1947г. ив 1955 г. была продолжена в специально организованном фи лиале НИИ-1 под руководством Рубена Григорьевича Чачикяна (ОКБ-165). Сюда перешли часть сотрудников НИИ-88, возглавляемых И. М. Лисовичем (астронавигация) и Георгием Николаевичем Толстоусовым (инерциальный автопилот). Ускорители первой ступени обеих ракет имели цилиндрическую форму с плавно заостренной передней частью и состояли из топливных баков и четырехкамерных двигателей.
Каждый ускоритель «Бури» оснащался снизу большим аэродинамическим стабилизатором. Оснастка «бурановских» ускорителей была сложнее: по два крыла трапециевидной формы в средней части и по одному перу - в хвосте. Вблизи среза сопла каждой камеры ЖРД располагались газовые рули, обеспечивавшие управление ракетой на начальном участке полета. После набора скорости порядка М = 2,5 газовые рули сбрасывались, и управление полетом осуществлялось воздушными рулями и стабилизаторами, установленными на ускорителях. Вторая (маршевая) ступень представляла собой КР, выполненную по нормальной аэродинамической схеме со среднерасположенным тонким крылом треугольной формы и малого удлинения. Крыло имело стреловидность 70° по передней и прямую заднюю кромку и набиралось тонкими симметричными профилями. Крестообразное оперение с аэродинамическими рулями было размещено в хвостовой части.
Корпус ракеты имел цилиндрическую форму, немного суженную спереди. Внутри по всей длине проходил канал воздухозаборника маршевого СПВРД. Полость между стенками канала и наружной обшивкой фюзеляжа служила емкостью для топлива (за исключением центральной части, где располагался приборный отсек). Передняя часть корпуса представляла собой сверхзвуковой диффузор с трехступенчатым конусом. Центральное тело диффузора одновременно являлось от деляемым контейнером для моноблочной термоядерной боевой части. Система управления находилась в охлаждаемом отсеке в верхней части фюзеляжа. Датчики астронавигационной системы были закрыты жаропрочными пластинами из кварцевого стекла. Предэскизный проект «Бури» был закончен в августе 1954 г., эскизный - в середине 1955 г. В ходе проектирования массу боевого заряда увеличили с т до 2,35 т.

Стендовым испытаниям придавалось большое значение. Так, например, анализ результатов первого ресурсного испытания РД-012У (16 марта 1959 г.) позволил сделать заключение о соответствии двигателя техническим условиям и о готовности к работе в летных условиях. По предложению А. М. Исаева в качестве ЖРД для ускорителя «Бури» была применена связка из четырех камер, близких по конструкции к двигателю управляемой ракеты «Изделие 217» зенитно-ракетного комплекса С-25 разработки ОКБ-301 С. А. Лавочкина - с отдельными агрегатами (ТНА, газогенератор и арматура) на каждую камеру.
Для упрощения конструкции было предложено запитывать газогенератор однокомпонентным топливом («жидким порохом») - изопропилнитратом, разработанным в ГИПХе. Компонент разлагается в газогенераторе, выделяя большое количество генераторного газа, который поступает на турбину, и после отработки выбрасывается через отдельное выхлопное сопло. Такая схема позволяла в короткий срок сделать двигатель на тягу 68 тс и создать ускоритель для ракеты «Буря».
Начальное производство двигателей с газогенераторами на изопропилнитрате осуществлялось на опытном производстве ОКБ-2 НИИ-88 совместно с заводом №88. Для отработки двигателя нужны были колоссальные по тем временам стенды, которых ОКБ-2 не имело. А. М. Исаев предложил для экономии времени и средств отработать «четвертушку» двигателя - ведь каждая камера была автономна!

Летные испытания начались в августе 1957 г. и шли очень трудно. Первая «Буря» ушла со старта 1 сентября г., первый удачный пуск (пятый) состоялся только 22 мая 1958 г. Первая серия испытаний проводилась в основном для летной проверки ускорителей. Отрабатывался участок выведения, запуск и работа первой ступени, разделение ступеней, запуск СПВРД и динамика управления на начальном участке полета. На следующем этапе летных испытаний в задачу пусков входила отработка систем ракеты по «малой трассе» (2000 км, без астронавигации) с проверкой устойчивости управления и работы двигателя маршевой ступени.
Пуски начались 28 декабря 1958 г. и продолжались до конца 1959 г. Первый относительно успешный полет с включением ПВРД и достижением дальности 1315 км состоялся 29 марта 1959 г. В 1960 г. были проведены пуски ракет по «большой трассе» (8000 км, маршрут «Владимировка - мыс Озерный на Камчатке») с управлением при помощи астронавигации. В ходе испытаний маршевой ступени «Бури» наблюдались отказы некоторых ее систем, но, по словам разработчиков КР, «не было серьезных замечаний, касавшихся аэродинамики и прочности конструкции ракеты, СПВРД, тепловых режимов топлива, условий размещения имитатора груза в боевом отсеке, высокотемпературных рулевых машин, приборных отсеков, отсеков астронавигационной системы и многих других моментов».
Расчетная дальность полета не была достигнута из-за перерасхода топлива в СПВРД. Это происходило из-за повышенного лобового аэродинамического сопротивления центрального воздухозаборника и самой ракеты. Нельзя не заметить, что испытания основного конкурента «Бури», межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 разработки 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 преодолела расчетную дальность и вывела на орбиту первые искусственные спутники Земли. В январе 1960 г. первая ракета Р-7 встала на боевое дежурство.

Всего было построено 19 летных экземпляров «Бури» (завод № 18 в Куйбышеве и завод № 301 в Москве), и все они были испытаны. Последние четыре ракеты использованы в интересах создания фоторазведчика и мишени для зенитно-ракетного комплекса ПВО большой дальности «Даль» разработки ОКБ- 301. Начавшуюся было подготовку серийного производства КР свернули. На этом история «Бури» закончилась...

Программа КРМД «Буран»

А что же «Буран»? Согласно замыслу Г. Н. Назарова, наш первый «Буран» представлял собой вертикально взлетающий двухступенчатый комплекс (заводской шифр «40», ведущий конструктор 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 ступени до скорости запуска СПВРД использовались четыре ускорителя с ЖРД тягой по 70 тс каждый. Двигатели разрабатывались в ОКБ-456 В. П. Птушко - будущего генерального конструктора многоразовой космической системы «Энергия-Буран». После запуска маршевого двигателя (на высоте 18-20 км при скорости М = 3) ускорители отделялись, а крылатая ступень продолжала полет со скоростью 3290 км/ч на высотах 24-25 км. Поддержание заданного курса осуществлялось с помощью гироинерциальной навигационной системы с астрокоррекцией от звездных датчиков, размещавшихся в отсеке на верхней части фюзеляжа, и обеспечивавшей точность попадания 10 км. Рассматривалось несколько вариантов маршевой ступени «Бурана», с различной массой БЧ, которая для повышения точности попадания должна была отделяться от КР и пикировать на цель.
Для устойчивости боеголовка (центральное тело воздухозаборника СПВРД) имела четыре небольших аэродинамических стабилизатора. В общем, все как у «Бури». Один из наиболее интересных вариантов предусматривал размещение на маршевой ступени «Бурана» кабины пилота: летчик мог участвовать на определенном этапе испытаний, потом катапультировался и спускался на парашюте. Это решение, по замыслу разработчиков, позволило бы изучить особенности пилотирования гиперзвуковых самолетов.

Причины сворачивания работ по сверхзвуковым стратегическим КР

В заключение главы отметим тот факт, который сторонники и защитники ранних дальних КР стараются упустить. В целом, несмотря на достигнутые 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 ракеты и истребители-перехватчики, способные эффективно противодействовать таким ракетам. МБР же на тот период (да и полтора десятилетия спустя - вплоть до момента создания и развертывания систем противоракетной обороны) были фактически неуязвимы.
Именно по этим, а также по некоторым другим причинам работы по сверхзвуковым стратегическим КР как в СССР, так и за рубежом были свернуты. Тем не менее, экспериментальная отработка межконтинентальных КР дала бесценный опыт в области сверхзвуковой аэродинамики и конструкции высокоскоростных ЛА.

Экспериментальный ракетоплан North American X-15

Основными задачами, стоявшими перед программой X-15, были: создание многократно используемого пилотируемого самолета для высотных скоростных полетов; исследование аэродинамических процессов при таких полетах; создание и проверка работоспособности систем управления для такого самолета; исследование воздействия условий полета на организм человека; создание специального скафандра для пилотов самолета. Документ предписывал создать трехсторонний рабочий орган («Комитет по Х-15») для координации всех работ по программе. На NACA возлагались функции головного контролера.
ВВС брали на себя заказ экспериментального самолета и его приемочные испытания на заводе-изготовителе. Затем самолет передавался NACA, который проводил программу исследований с привлечением как своих пилотов, так и летчиков из ВВС и ВМС. Как впоследствии указывали участники проекта, «Комитет по Х-15» имел в большей степени психологическое и политическое, чем какое-то практическое значение. Правда, это очень помогало в получении бюджетных денег. Когда следовала ссылка на трехсторонний комитет, как правило, деньги тут же выделялись.

При разработке Х-15 перед фирмой NАА возникла проблема, связанная с тем, что в полете различные части самолета одновременно будут находиться в условиях крайне высоких и крайне низких температур (от +650 до - 185°С). Материалом, который мог бы выдержать 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 конструкцию, у Х-15 на долю клепки при ходились лишь 35%, а остальная часть конструкции была сварная. Изыскание материалов стало не единственной трудностью, с которой NАА столкнулась при создании ракетоплана. Нужно было найти новую жидкость для гидравлической системы, сохраняющую текучесть как при высоких, так и при низких температурах.
Особое внимание уделялось тому, чтобы трубопроводы гидросистемы содержались в условиях хирургической чистоты. Другой особенностью Х-15 являлась система управления полетом по баллистической траектории, разработанная фирмой Bell Aircraft Corp., и состоявшая 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 разработан полностью герметизированный летный комбинезон (скафандр) - легкий, лишенный жестких сочленений. Он обеспечивал летчику искусственную атмосферу и полную свободу движений. Большие исследования были проведены при разработке системы аварийного спасения.

Х-15 достиг рекордной высоты 106009 м, впервые превысив границу «космических рекордов» в 100 км, утвержденную Международной аэронавтической федерацией FAI. Новые 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 спектрометр и фотометр. Это было наивысшее достижение X-15.
Впервые крылатая ракета оставляла атмосферу, переходила от аэродинамического 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.

Уже в ходе проведения летных экспериментов в первой половине 1960-х самолет Х-15 рассматривался как серьезный конкурент ракетоплану Х-20 Dyna-Soar. В некоторых аспектах, таких как экспериментальная натурная отработка техники гиперзвукового полета, он выглядел если и не предпочтительнее, то уж по крайней мере реалистичнее. Наиболее же продвинутый орбитальный вариант X- 15В способствует пониманию ранних дней пилотируемой космонавтики времен холодной войны. Необходимо отметить флер таинственности, окружающий этот вариант Х-15, как, впрочем, и другие подобные проекты «эпохи Dyna-Soar». Даже сейчас основная часть информации об этих работах недоступна.

Экономическая сторона программы гиперзвукового ракетоплана Х-15

Интересны данные об экономической стороне программы Х-15. На разработку, изготовление планера и проведение летных испытаний было израсходовано 45% ее бюджета (напомним, это 163 млн $), а на создание маршевого двигателя - треть. Удельная стоимость готового ЖРД составила более, 13 000 $ за 1 кг, тогда как планер обходился втрое дешевле - всего лишь 4260 $/кг. Инерциальная система управления тоже не отличалась дешевизной - целых 10 375 $/кг.
Затраты на проведение одного полета Х-15 обходились в среднем более чем в 600 000 $, из которых 270 тысяч уходило на послеполетное обслуживание и ремонт самолета. Предполетная подготовка требовала участия 25 человек в течение 20-40 дней, причем более трети времени (порядка 38%) тратилось на текущее обслуживание, 18% - на восстановительный ремонт планера (в основном ремонта требовали шасси и остекление кабины) и силовой установки. Наконец, 12% времени занимало «ожидание хорошей погоды»!

Программа создания космического перехватчика-разведчика-бомбардировщика X-20 Dyna-Soar

К лету 1961 г. группа Boeing - Vought достигла значительных успехов в разработке базовой концепции планера Dyna-Soar. К этому моменту носовая часть фюзеляжа из экзотического материала «графит-цирконий» была заменена керамическим теплоизолирующим покрытием на основе карбида ниобия. Вначале основная теплозащита аппарата включала «водяную стенку», использовавшую скрытую теплоту испарения воды для рассеивания тепла между внутренними и внешними оболочками. Последние изготавливались из суперсплава Rene 41 либо из молибдена и/или ниобия - в зависимости от их расположения на аппарате.
Внутреннюю теплозащиту обеспечивали два новых материала Dyna-Flex и Micro-Quartz. Первый был также известен под названием «серрахром» (Cerrachrome), а второй - как стекловолоконный войлок Q (Q-Fiber Felt). Оба представляют собой волоконный материал, напоминающий строительную изоляцию из прессованной стекловаты, и сейчас применяются в ряде высокотемпературных приложений, в частности на орбитальной ступени системы Space Shuttle.
... сентября 1961 г. представители ВВС и NASA осмотрели полноразмерный макет Dyna-Soar в на предприятии фирмы Boeing в Сиэттле, после чего вариант теплозащиты с двойной стенкой и водяным охлаждением было решено заменить на простую «горячую конструкцию». Кроме того, макетная комиссия 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 тормозного двигателя в хвостовой части аппарата и создание новой верхней ступени. Эта ступень могла использоваться для точного выведения на орбиту, она оставалась присоединенной к планеру и включалась повторно, чтобы обеспечить торможение.
Правильно рассчитанная размерность дополнительной ступени в будущем сулила возможность достижения аппаратом более высоких орбит. Благодаря ей Dyna-Soar мог удовлетворить еще и требованиям, выставленным Дивизией космических систем ВВС к системе орбитальной инспекции SAINT II ...

Как уже говорилось, для увеличения численности экипажа до шести человек предполагалось полностью освободить аппарат от всех «внутренностей». Существует уникальная фотография, хотя и низкого качества, на которой изображены два реальных астронавта в скафандрах (предположительно Генри 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 скафандр, смог имитировать «поход» через узкий лаз к хвостовому стыковочному агрегату, тем самым подтвердив возможность таких действий в космосе.
Впрочем, в одном из вариантов компоновки предусматривалось почти полное освобождение хвостового отсека от оборудования, что делало проход к стыковочному узлу более удобным. Кроме трудностей компоновки, перед создателями «космического такси» стояли и другие проблемы, из которых стоит выделить две: сохранение приемлемого теплового режима на борту пассажирского ракетоплана; обеспечение безопасности астронавтов в аварийных ситуациях.
Суть первой заключается в том, что военные версии Dyna-Soar рассчитывались на одно- или двухвитковый космический полет, тогда как пассажирский аппарат должен был находиться на орбите минимум несколько суток. В течение этого времени космоплан подвергался бы нагреву от солнечного излучения и от тепловыделения бортовых систем. Каким образом разработчики предполагали решить эту проблему, точно неизвестно. Можно только догадываться, что могло рассматриваться применение замкнутой системы охлаждения с радиаторами довольно большой площади (но где они размещались?), либо открытой системы - изоляции по типу водяных стенок, используемой в проекте одноместного космоплана для охлаждения кабины пилота.
С безопасностью все было сложнее. При полете на обычном капсульном корабле типа «Востока», Mercury, Gemini, Apollo или «Союза» безопасность при нештатных ситуациях обеспечивается несколькими решениями. На начальном этапе выведения (при старте и в первые минуты полета раке- ты-носителя) подобные ситуации парируются специальной САС, которая уводит в сторону и безопасно сажает спускаемый аппарат с экипажем на парашюте. На более поздних стадиях полета возможно отделение всего космического корабля от аварийной ракеты при помощи штатных средств разделения.

Какое-то время казалось, что последует «пересадка» Dyna-Soar на разрабатываемую NASA PH Saturn I: она имела большую грузоподъемность и уже начинала летать. Однако в феврале 1962 г. основным носителем космоплана наконец утвердили Titan IIIC - под тем предлогом, что при запуске с помощью PH Saturn I на конструкцию Dyna-Soar воздействуют неприемлемо большие динамические нагрузки.
23 февраля 1962 г. Роберт МакНамара одобрил очередную реструктуризацию программы Dyna-Soar и подтвердил ее исследовательский статус с задачей показать возможность выполнения пилотируемым орбитальным планером маневрирования при входе в атмосферу и точной посадки на ВПП в заданном месте Земли.
19 июня 1962 г. космоплан получил шифр Х-20 (название Dyna-Soar также считалось официальным). К этому времени стало очевидно, что отсутствие решения о финансировании разработки PH Titan IIIC становится 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, предусматривающий поставку первого летного экземпляра в октябре 1964 г., бросковые испытания в период с января по октябрь 1965 г., два беспилотных орбитальных полета в ноябре 1965 и феврале 1966 г. и первый пилотируемый полет в июне 1966 г.

Весь 1963 год не утихали споры о том, насколько Министерству обороны необходим Dyna-Soar? Было очевидно, что снижение поддержки со стороны руководства военного ведомства может привести к отмене программы. Чтобы сохранить ее, необходимо было срочно определить весь спектр перспективных задач, которые могли решаться только с использованием космоплана. Иными словами, перед разработчиками и лоббистами программы из ВВС вновь встала проблема обоснования целей и задач проекта. Дополнительная военная программа, предложенная в мае 1963 г. специальной комиссией ВВС, включала четыре испытательных полета космоплана в варианте Х-20А, шесть для испытания разведывательной аппаратуры и два «зачетных» для демонстрации готовности к спутниковой разведке. На это требовалось 206 млн $ сверх основ ных издержек в рамках программы Dyna-Soar.
Второй вариант предусматривал испытания и демонстрацию инспекции спутников и был еще дороже - 228 млн $. Был также исследован проект Х-20В для противоспутниковых операций, для чего требовалось облегчить изделие на 700 фунтов и включить в график два дополнительных демонстрационных 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 высокоорбитальный аппарат-инспектор Х-20Х, способный совершать полет продолжительностью до 14 суток с экипажем из двух человек и инспектировать спутники на высотах до 1850 км. Он мог совершить первый полет в сентябре 1967 г. при наличии дополнительного финансирования в размере от 324 до 364 млн $. Dyna-Soar мог применяться для выполнения разведки в широком диапазоне частот электромагнитного спектра (от оптической до радиолокационной и радиоразведки), инспекции вражеских КА, а также для снабжения космических станций и доставки экипажей. Однако решение любой из этих задач требовало внести изменения в проект системы (планера и/или носителя), а значит, снова нужны были деньги, деньги, деньги...
... декабря 1963 г. терпение МакНамары лопнуло, и он принял решение закрыть программу Dyna-Soar. Часть ее задач предстояло решить в ходе летных испытаний масштабных моделей NASA по программе ASSET. Остаток средств программы был передан на проект Пилотируемой орбитальной лаборатории MOL (Manned Orbiting Laboratory), который начал разрабатываться в ВВС...

Причины падения популярности многоразовых транспортных космических систем

... конструкторы надеялись, что применение орбитальных самолетов существенно снизит затраты и сделает значительно более простой службу обеспечения их посадки. При анализе приведенных рассуждений необходимо понимать, что они были основаны на расчете стоимости разработки, создания и испытания только опытных образцов воздушно-космического комплекса с учетом затрат, необходимых на разработку аналога, экспериментального варианта орбитального самолета и самолета-разгонщика, и предполагают, что создание водородной промышленности, разработка самолетных двигателей на водороде и фтороводородных ускорителей 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 многоразовых элементов в составе системы, прежде всего, ОС и ГСР.
Все методики оценки экономической эффективности систем идут не от массы выводимого груза, а от стоимости разработки и эксплуатации отдельных элементов, «размазанных» на выводимую массу и (обязательно!) срок активного существования системы (или на все число миссий). При таких расчетах получается «совсем другая экономика», не столь очевидная.

Даже единственный выживший и развившийся представитель МТКС - система Space Shuttle, на которую были перенаправлены «финансовые потоки пост-аполлоновской эры» и весь пыл романтиков начала шестидесятых, к сожалению, сильно поиссякший к середине семидесятых - даже она уходит в историю. Почему? Создание высокоэффективной многоразовой системы и сейчас представляет собой почти неразрешимую задачу. Экстремальные условия полета, наложенные на требования многократного использования, настолько усложняют и удорожают систему, что это не перекрывается выигрышем от снижения амортизационных затрат на один полет.
Попросту говоря, чем больше требуемая кратность использования, тем тяжелее и дороже конструкция МТКС (система теплозащиты, повышенный ресурс конструкции, наличие крыла, шасси либо иных средств спасения и т. п.), тем больше ее стартовая масса и выше эксплуатационные затраты. Но главное даже не в этом.
Прогнозы начала 1960-х, в которых фигурировали сотни и даже тысячи космических полетов в год, не сбылись. Человечество решило задачу удешевления космической деятельности не путем применения многоразовых систем, а более простым способом - увеличением срока службы КА и унификацией их платформ. При сокращении же количества потребных запусков МТКС утратили всякое, даже расчетное, преимущество в стоимости.

Программа создания авиационно-космической системы «Спираль»

Советский Союз серьезно готовился к масштабной войне в космосе и из космоса. Итак, в соответствии с пятилетним тематическим планом ВВС по орбитальным и гиперзвуковым самолетам приказом министра авиационной промышленности №184сс от 30 июля 1965 г. практические работы по «крылатой» космонавтике в нашей стране были поручены ОКБ-155 Минавиапрома Артема Микояна. В том же году был подписан план работ по новой теме, которую возглавил сам Артем Иванович Микоян.
Тема по созданию многоступенчатого воздушно-орбитального самолета (ВОС, в современной терминологии - авиационно-космической системы, АКС) сохранила индекс «Спираль» и получила шифр «50-50».Чтобы не мешать другим работам, по указанию Микояна из отделов, работавших по всем направлениям деятельности КБ, был набран коллектив, которому выделили отдельное рабочее помещение.
На первом этапе определения облика системы общее руководство проектированием осуществлял «главный теоретик» КБ - заместитель генерального конструктора Александр Александрович Чумаченко. Техническое руководство легло на плечи другого заместителя генерального - Геннадия Петровича Дементьева, сына министра авиационной промышленности. Спустя несколько месяцев к работам был привлечен и самый сильный газодинамик микояновской фирмы - 55-летний Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский.
Вот как об этом периоде вспоминает Владислав Васильевич Студнев, начавший свою работу в ОКБ Микояна в 1965 г.: «Программу “Спираль” нам спустили военные, из НИИ-30 Министерства обороны, как противоядие американским аппаратам М2-П/М2-Р2, масштабные модели которых к тому времени уже летали в космос. Поэтому нам нужно было догонять. В 1965 г. нас собрали в отдельной комнате, завели каждому секретные рабочие тетради, и мы бросились вдогонку за американцами разрабатывать орбитальный самолет.
Наши военные эксперты тогда же, рассматривая альтернативные варианты, сделали вывод, что спутник полубаллистического типа с роторной системой приземления также может осуществлять боковой предпосадочный маневр за счет поворота в космосе плоскости орбиты газодинамическим способом и осуществлять точную посадку с помощью роторной системы. Но расчеты показывали, что уже при боковом предпосадочном 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.

Когда приступили к первым проектным проработкам облика и профиля полета будущего орбитального самолета, конструкторы обратились к схеме «несущий корпус». Вот как вспоминал об этом в марте 2007 г. заместитель начальника отделения ФГУП РСК «МиГ»2 (такое название сегодня имеет ОКБ Микояна) Юрий Федорович Полушкин: «Выбор схемы “несущий корпус” объяснялся двумя причинами. Первая вытекала из простого логического рассуждения: спутник, летящий по орбите ИСЗ, может иметь любую пространственную форму, в то время как полет в атмосфере подчинен строгим законам аэродинамики, и поэтому требует не только обтекаемой формы летательного аппарата, но и наличия крыла с высоким аэродинамическим качеством для создания необходимой подъемной силы.
Следовательно, сам собой напрашивался вывод: при проектировании 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 показаться наивными, но важно другое: конструкторы смогли интуитивно угадать основные преимущества несущего корпуса - возможность снижения температуры поверхности по сравнению с капсулой, меньшую омываемую площадь поверхности по сравнению с «чисто крылатым аппаратом», требующую теплозащитного покрытия, и меньшую массу конструкции при приемлемом аэродинамическом качестве, обеспечивающем достаточный боковой маневр и посадку на аэродром по-самолетному.
Вновь предоставим слово Ю.Ф. Полушкину: «Вторая причина была достаточно традиционной - информация, поступавшая из-за рубежа. Наше ОКБ очень часто смотрело на зарубежные публикации и направления работ. В какой-то моменту нас стали активно обсуждаться 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 управлять аппаратом, выполнять необходимые маневры не только с помощью двигателя, но и за счет аэродинамики.
Тогда мы стали изучать американские работы по созданию аппаратов по схеме “несущий корпус” и пришли к выводу о целесообразности использования этой схемы и у нас. Более того, зарубежная информация подтверждала правильность выбора такой аэродинамической компоновки. И нужно сразу сказать - в силу авиационного профиля ОКБ мы изучали пути создания именно самолета для трансатмосферных полетов, способного летать в верхних слоях атмосферы на гиперзвуковых скоростях и в космосе, а не космического аппарата, спускающегося сквозь атмосферу при посадке.

Был и еще один фактор, сыгравший существенную роль не только в облике будущего аппарата, но и в предложенных впоследствии профилях полета и вариантах его применения: мы, чего греха таить, достаточно сильно увлекались работами Зенгера. Идея-то у него была здравая, другое дело, что до сегодняшнего дня ее не смогли реализовать.
Конечно, сам Зенгер не все понимал: например, он не учитывал теплопрочности, огромных тепловых нагрузок на конструкцию, он рассматривал 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 накопленный и постоянно пополняемый опыт, в первой половине 1960-х годов в ОКБ-155 Артема Микояна подошли к формированию облика воздушно-орбитального самолета «Спираль».

В соответствии с требованиями заказчика конструкторы взялись за разработку многоразового двухступенчатого ВОС, состоящего из гиперзвуко- вого самолета-разгонщика (ГСР) и военного орбитального самолета с ракетным ускорителем. Старт системы предусматривался горизонтальный, с использованием разгонной тележки, отрыв происходил на скорости 380-400 км/ч. После набора с помощью двигателей ГСР необходимых скорости и высоты происходило отделение ОС, и дальнейший разгон производился с помощью ракетных двигателей двухступенчатого ускорителя, работавших на фтороводородном (К2+Н2) топливе.
Боевой пилотируемый одноместный ОС многоразового применения предусматривал использование в различных вариантах (дневного фоторазведчика, радиолокационного разведчика, перехватчика космических целей или ударного самолета с ракетой класса «космос-Земля») и мог применяться для инспекции космических объектов. Масса самолета во всех вариантах составляла 8800 кг, включая 500 кг боевой нагрузки 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 наклонению в северном и южном направлениях при старте с территории СССР, причем задача полета должна была быть выполнена за 2-3 витка (третий виток посадочный).

Перехватчик также был способен выполнить комбинированный маневр - одновременное изменение наклонения орбиты на 12° с подъемом на высоту до 1000 км. Орбитальный самолет мог погружаться в атмосферу для совершения аэродинамического маневра по изменению плоскости орбиты. После выполнения орбитального полета и включения тормозных двигателей ОС должен входить в атмосферу с большим углом атаки. Управление на этапе спуска осуществлялось за счет изменения крена при постоянном угле атаки. На траектории планирующего спуска в атмосфере задавалась способность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000-6000 км с боковым отклонением ± 1100-1500 км.
В район посадки орбитальный самолет должен был выводиться с вектором скорости, направленным вдоль оси ВПП, что достигалось выбором программы изменения крена. Маневренность самолета позволяла обеспечить посадку в ночных и сложных метеоусловиях на один из запасных аэродромов на территории Советского Союза с любого из трех витков.
Посадка совершалась с использованием турбореактивного двигателя (ТРД) РД36-35 разработки ОКБ-36 на грунтовой аэродром II класса со скоростью не более 250 км/ч. К двигателю предъявлялись требования по непрерывной работе - не менее 6 минут.

В связи с большой сложностью программы «Спираль» проектом предусматривалась поэтапная отработка системы:
1 этап. Создание пилотируемого самолета-аналога (индекс изделия «50-11») массой около 11850 кг (без топлива - 4300 кг, запас топлива 7450 кг, в том числе топливо для ТРД - 300 кг), с тремя ракетными двигателями, стартующего с самолета-носителя Ту-95КМ. Самолет-аналог не имеет массогабаритного и приборного сходства с орбитальным самолетом. Цель испытаний - отработка аэродинамики аппарата, органов газодинамического управления, режимов работы топливной системы на компонентах АТ+НДМГ, оценка тепловых 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-аналоге должны были быть отработаны привод на аэродром и посадка. Планировалось изготовить и испытать три самолета-аналога. План предусматривал полет на дозвуковой скорости с посадкой в 1967 г., полет на сверхзвуке и гиперзвуке - в 1968 г. Стоимость работ - 18 млн рублей1. Этот этап, по сути, являлся аналогом американского проекта X-15 и не был реализован в металле.

2 этап. Создание одноместного экспериментального пилотируемого орбитального самолета (ЭПОС, индекс изделия «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 совершает 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 конструкционным и теплоизоляционным материалам) сходство с боевым ОС. Планировалось изготовить и запустить четыре самолета в беспилотном (1969 г.) и пилотируемом (1970 г.) вариантах. Стоимость работ - 65 млн рублей. этап. Создание ГСР. Для ускорения работ планировалось создать и испытать сначала полноразмерный самолет с двигателями, работающими на керосине (летные испытания четырех аппаратов с достижением скорости М=4 - в 1970 г., стоимость работ 140 млн рублей).
После накопления данных по аэродинамике и эксплуатации на гиперзвуковой скорости - перейти на водородное топливо, для чего необходимо было изготовить и испытать четыре аппарата. Летные испытания ГСР на водороде - г., стоимость работ - 230 млн рублей. В дальнейшем самолет-разгонщик с двигателями на керосине планировалось использовать для первичной подготовки и тренировки летного состава в процессе эксплуатации комплекса в штатной комплектации.

3 этап. Испытание полностью укомплектованной системы, состоящей из ГСР и ОС с ракетным ускорителем (двигатели самолета-разгонщика работают на керосине) - 1972 г. Поскольку возможности «керосинового» ГСР ограничены, программа испытаний не включала вывод на орбиту пилотируемого ОС. После всесторонней отработки и проверки всех систем, в г. планировалось проведение летных испытаний полностью укомплектованной системы с двигателями, работающими на водороде, и пилотируемым ОС.
Дальнейшие работы должны были быть связаны с переходом на жидкий фтор (!), используемый в качестве окислителя на ракетном ускорителе и орбитальном самолете. Предполагалось также развертывание работ по созданию вместо ракетного ускорителя эффективной многоразовой второй ступени, оснащенной гиперзвуковым прямоточным двигателем (ГПВРД), использующим жидководородное топливо. К моменту подписания аванпроекта план совместных работ ОКБ-670 (главного конструктора М. М. Бондарюка)2, ЦАГИ и ЦИАМ в этом направлении уже был составлен и утвержден.
С 1967 г. из-за неопределенности работ по гиперзвуковому самолету-разгонщику, название «Спираль» стало использоваться применительно к орбитальному самолету, разрабатывавшемуся на первых двух названных этапах работ.

Гиперзвуковой самолет-разгонщик для программы «Спираль»

Изначально предполагалось, что самолет-разгонщик будет делать ОКБ Н. Туполева по утвержденному «микояновскому» техническому заданию. Причин для такого выбора было две. Первая состояло в том, что ОКБ Туполева исторически специализировалось на разработке тяжелых скоростных самолетов. Вот как говорит об этом В. Студнев: «ГСР должен был делать Андрей Николаевич Туполев. Мы сделали для него «получемпионское» ТЗ, иначе бы тему сразу же выкинули из правительственных документов. Микоян как конструктор смог бы и сам сделать ГСР, но существовало негласное соглашение между великими советскими авиаконструкторами (Туполевым, Микояном, Яковлевым, Ильюшиным и Сухим) по их специализации: кто из них занимается легкой авиацией, кто пассажирской, кто тяжелой.
Это было естественно - каждый больше понимал в своем классе самолетов, использовал свои методы проектирования, по-разному относился к весовым характеристикам самолетов. Артем Иванович Микоян всегда мечтал сделать хороший пассажирский самолет. Он часто говорил об этом: Я бы такую конфетку сделал! И для этого у него были все основания, потому что весовая культура производства истребителей была высочайшей! Но пассажирские самолеты были “чужой территорией”, поэтому у Микояна было всего две бригады в отделе общих видов - тяжелых (семейство МиГ-25 и “Спираль”) и легких самолетов (все прочие летательные аппа раты). То же самое касалось и тяжелых скоростных бомбардировщиков, к которым относился и ГСР - это была вотчина А. Н. Туполева».
Второй причиной был тот факт, что ОКБ А. Н. Туполева в середине 1960-х годов занималось проектированием пассажирского самолета Ту-144. Последний при схожей размерности имел и близкую к ГСР аэродинамическую схему3, и казалось заманчивым попытаться совместить работы над «Спиралью» с дальнейшим развитием работ по Ту-144.
Напомним, что первый полет «керосинового» самолета-разгонщика планировался на 1970 г., а прототип Ту-144 совершил первый полет 31 декабря 1968 г., т.е. «керосиновые» варианты развивались практически параллельно. Была составлена соответствующая программа работ по ГСР, но скоро «тутюлевцы» разобрались, что при внешней схожести их Ту-144 и носитель «Спирали» - совершенно разные машины. Более того, стало ясно, что на технологическом уровне авиации середины 1960-х гг. создать такой гиперзвуковой самолет очень сложно. В первую очередь трудности были связаны с использовавшимися конструкционными материалами и с проблемами, вытекавшими из заложенных в проект водородных воздушно-реактивных двигателей.
В результате ОКБ Туполева отказалось работать на «Спираль», и «микояновцам» ничего не оставалось, как самим пытаться заниматься самолетом-разгонщиком. В ОКБ Микояна действительно провели работы по ГСР на уровне аванпроекта и изготовили масштабные продувочные модели для исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ. Об уровне и значимости этих исследований может свидетельствовать тот факт, что эти модели до сих пор бережно хранятся в ОКБ Микояна «за семью печатями». Единственная доступная сегодня продувочная модель (см. фотографии далее) находится в фондах Политехнического музея.
Особенность проектирования гиперзвукового самолета-разгонщика заключалась в том, что его основные размерности и компоновочные решения были обусловлены габаритами силовой 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 сверхзвукового сопла. Площадь и размерность крыла в схеме «бесхвостка» обусловлены заданным размером длины силовой установки и необходимостью размещения органов управления и поверхностей, обеспечивающих необходимые запасы устойчивости.

Аэродинамика орбитального самолета программы «Спираль»

Вот как об аэродинамике орбитального самолета высказался Леонид Митрофанович Богдан, начальник отдела компоновки Дубненского филиала ОКБ А. И. Микояна: «Аэродинамическая схема со складываемыми консолями крыла была рождена Геннадием Петровичем Дементьевым. Под его руководством первый чертеж общих видов “Спирали” выполнил А. Ф. Павлов. С точки зрения наукоемкости “Спираль” была умнейшей машиной! Умнейшей! Ведь что такое воздушно-космический самолет? Это, прежде всего, спуск из космоса на землю, когда нужно погасить скорость с первой космической до нуля, и связанные с этим тепловые проблемы.
На “Спирали” очень оригинально была решена задача с температурой. В общем случае температура торможения набегающего потока обратно пропорциональна радиусу скругления передней кромки. [Много позднее] на “Буране” лобовые кромки крыла и носовой кок имели радиус скругления порядка 0,5-0,6 метра, и потребовалось использовать “углерод-углеродные” композиции, чтобы держать возникающую при этом температуру. В остальных местах использовалась кварцевая плитка. И это при размере корабля 30 метров. А у орбитального самолета “Спирали” при длине 8 метров наветренная поверхность имела радиус скругления полтора метра! При этом крылья (самый тонкий элемент, который сложнее всего защитить из-за конструктивно острой передней кромки ввиду небольшого размера тонкого крыла) вообще исключали из обтекания путем складывания в аэродинамической тени. В результате набегающий поток двигался не поперек, а вдоль размаха крыла, не задевая носок крыла. Мало того, на больших углах атаки резко снижается эффективность киля, но сложенные консоли фактически превращались в два дополнительных киля, и путевая устойчивость обеспечивалась “трехкилевой” схемой аппарата. При этом максимальные температуры конструкции снижались до максимальных температур, выдерживаемых ниобиевыми сплавами.
В архивах НПО “Молния” до сих пор хранится письмо Артема Ивановича Микояна, которое он написал в Политбюро ЦК КПСС с просьбой разыскать в СССР месторождение ниобиевых руд для организации производства ниобиевых сплавов для изготовления теплозащитного экрана орбитального самолета “Спирали”. При температуре 1100°С этот сплав имел прочность (на разрыв) до 21 кг/мм2, что было вполне достаточно».
Положение и форма консолей выбраны так, чтобы при спуске с орбиты самолет самобалансировался (был статически устойчив) в расчетном диапазоне углов атаки (45-65°) при гиперзвуковом качестве 0,8-0,9. На этих углах атаки поток воздуха стекал с корпуса ОС на крыло, а не набегал на его передние кромки, что должно было обеспечить низкий уровень температур на консолях при оптимальных значениях гиперзвукового аэродинамического качества.

Теплозащита орбитального самолета программы «Спираль»

При разработке теплозащиты ОС конструкторы опирались на опыт создания сверхзвукового перехватчика МиГ-25, обладающего максимальной скоростью полета 3000 км/ч и потолком 24 км. Планер перехватчика был выполнен из высокопрочной нержавеющей стали с применением стального гофрированного экрана толщиной 0,6 мм с двухсторонним серебряным покрытием, что позволило в 10 раз уменьшить лучистый поток от горячего двигателя. Но если у истребителя аэродинамические поверхности нагреваются до 300 °С, а хвостовая часть фюзеляжа - до 500 °С (при температуре форсажной камеры и сопла реактивного двигателя 1000°С), то максимальные температуры для орбитального самолета были выше. Более того, «Спираль» отличалась от обычных самолетов наличием трех этапов полета: выведение на орбиту, орбитальный полет и аэродинамический спуск с орбиты, причем каждый участок имел свои характерные особенности газодинамического и теплового воздействия на конструкцию и должен был учитываться отдельно.
Тепловое проектирование орбитального самолета началось с выбора аэродинамической компоновки и параметров траектории спуска. Затем перешли к внутренней компоновке и подбору конструкционных материалов. В результате проведенных исследований было предложено: выполнять спуск на максимальной барометрической высоте (при минимальной плотности воздуха) на углах атаки а=45-65°, что соответствует максимальному коэффициенту подъемной силы; спрофилировать несущую поверхность с одной критической точкой и одной 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 сферического сегмента сделать пустотелой, т. е. радиационно прозрачной для беспрепятственного переизлучения тепла; подобрать такой угол стреловидности передней и задней кромок крыла, при котором набегающий поток и свободные электроны, образующиеся за ударной волной, свободно стекают с крыла; это исключает образование электронов при натекании на кромки и не ведет к увеличению температуры; спрофилировать боковые поверхности под отрицательным углом к вектору набегающего потока, т. е. спрятать их за наиболее нагретой нижней поверхностью.
Предложенные решения для принятой для спуска в верхних слоях атмосферы схемы «несущий корпус» с максимальным радиусом затупления носовой части и крылом, работающим в режиме стекания потока с кромок, не пересекающихся с головной ударной волной, позволили: максимально использовать переизлучение теплового потока с нижней, наиболее нагретой части поверхности на холодные боковую и теневую верхнюю поверхности за счет организации пустотелых объемов у носового затупления и крыла; применить теплозащитный экран (ТЗЭ) с внутренней теплоизоляцией из ультратонкого кремнеземного волокна и аморфного кварца высокой чистоты, прижатой листом теплоемкости с серебряным покрытием; применить специальные покрытия для управления лучистыми тепловыми потоками, что обеспечивало эффективную теплозащиту ОС на гиперзвуковых скоростях. В результате формирования облика с учетом всех предложений удалось получить приемлемые значения максимальных температур.

Перерастание проекта «Спираль» в полеты «БОРов»

Вот как Лозино-Лозинский описывает стадию перерастания проекта «Спираль» в полеты «БОРов»: «Для обеспечения уверенности в аэродинамических расчетах и особенно в качестве созданной кварцевой плиточной теплозащиты было принято решение 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 отработана и выведена та уверенная по аэродинамическому качеству и по управляемости конфигурация орбитального самолета “Спираль”, то было решено в масштабе 1:2 сделать модель, которую назвали БОР-4, которая обеспечивала и возможность выполнения траектории, близкой к траектории спуска “Бурана”, и позволяла разместить достаточное количество плиток теплозащиты, имея в виду, что температурные режимы и внешние нагрузки на эти плит ки будут очень близки к тем, которые должны иметь место в процессе натурного полета “Бурана”.
Таких изделий было сделано четыре, они полностью подтвердили надежность перерасчета результатов продувок в трубах на натуру и подтвердили качество изготовленных плиток теплозащиты, что и было в последующем доказано результатами полета “Бурана”. Следует отметить, что метод использования этой конфигурации орбитального самолета был начат Летно-исследовательским институтом в конце 1960-х годов на небольших моделях, на которых проверялась непосредственно правильность расчетов и результатов продувок орбитального самолета типа “Спираль”. Тогда эти более маленькие по своим размерам модели орбитального самолета, запускаемые с помощью одноразовых носителей, назывались БОР-1, БОР-2 и БОР-3, и они успешно прошли необходимый объем летных испытаний, подтвердив наше умение, пользуясь результатам продувок, делать перерасчет на натуру». Так, используя созданный задел по «Спирали», уже после закрытия программы для проведения комплексных натурных испытаний различных типов теплозащиты (включая кварцевую) были возобновлены запуски БОРов.

Неприменимость горячей конструкции для крупного орбитального корабля

Особенности горячей конструкции мы подробно рассмотрели на примере «Спирали». Она предполагает в качестве основного силового элемента пространственную ферму с внутренними тепловыми барьерами, массивным донным экраном, воспринимающим основной тепловой поток, и локальной теплозащитой всех жизненно важных агрегатов и оборудования с помощью внутренних теплозащитных экранов. При всей ее кажущейся простоте горячая конструкция может быть реализована только путем применения жаропрочных сплавов на основе никеля, кобальта, молибдена и других дорогих металлов, а также высоколегированных сталей со сложными технологическими процессами производства и нанесения защитных противоокислительных покрытий.
Горячая конструкция применима для сравнительно небольших крылатых аппаратов (стартовой массой до 20 т), выполняющих к тому же узкоспециальные задачи в космосе. При увеличении массы (и, что немаловажно, размеров) аппарата сложность реализации горячей конструкции неизмеримо возрастает. Достаточно сказать, что площадь теплозащитного экрана растет пропорционально квадрату линейных размеров, а его масса - пропорционально кубу. К тому же все жаропрочные сплавы имеют высокую удельную массу, что только обостряет весовые проблемы. В результате создание такого экрана при соблюдении требования постоянства его аэродинамических обводов во всем эксплуатационном диапазоне температур является сложнейшей инженерной задачей.
При росте размеров проблема температурного расширения (и остаточного коробления) металла выходит на первый план. При этом не нужно забывать, что в проекте «Спираль» конструкторам удалось решить проблему теплозащиты крыла орбитального самолета складыванием его консолей, но использование такого технического решения при росте размеров конструкции не всегда возможно, поскольку ведет к неоправданным весовым издержкам.
Выходом в этом случае может быть применение системы активного охлаждения наиболее теплонапряженных элементов - носового кока, нижней поверхности фюзеляжа и лобовых кромок крыла, а также оперения. Однако создание такой системы само по себе является сложнейшей инженерной задачей, а кроме того, требует наличия бортовых запасов очень теплоемкого хладагента, который, испаряясь, мог бы охлаждать нагретые элементы конструкции. Хладагентом может быть один из криогенных компонентов топлива, например жидкий водород, кислород или метан. Правда, здесь возникает другая проблема - нерациональное использование хладагента.
Дело в том, что система активного охлаждения работает только на этапе торможения в атмосфере, т. е. на участке планирующего безмоторного спуска. А так как в этот момент двигатель не работает, то газифицированные после охлаждения конструкции компоненты топлива должны просто сбрасываться за борт. Именно поэтому активное охлаждение конструкции криогенными компонентами топлива перспективно для будущих ВКС, аэродинамический нагрев конструкции которых происходит на участках полета в атмосфере - при разгоне с работающими двигателями или при спуске с орбиты. В последнем случае для охлаждения могут использоваться остатки криогенных компонентов в топливных баках. При выборе горячей конструкции для крупногабаритного транспортного орбитального корабля возникает еще одна серьезная проблема: скомпоновать аппарат, используя традиционные в авиации принципы проектирования, очень сложно.

Это обусловлено тем, что, во-первых, в конструктивно-силовых схемах тяжелых крылатых аппаратов используется не силовая ферма, а продольно-поперечный силовой набор из шпангоутов, лонжеронов (стенок) и стрингеров, неприемлемых с точки зрения требований горячей конструкции.
Во-вторых, классический внутренний силовой набор с учетом заданного уровня весового совершенства конструкции предполагает и классические (для авиации) конструкционные материалы - алюминий, титан и легированные стали, широкое применение которых, в особенности алюминия, трудно совместить с горячей конструкцией.
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 горячей конструкции выполнение этого требования может быть вообще нереализуемым, поскольку конструктивные ухищрения могут свести на нет всю полезную грузоподъемность аппарата.
Таким образом, при развертывании работ по созданию отечественной многоразовой космической системы «Буран» в середине 1970-х годов было очевидно, что использовать горячую конструкцию для орбитального корабля со стартовой массой более 100 т, имеющего внутренний грузовой отсек объемом более 320 м3 и грузоподъемность 30 т, неприемлемо. Это, кстати, подтверждалось и холодной конструктивно-силовой схемой американского оппонента - корабля системы Space Shuttle. Оставалось только одно решение - проектировать «Буран» на базе традиционных для тяжелых транспортных самолетов конструктивных решений, а всю внешнюю поверхность закрыть наружным пассивным теплозащитным покрытием на основе очень термостойкого материала с минимальной теплопроводностью и большой теплоемкостью для исключения нагрева внутреннего планера корабля.

Взгляд из-за рубежа на советскую космонавтику

Читая иностранные обзоры о нашей космонавтике тех лет, с сожалением приходится констатировать, что зарубежные аналитики думали о нас гораздо лучше, чем обстояли у нас дела на самом деле. Они предполагали наличие в СССР четкой и планомерной программы развития космонавтики, в том числе и военных средств, практически по всем направлениям мирного и военного использования космического пространства.
Исходя из их точки зрения, в СССР последовательно осуществлялось несколько масштабных космических программ, охватывающих все сферы деятельности в космосе, причем эти программы, находясь в разных «весовых категориях» и пред- назначаясь для разных задач, не противоречили друг другу и не дублировали друг друга. Более того, каждая из программ имела свою логику развития и опиралась на последовательно создаваемые научно-технические заделы.
Иностранцы не могли знать реального уровня развития советской ракетно- космической технологии и готовность к реализации проектов нашей промышленности, глубину межведомственной (МОМ и МАП, ВВС и ГУКОС) разобщенности и вытекающие их нее противоречия, склоки и интриги, приводящие к непроизводительной трате бюджетных средств и людских и материальных ресурсов, ненужного запараллеливания различных программ и принятия стратегических решений по дальнейшему развитию космонавтики исходя из субъективно-личностных мотивов, далеких от объективной необходимости. Необходимо признать: нас явно переоценивали.

Пуски БОРов ракето-носителями на базе МБР Р-12

Для запусков первых БОРов (БОР-1, -2, -3) по суборбитальной траектории конструкторским бюро Омского авиазавода (будем придерживаться наименований того времени) на базе серийной одноступенчатой баллистической ракеты 8К631 была разработана модификация К63Д. Доработки заключались в создании нового двухстворчатого головного обтекателя (ГО) и системы крепления изделия к ракете. Максимальное число М, сообщаемое ракетой модели, составляло М~ 14 (для аппаратов БОР-2). Общая длительность полета достигала 15 минут, при этом длительность экспериментального участка входа и полета в атмосфере составляла около 30 сек. В дальнейшем экспериментальный участок был расширен до диапазона скоростей М=4-15 в диапазоне высот 120-25 км. В пусках аппаратов БОР-3 максимальная скорость достигала М = -13,3.
Первый БОР (БОР-1, упрощенный макет) предназначался для комплексных летно-конструкторских испытаний созданной экспериментальной базы: модели совместно с доработанной ракетой-носителем, наземными стартовым и измерительным комплексами. Он имел нештатную деревянную обшивку, которая «гарантировала» разрушение ракетоплана на этапе вхождения в атмосферу, делая его, таким образом, «невозвращенцем». «Деревянный» БОР-1 имел меньшую массу (около 700 кг) и был запущен 15 июля 1969 г. на высоту 100 км. В ходе первого суборбитального полета, при входе в плотные слои атмосферы со скоростью 3,61 км/сек аппарат, естественно, сгорел. Однако еще до высоты 60-70 км по радиотелеметрии была получена ценная информация об успешном выполнение основных этапов программы полета - отделении от носителя, полета на космическом участке траектории и при входе в атмосферу.
Модифицированная ракета подтвердила свою работоспособность, обеспечив вывод модели в расчетную точку с заданными параметрами полета. Наземный стартовый и измерительный комплексы полигонов также полностью выполнили свои задачи, подтвердив полную готовность экспериментальной базы к летным исследованиям. Всего в период 1969-1974 гг. было произведено шесть пусков, основные результаты которых представлены в хронологической таблице.
Каждый пуск учитывал результаты, достигнутые в предыдущих экспериментах, и ставил перед собой, как правило, более сложные исследовательские задачи. Все запуски осуществлялись с полигона «Грошево-2», расположенного на территории ГНИКИ ВВС (рядом с поселком Владимировка Астраханской области) в сторону Государственного научно-исследовательского испытательного полигона № 10 МО СССР (Сары-Шаган, ГНИИП-10)1. Последний был выбран в качестве конечной точки суборбитальной траектории не случайно: он предназначался для реальной отработки и испытаний национальных средств противоракетной обороны и начал строиться летом 1956 г. в районе озера Балхаш после принятия специального правительственного решения о создании экспериментального полигонного комплекса средств ПРО - системы «А». Инструментальные средства полигона позволяли обнаруживать и отслеживать движение любых малоразмерных целей в ближнем космосе и в атмосфере со снятием всей необходимой телеметрии, что и было использовано в полетах БОРов.
Переходу к летным исследованиям предшествовал большой объем наземных и летных испытаний. В частности, проверка работоспособности абляционного теплозащитного покрытия корпуса модели для последующих пусков производилась на термостенде в струе реактивного двигателя. Отработка сброса створок доработанного защитного обтекателя проводилась на специальных стендах на земле и в воздухе (для этого собранный обтекатель подвешивали на кране). Отделение модели от ракеты-носителя отрабатывалось на макете с использованием горизонтальной тележки с безмоментной подвеской. Двухкаскадная система спасения модели была разработана и изготовлена в НИИ автоматических устройств. Испытания системы спасения модели проводились на весовых и геометрически подобных макетах, сбрасываемых с самолетов и вертолетов (сначала Ми-4, затем Ми-6).

БОР-2 (№101) - испытания образцов радиационной теплозащиты на основе листового ниобия

Первый зачетный пуск должен был подтвердить в реальном полете возможность устойчивого управляемого спуска летательного аппарата выбранной формы и провести ряд исследований, в частности: определить аэродинамические характеристики, балансировочный угол атаки, коэффициенты теплообмена и распределение давления по поверхности аппарата; испытать образцы радиационной теплозащиты. Для этого на нижней поверхности БОРа были установлены образцы из ниобия, изготовленные по технологии, отработанной для изготовления планера орбитального самолета «Спираль»; исследовать затухание радиоволн при наличии пристеночной плазмы. После отделения от PH аппарат в автономном полете выполнил заданную программу на космическом участке траектории, при входе в атмосферу и на гиперзвуковом участке полета в атмосфере. Система стабилизации обеспечила вход БОРа в плотные слои атмосферы с углом атаки а=43° и углом скольжения (3 = 2° при углах крена, близких к нулю. При полете в атмосфере, в условиях воздействия возмущающих моментов, система стабилизации обеспечила 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 недостаточности угла прокачки внешней рамки гироскопа, модель получила вращение по крену. Дальнейший полет проходил по баллистической траектории с вращением модели вокруг вектора скорости. Вследствие этого парашютная система вводилась в действие на нерасчетном режиме и не смогла обеспечить спасения 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 давлений по внешней поверхности БОРа. Как и ожидалось, максимальные температуры были зафиксированы на нижней поверхности модели, а температуры на верхней поверхности оказались существенно ниже (при этом температура во внутренних отсеках не превышала + 10°С). Полученная картина распределения давления по нижней поверхности аппарата показала, что коэффициент давления в области критической точки на сферическом носовом затуплении удовлетворительно согласуется с теоретическим значением.
Пуск позволил провести натурные испытания образцов радиационной теплозащиты на основе листового ниобия с различимыми противоокислительными покрытиями и определить их максимально допустимые температуры. Результатом пуска также явилось зафиксированное при входе в плотные слои атмосферы ослабление радиосигнала в метровом, сантиметровом и дециметровом диапазонах радиоволн.

БОР-2 (№102) - газета на обшивке, срезанные плазмой сопла двигателей ГДУ

После анализа полученных в полете аппарата БОР-2 № 101 результатов и доработки системы управления через семь месяцев, 31 июля 1970 г., в 5 часов утра по московскому времени, был произведен пуск следующего изделия, № 102. Задачи этого пуска в целом повторяли задачи предыдущего пуска (кроме задачи изучения прохождения радиоволн через пристеночную плазму): определение аэродинамических характеристик; получение распределения температур и давления по поверхности аппарата; исследование образцов радиационной (ниобиевой) теплозащиты. Однако в этот раз испытатели хотели получить более детальную картину температур на поверхности (и в глубине) асботекстолитовой обшивки аппарата. Программа полета БОРа-2 № 102 была выполнена полностью. Никакие официальные отчеты не смогут пере дать волнение и чувства испытателей, впервые увидевших свой аппарат после успешного гиперзвукового полета. И уж конечно, в этих отчетах отсутствует описание эмоциональных событий, которые остаются только в памяти очевидцев.
Поэтому, перед тем как перейти к изложению официальных результатов полета БОРа-2 № 102, мы предоставим слово В. В.Студневу: «БОР-2 пускали из Грошево-2 - это был полигон, специально оборудованный для испытаний боевого применения бомбардировщиков. Он был оборудован скоростными кинотеодолитами КТС, измерительными пунктами, и на нем чуть подальше, в сторону Капустинного Яра, была организована техническая и стартовая позиция ракеты 8К63 с большим монтажно-испытательным корпусом (МИКом). Необходимо сказать, что у меня, помимо участия в пусках БОРов, было еще два поручения “на перспективу”, которые мне дал Г. Е. Лозино-Лозинский через Г. П. Дементьева в Москве.
Нам нужно было поближе познакомиться с технологиями работы с токсичными топливами (НДМГ+АТ), которые не применялись в авиации, но были заложены нами в проект орбитального самолета.
Во-вторых, у меня была задача присмотреть место будущих испытаний “Спирали”. Я должен был найти место, где можно было бы заправить самолет, где его проверить, испытать, где мы будем летать, где садиться, какие полосы использовать и т.д. Геннадий Петрович прямо так и напутствовал меня перед командировкой: Там посмотри, здесь поройся, одним словом, везде поищи!
Но вернемся к БОРу-2 № 102. Поверх термокрасок на верхней поверхности аппарата наносился защитный лак. С точки зрения испытаний это было особенно не нужно, но лак обеспечивал сохранность поверхности во время предполетной подготовки. Перед отправкой аппарата на техническую позицию мы решили его проводить, как положено в авиации. Расстелили на верхней поверхности БОРа-2 газетку, прямо на нем порезали огурчики, колбаску, ну и махнули за удачу... Затем все убрали, но... газета прилипла 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 ракете подошел установщик, поднял стрелу и установил ракету на уже стоящий стартовый стол. Подняли 115-ю тележку, поставили ракету, зашли в убежище, пустили. Все прошло нормально! Хорошо организованные группы поиска засекли аппарат, и мы сели в вертолет. Лететь с нами напросился заместитель начальника ведущего отдела ЛИИ по испытаниям Александр Сухов - дело было в том, что он был охотник. А в носок аппарата для балласта была засыпана дробь, и директор ЛИИ Виктор Васильевич Уткин, будучи еще более заядлым охотником, строго-настрого наказал Сухову: Ты отвечаешь за каждую дробинку! Чтобы ни одна не пропала!
На месте приземления БОРа-2 обнаружилось, что часть носка от удара отвалилась, дробь рассыпалась, и пришлось Сухову ее поштучно собирать - в траве, на четвереньках, под наши шутки... Послеполетный анализ полученной телеметрии показал штатную работу системы ГДУ, и устойчивый балансировочный угол 56°, вроде бы все нормально...

Но что самое интересное - внешний осмотр аппарата показал реальное распределение потоков в хвостовой части, которого никто не ожидал! Сопла двигателей ГДУ на заднем торце были срезаны плазмой, словно газовой горелкой. Мы прямо обалдели! Но общая теория обтекания выбранной аэродинамической схемы (несущий корпус со сложенными консолями крыла) была подтверждена. Корпус аппарата был сделан по плазам совмещенных сечений, все было выверено, аэродинамическое подобие, включая гладкую поверхность, было полным (как тут не вспомнить Микояна, который часто проверял гладкость поверхности своих самолетов, ходя по цехам и проводя по ним ладошкой), и у нас получилось плавное, ламинарное, очень красивое распределение потоков. Не было никаких скачков, никаких уплотнений 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 Глеб Евгеньевичу [Лозино-Лозинскому] и рассказал все. Он ответил: Такого просто не может быть! Ты, наверно, что-нибудь не понял или не на то смотрел! Вы там хорошо отпраздновали-то? То есть дал понять, что мы там все были просто “поддатые” по поводу успешного запуска. Я отвечаю: Нет, Глеб Евгеньевич, там в самом деле газета была!
Мы это место с газетой сфотографировали и отправили снимок к вам в Москву. Лознно-Лозинского очень обрадовало распределение температур. То, что просчитали наши специалисты, подтвердилось. 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 понятно, что двигатели в хвостовой части нужно от плазмы защищать. Именно поэтому впоследствии на “Буране” и в других наших проектах специально для этого предназначается балансировочный щиток».

БОР-2 (№103) - выявлены неучтенные расчетами возмущающие факторы

... программа полета была выполнена лишь частично. На 609-й секунде полета вследствие разрушения одного из экспериментальных участков теплозащиты из ниобиевого сплава произошло прогорание бака горючего и обгорание некоторых электрожгутов, что привело к прекращению работы двигательной установки системы стабилизации и преждевременному вращению модели. Повреждение электрожгутов, в свою очередь, вызвало нарушение передачи радиотелеметрической информации и привело к отказу системы ввода в действие парашютной системы. Но что поделаешь, на то они и испытания, ведь создатели БОРов вторгались в неведомое...
Несмотря на разрушение аппарата при жесткой посадке, в этом пуске удалось получить очень важные и интересные данные. Послеполетный анализ показал, что температура ниобиевой полосы на нижней поверхности аппарата превысила допустимое значение, что и привело к ее разрушению. Было доказано, что повышение температуры по сравнению с ожидаемой (расчетной) произошло из-за увеличения коэффициента теплообмена от пограничного слоя к стенке. В качестве наиболее вероятной причины роста теплообмена была названа турбулизация потока на полосе за счет неучтенных расчетами возмущающих факторов (поперечные стыки между листами, деформация листов под действием высокой температуры и давления и т. п.).
Разрушению полосы также могло способствовать оплавление головок крепежных винтов, выступающих в поток на 1-1,5 мм. Однако другие образцы радиационной теплозащиты на основе тугоплавких металлов с различными противокислительными покрытиями успешно прошли испытания, выдержав интенсивный нагрев до максимальной температуры 1900-2000 °С без разрушения. Кроме радиационной, в этом пуске было проведено испытание образцов абляционной теплозащиты из стеклопластиков с низкотемпературным связующим.

БОР-2 (№104) - эксперимент с центровочным грузом, определение эффективности аэродинамических органов управления

Запуск БОРа-2 №104 8 февраля г., в 8 часов 59 минут московского времени, оказался, пожалуй, самым успешным в программе первых БОРов (БОР-1, -2, -3). Удалось не только полностью выполнить насыщенную программу экспериментов, но и благодаря безукоризненной работе системы спасения аппарат приземлился совершенно неповрежденным. Несмотря на то, что сухая формулировка большинства целей запуска почти полностью повторяла аналогичные цели у аппаратов-предшественников: определение аэродинамических характеристик; получение эпюр распределения давления и температуры по поверхности аппарата; испытания в натурных условиях полета образцов различных теплозащитных материалов; была и одна совершенно новая задача - определение эффективности аэродинамических органов управления. А это означало, что у БОРа №104 эти самые «органы аэродинамического управления» в виде установленных в кормовой части нижней поверхности корпуса аэродинамических щитков появились! Щитки выполнялись неподвижными, т. е. однократно отклоняемыми 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 предназначался для изменения в полете балансировочного значения угла атаки и обеспечения заданных условий ввода в действие системы спасения.
Эксперимент с центровочным грузом увенчался полным успехом: в результате произведенной в полете перебалансировки путем его отстрела был реализован широкий диапазон изменения угла атаки, равный а=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 различных теплозащитных материалов (в частности, было проведено испытание образцов различных стеклопластиковых теплозащитных материалов); эпюры распределения давления и температуры по поверхности корпуса аппарата; эффективность аэродинамических щитков в продольном канале (по тангажу); производная коэффициента продольного момента по углу атаки; температуры на металлических вставках, размещенных в различных местах поверхности аппарата.
Перед запуском система управления аппарата была существенно доработана с учетом результатов всех предыдущих пусков. В результате доработанная система управления БОРа №104 парировала все возмущения, возникающие при отделении модели от PH, выполнила точную стабилизацию заданных угловых положений аппарата на космическом и атмосферном участке траектории ...

БОР-3

Дальнейшим развитием серии БОР-2 стали аппараты БОР-3. Они также выполнялись в масштабе 1:3 и в целом повторяли конструкцию и внутреннюю компоновку предыдущих ЛА: под съемным фонарем (имитирующим кабину космонавта) размещался топливный бак, за ним «на спине», в центре масс аппарата, - парашютный отсек. Все свободные объемы внутри корпуса занимали блоки аппаратуры и оборудование. Все сопла газодинамической системы управления выставлялись в задний торец фюзеляжа и жестко фиксировались в определенных направлениях относительно связанной (с аппаратом) системы координат.
Будучи немного тяжелее своих предшественников (масса достигала 900 кг), БОРы-3 также запускались в космос по баллистической траектории тем же носителем. Однако новые аппараты были существенно доработаны, что позволило планировать более тонкие и разнообразные эксперименты. Особенностью аппаратов типа БОР-3 являлась измененная форма фонаря и обводов корпуса в хвостовой части и расположение консолей относительно корпуса. Кроме того, изменение поперечного угла развала консолей крыла в ходе полета стало штатным, что должно было позволить оценить эффективность аэродинамического управления в продольном (по тангажу) и креновом каналах, т.е. исследовать способность аппарата к самобалансировке в широком диапазоне полетных параметров.
Кроме того, в качестве теплозащиты нижней поверхности была установлена ниобиевая панель. БОРы-3 были уже не просто масштабной моделью ОС, как их предшественники: они фактически являлись масштабно-конструктивной копией самолета с задачей отработки различных элементов, в частности, теплозащитного экрана горячей конструкции) в условиях реального полета. В связи с этим выскажем интересное предположение по поводу изменения формы фонаря на БОРах-3.

... на БОРе-3 появляется новый фонарь, форма которого образуется не двумя, а тремя наклонными поверхностями с плоской лобовой гранью. Такое остекление кабины реального ОС должно обеспечить летчику обзор вперед без каких-либо искажений. Как мы увидим в дальнейшем, такая же форма фонаря будет использована и на дозвуковом пилотируемом самолете-аналоге 105.11, и на последующих БОРах-4 и -6. Логично предположить, что на рубеже 1971 г. в процессе рабочего проектирования ОС форма его остекления была изменена вслед за изменением облика катапультируемой кабины-капсулы, что и было масштабно скопировано на летающих моделях БОР-3.

БОР-3 (№301) - неудачный пуск

Итак, в соответствии с конструктивными особенностями, на первом аппарате БОР-3 №301 планировалось исследовать аэродинамические характеристики с углами развала консолей крыла 45° и 60° и оценить их эффективность при разных поперечных углах установки. Кроме этого, программа экспериментов на изделии №301 предусматривала исследования в следующих областях: теплообмен и явления перехода пограничного слоя на гладкой металлической поверхности; радиационная теплозащита из ниобиевой панели; работоспособность новых теплозащитных материалов; экспериментальная система транспирационного охлаждения (с выдавливанием газообразного хладоагента через пористую стенку); испытание в полете опытной аппаратуры для измерения давления на больших высотах. Пуск БОРа-3 № 301 состоялся 24 мая г. в 06:50 утра.

Несмотря на более чем годовую подготовку аппарата и носителя, программу выполнить не удалось. Вскоре после старта, на высоте около 5 км, при скорости М~0,94 произошло разрушение головного обтекателя, вызвавшее нарушение нормального полета ракеты с последующим не предусмотренным программой отделением БОРа, который после этого совершил нестабилизированный полет и взорвался при падении в 39 км от старта. По результатам неудачного пуска была создана аварийная комиссия, которая провела расследование и составила акт с указанием результатов возможных причин аварии и перечня необходимых мероприятий по доработке PH.

БОР-3 (№302) - активная система охлаждения вдувом азота в пограничный слой

На основании акта в течение года был выполнен большой объем дополнительных расчетов, доработок ракеты и испытаний, завершившийся пуском 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 различных углах развала консолей были получены аэродинамические характеристики модели, в том числе было выполнено изменение балансировочного угла атаки, аэродинамического качества, положения центра давления. Измеренные в полете величины воздушного давления в поперечном сечении корпуса удовлетворительно согласовывались с расчетными данными, за исключением зоны сопряжения нижней и боковой поверхностей. Полученный характер изменения температуры по длине ниобиевой панели свидетельствовал о наличии перехода ламинарного режима течения в пограничном слое в турбулентный.

Послеполетный осмотр показал, что при достигнутых температурах на омываемой воздушным потоком поверхности ниобиевой полосы не наблюдалось каких-либо видимых изменений. Однако по периметру полосы в местах ее неплотного прилегания к асботекстолитовой панели имел место перегрев кромок, приведший к оплавлению противоокислительного покрытия и основного металла. Помимо ниобиевой панели, было проведено испытание образцов и других опытных теплозащитных материалов с получением данных по их прогреву по толщине. В частности, было проведено исследование образцов на основе молибденовых и вольфрамовых сплавов с противоокислительными покрытиями в диапазоне температур 20- 1650°С. Кроме пассивной (радиационной), в этом пуске впервые была испытана и экспериментальная активная система транспирационного охлаждения, которая при вдуве азота в пограничный слой обеспечила снижение температуры пористой стенки почти в два раза.
Система спасения БОРа-3 №302 сработала нормально, однако вследствие повреждения купола основного парашюта, вызванного попаданием на него остатков окислителя после выработки горючего, приземление произошло с высокой скоростью, вследствие чего модель разрушилась. Пуском модели БОР-3 №302 программа испытаний крылатого воздушно-космического аппарата интегральной схемы, называемого разработчиками «аппаратом с несущим корпусом»1 была завершена2. Заключением Государственной комиссии результаты исследований и испытаний было рекомендовано использовать при создании летательных аппаратов с гиперзвуковыми скоростями полета.
Полученный в результате проведенных пусков моделей БОР обширный экспериментальный материал для исследования проблем гиперзвукового полета орбитального («воздушно-космического») самолета позволил уверенно продолжать работы по проекту «Спираль».

Вспоминает Владимир Нейланд: при работе над БОР-4 нам не нужен был опыт дозвукового ЭПОСа и «Спирали»

«Существуют легенды о том, что внешне аппарат БОР-4 похож на орбитальный самолет проекта «Спираль», что он является логическим развитием «Спирали» и тому подобное. Но это не так! На самом деле форма его была сделана гораздо более простым и «надрывным» путем. Однажды Глеб Евгеньевич [Лозино-Лозинский] вызвал нас с Самсоновым, своим замом, к себе в кабинет и сказал, чтобы мы к такому-то числу придумали форму аппарата, которая обеспечит натурные 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 экспериментальной отработки теплозащиты, однако Лозино-Лозинский поставил задачу полного соблюдения тепловых потоков на носовую поверхность «Бурана» и БОРа-4 в наиболее теплонапряженной траекторной точке, которая для орбитального корабля располагалась на высоте чуть ниже 70 км при скорости М = 23.
Расчет Лозино-Лозинского был прост: если удастся проверить теплозащиту в «бурановской» натурной траекторной точке с максимальными тепловыми потоками, то для всех других участков траектории можно уже не беспокоиться. Сложность задачи была в том, что для получения таких же тепловых потоков в той же самой точке траектории модель меньшего размера не могла иметь просто масштабно уменьшенную форму орбитального корабля - в этом случае из-за свойств вязкости воздушного потока не удалось бы достичь полного аэродинамического подобия.
Было понятно, что форма должна быть другой. Но какой? Начались мучительные поиски, усложненные жесткими сроками. Предлагался вариант за вариантом, но все было не то.
Решение пришло неожиданно - вновь предоставим слово В. Я. Нейланду: «Как-то мы в очередной раз сидели с Женей [Самсоновым - В. Л.] в ТушиНо [НПО «Молния» - В. Л.], изобретали. Примерно к трем часам утра мы додумались до простейшего решения - не нужно ничего изобретать, никакой особенной формы! Нужно просто взять за основу натурный нос «Бурана» и приделать к нему такую заднюю часть, которая позволила 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 миделя, то получим требуемые натурные тепловые потоки на носу и что-то очень похожее на натуру на первых рядах плиток. Для такого решения нужно было только преодолеть психологический барьер, а дальше все было уже тривиально.
В качестве носа «Бурана» была использована сфера подходящего радиуса, и за оставшуюся часть ночи Женя от руки нарисовал заднюю часть. С ней было проще, так как балансировочные характеристики определяются сравнительно 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 дозвуковых и сверхзвуковых. Поэтому, чтобы уйти от лишних проблем обеспечения балансировки на этих режимах, было принято решение после прохождения гиперзвукового диапазона вводить аппарат в штопор (с учетом ограничений по прочности), и после окончательного торможения дальнейший спуск и приземление 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 дозвуковая посадка. Мы решали другие задачи, сохранив только прежнее название, хотя 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 отработки на первых БОРах вопросов продольной устойчивости на гиперзвуковых скоростях, что наиболее просто можно обеспечить самобалансировку подобных аппаратов путем поперечного отклонения подвижных консолей крыла. Это, конечно же, сыграло свою роль в похожести БОРов, создававшихся для разных проектов (БОР-1, - 2, -3 для «Спирали» и БОР-4 для «Бурана») и разных задач (изучение управляемости на гиперзвуковых скоростях аппаратов типа «несущий корпус» и испытание теплозащиты для «Бурана» соответственно).

БОР-4 «Космос-1374» - эффект самоочищения

... главным результатом полета «Космоса-1374» было то, что в руки разработчиков «Бурана» впервые попали образцы теплозащиты, испытавшие на себе все факторы реального космического полета, включая самый ответственный участок - гиперзвуковое торможение в атмосфере. Анализ полученных данных позволил уточнить предварительные расчеты и данные наземных испытаний и решить несколько остававшихся серьезных проблем. Одной из таких проблем были вопросы, связанные с каталитичностью поверхности теплозащиты.
Упрощенно физико-химическую картину 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 поверхностью 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 хватает на разрыв основных молекул воздуха. Говоря научным языком, кинетическая энергия при проходе газа через головной скачок частично превращается в энергию диссоциации, превышающую внутреннюю энергию связи в молекулах 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 диссоциированного потока, состоящего из «осколков» молекул, поглощая часть выделившегося тепла. Но как только заторможенные после прохождения головного скачка «осколки» попадают на относительно «холодную» лобовую поверхность движущегося тела, они вновь соединяются (рекомбинируют), теперь уже с выделением энергии диссоциации непосредственно на поверхности тела, дополнительно ее нагревая.
Другими словами, в процессе рекомбинации поверхность летящего тела выполняет роль своеобразного катализатора, причем скорость реакции рекомбинации существенно зависит от свойств поверхности. Влияние поверхности на рекомбинацию (ее ускорение или замедление) встречного диссоциированного потока и получило название «каталитичность». Первоначально все расчеты при тепловом проектировании «Бурана» выполнялись в ЦАГИ, исходя из предположения, что все молекулярные осколки рекомбинируют на лобовых поверхностях летательных аппаратов и свойства поверхности аппарата никак не влияют на скорость (и место) рекомбинации. На возможность замедления рекомбинации, позволявшей «затянуть» этот процесс, уведя его с наиболее теплонапряженных лобовых кромок аппаратов, поначалу просто не обращали внимания.
Именно без учета каталитичности поверхности были составлены и направлены в НПО «Молния» первые схемы распределения поверхностных температур «Бурана» для создания его теплозащиты. Первым, кто додумался до исследования влияния поверхностных свойств на скорость рекомбинации, был сотрудник ЦАГИ Виталий Петрович Агафонов. После проведения расчетов стало очевидно, что если лобовые поверхности будут иметь каталитически нейтральное покрытие (со скоростью каталитической рекомбинации по кислороду и азоту менее 2 моль/с), то температура на носовом коке «Бурана» будет ниже на 300-400 °С, а на нижней поверхности крыла и фюзеляжа - на 100 °С. Однако эксперимент в аэродинамической трубе показал неоднозначные результаты, заставив сотрудников ЦАГИ серьезно поволноваться.

Вот как об этом вспоминал Владимир Нейланд: «Мы прикинули, что если энергия диссоциации не выделится на поверхности, а рассеится где-то сзади, то температуры спереди «Бурана» могут быть не 1640°С, а всего лишь немногим больше 1400 °С. Мы это многократно просчитали, и я сказал Пгебу Евгеньевичу [Лозино-Лозинскому], что есть такой резерв. Он жутко обрадовался, так как отвечал и за разработ^ теплозащиты. Даже докладную записку я ему написал, хотя к тому времени я мог бы быть уже поумнее [смеется - В. Л.], ведь я был заместитель директора института, курирующего программу. Потом думаю: дай-ка я проверю это на наших плазмотронах. И дальше история начала принимать немножко нехороший характер. Мы сделали модель (тело типа сфера-цилиндр) и разделили лобовую часть (сферический носок) на 4 сектора: каталитический, некаталитический, каталитический, некаталитический. Сунули в трубу. Первые 15-20 секунд эффект наблюдался, мы радовались, а потом... пропал! Почему? Начали думать и быстро нашли причину. Так как воздух перед моделью разогревался медными электродами, то с их поверхности летели пары меди и напылялись поверх некаталитического покрытия модели. Для исчезновения эффекта 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 использовать высокочастотные безэлектродные плазматроны. И тут мне в голову пришла ужасная мысль: ну ладно, здесь, в трубе, мы можем что-нибудь придумать, но вдруг постоит этот объект на Байконуре, на старте, в степи под открытым небом, пройдет дождь, осядет пыль, грязь - и температуры при спуске будут другие!
Я Глебу Евгеньевичу говорю: Подождите, Пгеб 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 выхода 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 условиях вакуума очищалась! В результате вакуумной очистки вся накопившаяся на поверхности дрянь испарялась! Это быль столь редкий в нашей работе элемент везения».
Вот так первый орбитальный полет БОРа-4 снял головную боль у разработчиков теплозащиты «Бурана», связанную с сохранением требуемых каталитических свойств поверхности.

БОР-4 - окончательное решение проблемы теплозащиты «Бурана»

Итак, в результате натурных исследований, проведенных на летающих моделях БОР-4, была окончательно решена проблема теплозащиты «Бурана». Впервые в отечественной практике экспериментально были определены: распределение температур по поверхности и толщине многоразовой теплозащиты радиационного типа, получены значения температур на наиболее теплонапряженных элементах конструкции орбитального корабля - носовом обтекателе и прилегающем к нему участке нижней поверхности фюзеляжа. В частности, на нижней поверхности зафиксирована относительно равномерная температура 1000-1100°С, температура верхней поверхности за кабиной не превышала 120-250 °С, а в области прилипания вторичного течения в плоскости симметрии она была не более 300 °С, на боковом остеклении фонаря ~400°С, на лобовом стекле - не более 600 °С.
Внимательный читатель заметит, что реальные температуры на остеклении БОРа-4, зафиксированные в полетном эксперименте, значительно превышают расчетные температуры для фонаря орбитального самолета, использовавшиеся при проектировании его конструкции, и это может свидетельствовать о неточности некоторых расчетных моделей; распределение температур и давлений в районе балансировочного щитка; конвективные, радиационные и поглощенные тепловые потоки; влияние межплиточных зазоров и уступов на характер обтекания и характеристики теплозащиты. Например, уже после первого полета было подробно исследовано состояние вкладышей между плитками, что позволило, опираясь на дополетные измерения выступов плиток и зазоров между ними, на основе теории развития турбулентности назначить нормы переменного по длине аппарата допуска на высоту и зазоры между плитками. Это позволило сохранить ламинарное (безотрывное) обтекание на максимальной площади поверхности аппарата, а следовательно, и снизить максимальные температуры.
Анализ результатов измерений, полученных в условиях реальных физико-химических процессов и каталитичности поверхности вдоль всей траектории спуска «Бурана» на высотах от 100 до 30 км при скоростях М от 25 до 3 при одновременном воздействии аэродинамических, тепловых, акустических и вибрационных нагрузок, позволил: обосновать оптимальные значения зазоров и уступов между плитками теплозащиты; отработать математическую модель пространственного теплообмена с учетом неравновесных физико-химических свойств воздуха; определить каталитическую активность покрытия в условиях натурной плазмы; оценить степень опасности потери одной или нескольких теплозащитных плиток; уточнить температурную схему и наметить мероприятия по уменьшению массы теплозащиты орбитального корабля «Буран». Материалы полетов БОРов-4 легли в основу технических заключений головных институтов к первому полету «Бурана», выполненному 15 ноября 1988 г.

Возможность создания ударных аппаратов на основе БОР-4

Первые пуски БОРов-4 подтвердили возможность создания на его основе ударных аппаратов для поражения площадных целей, но поражение точечной, а тем более защищенной цели требовало еще большего повышения точности попадания. Особенно это было актуально при работе по подвижным целям, какой, к примеру, является авианосец. Имея скорость до 30 узлов, он с момента своего обнаружения (т.е. выдачи целеуказания) до прилета атакующего боевого блока может уйти из зоны поражения, сместившись на 17-22 км. В авиации эту проблему решают двумя способами.
В первом случае атакующее средство оснащается системой самонаведения, что позволяет его системе управления отслеживать уклоняющуюся цель, постоянно внося поправки в траекторию своего движения.
Второй способ заключается в непрерывной передаче на борт атакующего средства управляющих команд, наводящих его на движущуюся цель.
Разумеется, возможна и комбинация этих двух способов наведения. Но для реализации любого из них необходимо наличие как минимум одного из двух факторов - размещения на борту ударного средства системы обнаружения, селекции и отслеживания цели (при автономном наведении), которая будет самостоятельно осуществлять информационный контакт с целью, или устойчивого информационного (радио-, проводного или лазерного) канала с командным центром.
Но в случае с БОРами все гораздо сложнее: когда аппарат проходит участок гиперзвукового торможения при спуске в атмосфере, то вся его наветрен ная сторона (т. е. обращенная в сторону цели) закрыта толстым слоем раскаленной теплозащиты, что полностью исключает установление какого-либо оптического контакта с целью. В то же время окружающее аппарат раскаленное облако ионизированной плазмы служит непреодолимым экраном для радиоволн: пока космический аппарат находится внутри плазмы, радиосвязь с ним невозможна. Но именно на этом этапе полета связь с аппаратом просто необходима, т. к. запаса кинетической энергии на гиперзвуковом участке с избытком хватает, чтобы компенсировать любые попытки уклонения цели от удара.
Вспомним: в течение 20-30 минут спуска в атмосфере орбитальный самолет «Спирали» мог совершить аэродинамический 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 постоянной информации о текущем местоположении цели ракетоплан мог после начала снижения поразить любую подвижную цель, которая не успеет выйти за пределы его досягаемости, исходя из возможностей его аэродинамического маневра.
Теоретически при наличии постоянного целеуказания со спутников типа УС для маневрирующего в атмосфере боевого блока типа БОР-4 можно поразить любую наземную (надводную) 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, т.е. двигаться со сверхзвуковой скоростью. Но, как уже сказано, для реализации такой теоретической возможности нужна связь с аппаратом именно в тот момент, когда она невозможна!
Радиосвязь восстанавливается после выхода из плазмы примерно на высоте 45 км, но оставшейся кинетической энергии аппарата уже может не хватить для ликвидации промаха по быстродвижущейся цели. Как быть? А что если попробовать вынести приемные антенны за плазменное облако?! Температура плазмы, как мы знаем, очень высока, но при этом фронт лобовой ударной волны расположен достаточно близко к поверхности аппарата, и его можно попробовать преодолеть механическим выносом активно охлаждаемых антенно-фидерных устройств за его пределы. Осталось проверить это предложение на практике, т.е. изготовить оборудование и испытать его в натурных условиях спуска в атмосфере. Именно такая задача и была поставлена перед космическим аппаратом БОР-6.

Справедливости ради отметим, что изложенное обоснование появления БОРа-6 является нашим предположением, хотя и логично объясняющим все аспекты программы. У авторов нет возможности сослаться на конкретный документ, поскольку вся техническая документация по всем без исключения БОРам недоступна. Однако только это предположение о причине появления программы БОР-6 (отработка постоянного и надежного канала связи для наведения боевых блоков) объясняет время ее появления и тот факт, что в качестве платформы был выбран именно БОР-4.

БОР-5

Конструктивно БОР-5 представлял собой «бесхвостку» с дельтавидным крылом с переменной стреловидностью по передней кромке. В основу силовой схемы был положена полумонококовая конструкция с тонкой обшивкой, подкрепленной стрингерами и шпангоутами. Наверху хвостовой части летательных аппаратов БОР-5 №501-504 были установлены макеты мотогондол вспомогательных воздушно-реактивных двигателей (ВРД), что соответствовало первоначальному варианту конструкции «Бурана». На аппарате №505 мотогондол уже не было, и он соответствовал летной схеме «Бурана».

Планер изделия предусматривал по-агрегатное членение и состоял из трех отсеков (№ 1, 2 и 3) корпуса, консолей крыла и вертикального оперения, балансировочного щитка и мотогондол. Отсеки фюзеляжа и крыло имели поперечный силовой набор (шпангоуты и нервюры). Шпангоуты изготавливались из поковок алюминиевого сплава АК-4 методом фрезерования, лонжероны крыла - из поковок самого распространенного в авиации алюминиевого сплава Д16Т. Поковки изготавливались на Тушинском машиностроительном заводе под руководством В. В. Волкова.
Изготовление шпангоутов и лонжеронов выполнялось на Долгопрудненском машиностроительном заводе (ДоМЗ, г. Долгопрудный Московской области). Представителем от НПО «Молния» при изготовлении агрегатов на ДоМЗ был А. Б. Грачев, от ЭМЗ работы курировал Е. Чесноков. При изготовлении поковок пришлось решать сложную технологическую проблему. Дело в том, что структура материала в больших поковках (для лонжеронов крыла - длиной до 2 м и толщиной до 0,5 м), как правило, неоднородна: сверху располагается более твердая поверхность при более мягкой сердцевине. Поэтому после изготовления готовые детали из таких поковок сильно коробились, изгибы достигали до 2 см. Для устранения остаточных изгибов приходилось делать рихтовку, иногда с подогревом, что часто приводило к поломке уже готовых шпангоутов - и весь трудоемкий процесс приходилось начинать сначала...
Обшивка фюзеляжа и крыла толщиной 2-3 мм была выполнена из Д16Т. Элевоны, вертикальное оперение, балансировочный щиток выполнялись из более прочного и теплостойкого титанового сплава ОТ4. Толщина теплозащиты выбиралась из условий недопустимости нагрева деталей конструкции из алюминия не выше 200 °С, а из титанового сплава - не более 400 °С. Конструктивно теплозащита представляла собой прессованные панели из материала ПКТ-П-ПП-ФЛ на первых моделях (№501-502) и МСП-1 на остальных (№ 503-505). Крепление панелей к каркасу осуществлялось болтами из вольфрамо-молибденового сплава ВМ-1 и ВМ-3 с гафний-кремнистым покрытием. Головки болтов выполнялись впотай с теплозащитным покрытием с заделкой гнезд термостойкой шпаклевкой БКБ.
Элементы сложной конфигурации (узлы навески элевонов, руля направления) выполнены из прессматериала РТП-200 с волокнистым наполнителем. Детали таких узлов изготавливались на ТМЗ, при этом технологический процесс изготовления - прессование под давлением и нагревом - осваивался 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.

Управление БОРом-5 вне атмосферы (как и для БОРа-4) осуществлялось газореактивными соплами, а в атмосфере - аэродинамическими рулевыми поверхностями (элевонами), которые впервые в нашей стране были применены на таких больших скоростях. Использовавшиеся на БОРе-5 аэродинамические рулевые поверхности - двухсекционные элевоны, балансировочный щиток и руль направления, превращавшийся при расщеплении двух своих створок в воздушный тормоз, полностью повторяли органы аэродинамического управления «Бурана». Управление аппаратом производилось программной бортовой автономной системой управления, использующей инерциальную систему навигации.

Теплозащита на БОР-5

Теплозащита на БОРе-5 принципиально отличалась от теплозащиты БОРа-4. Из-за того, что первый имел размеры в восемь раз меньшие, чем «Буран», для сохранения аэродинамического подобия с орбитальным кораблем (аэродинамического требования идентичности чисел Рейнольдса при соотношении базовых линейных размеров - длин фюзеляжа - 3,856 м для БОРа-52 и 30,85 м для «Бурана») пришлось снизить высоты полета модели на 15-20 км по сравнению с высотами полета «Бурана» при тех же скоростях.
В реальных условиях носовое покрытие и передние кромки крыла «Бурана» работали на пределе для композиционных материалов «углерод-углерод»: температуры в этих местах превышали 1200°С. 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 температуры повышаются.
Таким образом, законы подобия привели к значительному возрастанию внешних тепловых потоков и, как следствие, к необходимости использования вместо многоразовых теплозащитных материалов на основе кварцевых волокон одноразовой теплозащиты с предельными температурами до 2000 °С. Поэтому, с одной стороны, для БОРа-5 было принято решение ограничить полетное число Маха (до М= 15-18,5), другой - использовать для защиты большей части поверхности уносимое (абляционное) теплозащитное покрытие из материала МСП-К (рабочая температура до 1700-1800 °С) на основе кварцевого волокна и хром-алюминий-фосфатного связующего (минерального стеклопластика). Уже в ходе реализации программы, начиная с третьего аппарата, наиболее теплонагруженные элементы - носовой кок и передние кромки крыла решили выполнить из вольфрамо-молибденового сплава. Также на аппарате испытывалась радиопрозрачная теплозащита - стеклопластик с кремнеземным наполнителем.

Телеметрическая система изделия БОР-5

Телеметрическая система изделия БОР-5 записывала в запоминающее устройство и передавала на Землю информацию от нескольких блоков акселерометров, датчиков угловых скоростей, свободных гироскопов, датчиков давления, отклонения элевонов и руля направления и аппаратуры измерения шарнирных моментов на рулях. Она же собирала информацию от термопар, калориметрических и других температурных датчиков. Всего системой бортовых измерений на БОРе-5 измерялось 470 параметров.
Термопары на внутренней поверхности горячей конструкции, выполненной из молибденового сплава (как и передняя кромка крыла), крепились механическим способом. Для измерения температуры поверхности теплозащиты платина/платина-родиевые термопары устанавливались во внешнем покрытии из боросиликатного стекла толщиной 0,3 мм. В других местах термопары устанавливались по обычной технологии. Термокраски и термоиндикаторы плавления накладывались в основном в виде полосок на боковой и верхней поверхностях аппаратов.
Кристаллические индикаторы максимальных температур, не требовавшие электрических проводов или электроники и применявшиеся для измерения температур до 2000 С с точностью около 10... 15 С, устанавливались практически во всех местах теплозащиты и горячей конструкции на клеях различного типа в специальных контейнерах и самостоятельно. Эти индикаторы представляли собой кристаллы карбида кремния БЮ или технические алмазы с размерами 0,3-0,4 мм, предварительно обработанные потоком нейтронов в определенных условиях. В результате воздействия нейтронных пучков в образцах возникают искусственные дефекты кристаллической решетки, которые могут уменьшаться при последующем нагреве. На этом и основана методика измерения максимальной температуры: после полета структура кристаллов анализируется на рентгеновской аппаратуре и по степени уменьшения внутренних дефектов кристаллической решетки путем сравнения с тестовыми образцами определяется максимальная температура индикаторов в полете.

Полёты БОР-5 (№501, №502)

Из пяти запусков, произведенных в 1984-1988 гг., первые два были выполнены по программе летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) доработанной PH. Запускам предшествовали обширные наземные испытания, для которых на Тушинском машзаводе в марте 1983 г. был изготовлен первый аппарат с серийным номером 500. Сначала он использовался для макетно-конструкторских работ наТМЗ для организации производства последующих (летных) аппаратов, затем он был подвергнут статическим испытаниям на НПО «Молния», после чего на нем были отработаны транспортные операции на ЭМЗ имени В. М. Мясищева. В заключение «пятисотый» был переправлен на космодром Капустин Яр, где с ним выполнялись технологические операции (примерки) на стартовом комплексе. В середине 1983 г. стапель сборки БОРа-5, стапели сборки отсеков, крыла и оперения, а также весь задел уже изготовленных деталей был передан с ТМЗ на ЭМЗ. Эта передача изготовления БОРов-5 на другое производство (начиная со второго изделия) выполнялась в соответствии с приказом МАП за №49 от 02.02.1979 г.
Для осуществления сборки и монтажных работ по первому летному изделию БОР-5 (серийный номер 501) на ЭМЗ имени В. М. Мясищева была создана группа конструкторского сопровождения, куда входили О. У. Казыбаев, А. М. Разинков, А. Г. Горелов и др. Руководителем работ по теме БОР-5 был назначен А. Н. Ефремов. Для обеспечения работ на предприятии был разработан строгий график с жесткими сроками исполнения. В работах были задействованы службы главного технолога, главного инженера и основного производства завода. Работы выполнялись под руководством Н. Г. Творогова и директора завода И. М. Липкина. Для выполнения сборочно-монтажных работ была создана комплексная бригада численностью 25-30 человек, в состав которой входили слесари-сборщики, электромонтажники, пайщики, технологи, представители отдела технического контроля (ОТК) и военные (заказчик), а также конструкторы группы сопровождения. Учитывая очень сжатые сроки, секретность выполняемых работ и их важность, производство было организовано в две смены по 12 часов. Такая организация работ позволила выполнить своевременную сборку всех пяти летных 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 г. Задачами пуска изделия № 501 являлись: летно-конструкторские испытания доработанной ракеты-носителя К65М-РБ5; проверка функционирования бортовых систем БОРа-5; определение балансировочных характеристик, силовых аэродинамических коэффициентов и аэродинамического качества аппарата в автономном полете; оценка характеристик теплообмена поверхности аппарата. Но первый блин оказался комом: аппарат не отделился от ракеты-носигеля, поэтому из всех перечисленных задач пуска удалось выполнить только первые две, причем вторую даже не до конца.
Разделение БОРа-5 и ракеты не произошло из-за досадной ошибки, допущенной при сборке на полигоне: были перепутаны электрические контакты, из-за чего после выдачи ракетой-носителем команды на борт БОРа-5 в виде напряжения+27 вольт она воспринималась на борту как -27 вольт. В результате команда не прошла, пироболты, соединяющие БОР-5 с PH, не сработали, и аппарат продолжил совместный полет с ракетой по баллистической траектории. Ошибка была заложена в электрической схеме самого аппарата и при предстартовой отработке не обнаружилась, так как во время испытаний на полигоне команда на разделение проходила от наземного пульта, где полярность соответствовала электрической схеме БОРа-5, а не ракеты-носителя. Связка БОР-5 + РН вошла в плотные слои атмосферы в районе озера Балхаш и, как наблюдали на командном пункте полигона Сары-Шаган, рассыпалась 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 бортового 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, автономный полет и приземление на парашюте в районе полигона Сары-Шаган прошли успешно. На место приземления прибыли вертолеты с оборудованием для нейтрализации остатков окислителя и горючего двигателей газодинамической 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 осмотре были обнаружены большие прогары абляционной теплозащиты в наиболее термически нагруженных зонах - на передних кромках крыла и носовом обтекателе (коке). Материалы теплозащиты были из «уносимого» материала ПКТ-П, представлявшего собой слоистый пластик на основе кремнеземной ткани с пропиткой формальдегидным связующим (бакелитовый лак ЛБС-4). Аналогичная теплозащита была на спускаемых аппаратах «Восток» и «Восход». Такой теплозащитный материал при входе в плотные слои атмосферы горит, предотвращая проникновение тепла внутрь конструкции.
Однако из-за самого характера абляционной, т. е. уносимой теплозащиты в ходе полета меняется геометрия внешних обводов аппарата, что приводит к изменению исследуемых условий обтекания модели орбитального корабля и нарушению чистоты эксперимента. Поэтому на основе анализа полета БОРа-5 № 502 было принято решение перейти на последующих аппаратах на другую теплозащиту - носовой кок и фрагменты передней кромки крыла изготовить из молибдена, а в остальных местах использовать радиопрозрачный минеральный стеклопластик на основе кварцевой ткани с фосфатным связующим и корундовым наполнителем - МСП-1.
Панели теплозащиты как МСП-1, так и ПКТ изготавливал Сызранский завод пластмасс методом горячего формования в металлических прессформах. Теоретический контур панели после полимеризации не всегда выдерживался, поэтому при сборке изделия ее приходилось вручную дорабатывать по стыкам панелей. Зачастую панели поступали с опозданием, что сказывалось на сроках сборки изделий.

БОР-5 (№504) - носовой обтекатель и передние кромки крыла из вольфрамо-молибденового сплава ВМ-1

С учетом всех доработок в ноябре 1986 г. был собран аппарат №503. После необходимых испытаний и предстартовых операций он был запущен 27 декабря 1986 г. Задачи полета №503 были существенно расширены по сравнению с предыдущим и включали в себя: определение силовых аэродинамических характеристик боковой и продольной устойчивости и балансировки; определение эффективности и шарнирных моментов аэродинамических органов управления;

Полет и последующее приземление прошли нормально, однако и этому аппарату не повезло, причем неприятность произошла уже после завершения всех послеполетных операций на месте приземления, во время воздушной транспортировки на вертолете. Она осуществлялась на внешней подвеске в условиях сильного ветра и плохой видимости из-за снежной пыли. При снижении началась сильная раскачка подвески, и пилот вертолета отцепил БОР-5, когда до земли оставалось еще 10-15 метров. В результате падения с многометровой высоты аппарат получил сильные повреждения.

Детальный послеполетный анализ состояния теплозащиты показал, что внешнее покрытие не обгорело, однако на носовой части фюзеляжа и на передней кромке крыла, в тех местах, где «садится» сверхзвуковой скачок от носка, сильно оплавилось. Поэтому было принято решение на следующем аппарате (№504) изготовить носовой обтекатель (кок) и передние кромки крыла из вольфрамомолибденового сплава ВМ-1 с толщиной стенки до 12 мм, работающего в режиме аккумулирования тепла, со специальным противоокислительным гафний-кремниевым покрытием. Это конструктивное решение позволило в дальнейшем исключить повреждения поверхности и обеспечить сохранение начальных аэродинамических характеристик в течение всего полета. Заготовки из сплава ВМ-1 изготавливали в ВИАМе, затем они поставлялись на ЭМЗ имени В. М. Мясищева, где из них выфрезеровывались готовые детали.
Материал ВМ-1 был очень технологичен, обрабатывался хорошо, и работа с ним особых трудностей не вызывала. Иначе обстояло дело с нанесением противоокислительного покрытия. Для этого детали помещались в металлический контейнер с гафний-кремниевым порошком, который затем устанавливался в вакуумную печь и нагревался в условиях глубокого вакуума. Этот технологический процесс отрабатывался при непосредственном участии главного металлурга ЭМЗ В. И. Мишина, которому пришлось с ним изрядно повозиться.
В результате обжига в вакуумной печи на поверхности деталей образовывалась очень твердая, но хрупкая, как стекло, защитная пленка. Дальнейшее обращение с такими деталями в производстве должно было быть очень нежным, что не всегда удавалось обеспечить: возникали сколы пленки, что приводило к постоянным спорам со службами контроля качества и представителями заказчика. В результате детали допускались на дальнейшую 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 изготовлен, прошел наземную отработку и 27 августа 1987 г. был запущен. Задачи этого полета в целом соответствовали полету аппарата №503, но в этот раз была несколько расширена программа аэродинамических исследований. Она-то и преподнесла неприятный сюрприз: после того, как на этапе гиперзвукового планирования аппарату было искусственно придано возмущение (отклонение) по каналу курса, система управления с помощью аэродинамических органов сумела вернуть ЛА к начальным параметрам, но вращение по курсу (рысканью) после прохождения нейтрального положения не остановилось, а продолжилось! Система управления начала парировать вновь возникшее возмущение, аппарат исправно слушался рулей, но колебания по курсу остановить так и не удалось - возникли автоколебания, с которым система управления не справилась. Приземление аппарата прошло успешно, дальше пошли уже привычные процедуры послеполетного обслуживания, но результаты пуска заставили серьезно задуматься...

Для того чтобы обрисовать всю серьезность проблемы устойчивости и управляемости орбитального корабля в полном объеме, нужно сказать несколько слов об аэродинамике «Бурана». При 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 открытого космоса до земной поверхности, от больших гиперзвуковых скоростей до посадочных дозвуковых. При этом во время спуска в атмосфере из-за тепловых ограничений жестко заданы законы изменения углов атаки и скольжения.
В таких условиях невозможно создать нетрансформируемый летательный аппарат, который был бы оптимальным для каждого из перечисленных режимов - слишком уж они разные. Приходится идти на компромисс, выбирая аэродинамическую компоновку, одинаково удобную (или, если угодно, одинаково неудобную) для всех режимов полета. В результате получается компоновка, комплексно-рациональная для всех участков, но не оптимальная для каждого из них. Другими словами, на каждом из участков полета в аэродинамике корабля пришлось чем-то пожертвовать, чтобы он смог сносно летать и на других участках-режимах полета.

Проще говоря, на больших скоростях можно управлять по рысканью не только отклонением руля направления, но и отклонением элевонов, которые и должны парировать любые боковые возмущения. Но вот этого-то в полете БОРа-5 № 504 и не произошло: аппарат слушался рулей, но возмущение не исчезло, превратившись в автоколебательный процесс!
Стало очевидно, что эффективность аэродинамических поверхностей недостаточна даже на максимальных углах их отклонения. Это означало, что эффективность можно было повысить только за счет увеличения их площади, но... к тому времени аэродинамический облик «Бурана» (включая, естественно, 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 монтажносборочные работы на космодроме!

Более того, к этому моменту на Тушинском машиностроительном заводе уже готовился к отправке на Байконур второй летный корабль (изделие 1.02) и началось изготовление третьего (2.01)... Надеяться на дальнейшую «помощь» управляющих ЖРД тоже не представлялось возможным, и в этом была своя серьезная причина, несколько другая, но тоже связанная с недостаточной боковой управляемостью. Все дело в том, что при выбранном конструктивном решении совмещения руля направления и воздушного тормоза при раскрытии створок руля направления (при исполнении функций воздушного тормоза) и их динамическом нагружении могло произойти снижение динамических характеристик привода (тормозно го момента и быстродействия) указанного органа как руля направления.

Вот как об этом рассказывает в своих воспоминаниях Владимир Труфакин: «Эта проблема была доложена в августе 1986 г. главному конструктору Г. Е. Лозино-Лозинскому. В конце августа - начале сентября г. он собрал большое совещание с участием всех главных конструкторов бортовых систем (рулевые системы, гидрокомплекс, система управления...) и руководителей отраслевых институтов (ЦАГИ, ЛИИ) для рассмотрения проблемы возможной потери боковой устойчивости на участке полета ниже 20 км. Глеб Евгеньевич кратко описал имеющуюся проблему. Более тягостного и напряженного совещания у главного конструктора я не помню. Выступления всех присутствовавших сводились в основном к одному: мы все сделали по техническим заданиям НПО “Молния”, все уже изготовлено, отработано или находится в стадии отработки.

Следует отметить, что в указанный период уже велись летные испытания дозвукового самолета-аналога “Бурана” (БТС-0022), первый вылет которого состоялся в 1984 г. На совещании не было принято никакого решения, конструктивных предложений никто не предложил, ответчик был очевиден (даже не был оформлен протокол совещания). После этого совещания я зашел в кабинет Е. А. Самсонова и впервые увидел его в полной прострации, ходившего из угла в угол и повторявшего: “Владимир, что будем делать?! Что делать?!” Евгений Алексеевич понимал меру ответственности, свалившуюся на него и главного конструктора». Ситуацию спас Глеб Евгеньевич, проявивший характерные для него глубокое понимание проблемы и инженерную интуицию в выборе наиболее рациональных путей ее решения.

Буквально на следующий день после совещания он предпринял «ревизию» реактивной системы управления (РСУ) орбитального корабля по ее задачам, эффективности и условиям применения. Этому анализу подверглись все работы, касающиеся РСУ, по темам «Спираль» и «Буран». Особое внимание он обратил на работу 1974 года, выполненную ведущим специалистом ЛИИ Т. Д. Курносенковой по теме «Спираль» и касавшуюся оценки влияния РСУ на эффективность аэродинамического управления на всем участке атмосферного полета. Вновь были тщательно рассмотрены принципы, необходимость и особенности функционирования РСУ в канале рысканья «Бурана» до высоты 20 км. И уже 17 сентября 1986 г. на техническом совещании руководители НПО «Молния» и МОКБ «Марс» Г. Е. Лозино-Лозинский и А. С. Сыров приняли решение о срочном проведении поисковых работ по возможности предотвращения выхода привода руля направления на ограничения по нагрузке за счет расширения диапазона использования ЖРД реактивной системы управления в канале рысканья до высоты 4 км. После уточнения решили ограничить диапазон использования управляющих ЖРД до высоты 10 км. Расчеты показали, что расширение диапазона использования 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 гарантированного запасов.

На «Буране» эта доработка системы управления была узаконена совместным решением руководителей предприятий НПО «Энергия», НПО «Молния» и МОКБ «Марс» 1 июля 1987 г. Так была решена сложнейшая проблема боковой управляемости «Бурана», но, возвращаясь к выявившейся недостаточной путевой устойчивости по результатам полета БОРа-5 №504, было понятно, что вновь обращаться к «палочке-выручалочке» в виде ракетных двигателей РСУ нецелесообразно, да и ее возможности не безграничны. Достаточно сказать, что суммарная эффективность четырех управляющих двигателей РСУ тягой по 4 кН, имеющихся на каждой стороне «Бурана», эквивалентна 5-8° отклонения руля направления.

БОР-5 (№505) - сняты имитаторы мотогондол

... первые БОРы-5, как масштабные аэродинамические модели «Бурана», тоже имели имитаторы мотогондол в хвостовой части фюзеляжа. В дальнейшем, по техническим причинам, уже в процессе сборки первого летного корабля 1.01, названного «Бураном», от использования AJI-31 отказались. Но к моменту принятия решения об отказе от воздушно-реактивных двигателей аэродинамика корабля уже была не просто окончательно выбрана - она была «канонизирована». В целях унификации данных, обеспечения их точности и широкой автоматизации проектных исследований (в первую очередь для разработки системы управления и алгоритмов автоматической посадки), в результате многолетней работы был создан эталонный банк аэродинамических характеристик (ЭБАХ) орбитального корабля «Буран», хранящийся в электронном виде.

Снятие мотогондол с двигателями в такой ситуации означало изменение аэродинамики корабля и перечеркивало всю работу по созданию банка аэродинамических характеристик и всех проектно-конструкторских работ, выполненных на его основе. Поэтому было принято следующее решение: двигатели снять, но на этом месте вместо мотогондол сделать приборные контейнеры, которые своими внешними обводами полностью повторяли бы мотогондолы. И вот когда встал вопрос о недостаточной динамической путевой устойчивости «Бурана», которую можно было парировать увеличением эффективности 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 аэродинамических характеристик и всех вытекающих из этого последствий, возникала еще одна проблема.

Увеличение эффективной площади киля означало увеличение действующих на него нагрузок, а к этому времени его конструкция уже прошла все испытания и для первого корабля (и нескольких макетов, 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 прежние аэродинамические характеристики были вставлены в эталонный банк данных, на основании которых КБ Пилюгина-Лапыгина и МОКБ “Марс” создали систему управления “Бурана” и отработали все посадочные алгоритмы. На эти характеристики уже было проведено безумное количество испытаний и исследований.

Отвечая на наш вопрос о возможной 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 тогдашний директор института [ЦАГИ] Георгий Сергеевич Бюшгенс, который сказал нам: “Сделаете!” Именно “Сделаете!”, 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 аэродинамических характеристик, и там оказалось очень небольшое изменение. 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 аэродинамиками ЦАГИ принимать волевое решение пришлось и конструкторам - в итоге «Буран» был допущен к первому полету с некоторыми ограничениями по маневрированию.

С последующими кораблями, которым так и не довелось слетать в космос, было проще: они находились еще на стадии изготовления, и в конструкцию их килей были внесены необходимые доработки. Снять все накопившиеся вопросы по аэродинамике, динамике полета и утвержден итоговый отчет о полной готовности орбитального корабля «Буран» к выполнению автоматической посадки. И БОР-5 № 505 не обманул ожиданий конструкторов: полученные результаты подтвердили правильность принятых решений! Материалы летных испытаний БОРа-5 были использованы для заключения о готовности «Бурана» (изделия 1.01, другое обозначение 1К1) к запуску.

Конструктивно аппарат № 505 повторял своего предшественника (№504) с одним принципиальным отличием: на нем отсутствовали имитаторы мотогондол. 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» (состоящая из первых летных экземпляров корабля и ракеты) уже 12 дней находилась в монтажно-испытательном комплексе ракеты-носителя «Энергия» на площадке 112 Байконура, куда она была возвращена после полумесячного пребывания на стартовом комплексе. «Буран» ждал заключения о готовности к полету. Нужны были результаты полета именно последнего БОРа-5 (№505) ...
Общим результатом полетов БОРов-5 можно считать успешный автоматический 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 теоретическими расчетами?

Заканчивая рассказ о БОРах-5, нужно упомянуть об их полноразмерных макетах, сохранившихся и отреставрированных в ЛИИ имени М. М. Громова. Эти макеты предназначались для раз личных наземных испытаний и, естественно, никогда по программе полетов БОР-5 не запускались. Сейчас эти макеты ЛИИ регулярно выставляет в составе своей экспозиции на Московском авиа космическом салоне, при этом в сопроводительной информации на стендах деликатно умалчивается об их исключительно «наземном» предназначении.

БОР-6

Внешняя форма аппарата БОР-6 повторяла обводы БОРа-4, но при почти 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 «несущий корпус», можно с большой натяжкой сказать, что БОР-6 при длине 4766 мм был «уменьшенной копией ОС в масштабе 1:1,68».
Меньший удельный вес БОРа-6 объяснялся тем, что в отличие от БОРа-4, «шестой» не был полноценным космическим аппаратом. Программа его полета 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 орбиты. Например, на нем отсутствовала тормозная двигательная установка, но были сохранены газореактивная система управления и поворотные консоли крыла, которые обеспечивали самобалансировку аппарата на гиперзвуковых режимах. Несмотря на меньшие скорости входа в плотные слои атмосферы и, соответственно, меньшие тепловые потоки, аппарат был покрыт «традиционной» одноразовой уносимой (абляционной) теплоза щитой. Объяснение этому простое - такая теплозащита была проще и гораздо дешевле.
Главной «изюминкой» аппарата были два подвижных выносных устройства, установленных в носовой части аппарата и выдвигаемых в плазму при снижении. Каждое из этих устройств содержало пилон, который нес контейнеры с антеннами и диагностическое оборудование. Носовые части обоих выносных устройств принципиально различались по системам теплозащиты. В то время как носовая часть одного из устройств имела пассивную теплозащиту, на другом выносном устройстве носовая часть была выполнена из пористого вольфрама с молибденовым покрытием. Охлаждение происходило за счет выдавливаемого через поры водноспиртового раствора (расход 8,7 г/с), который, испаряясь, образовывал паровую подушку, предотвращавшую доступ плазмы к металлу антенны. Исследования показали, что для этих целей лучше было использовать дистиллированную воду. Но разработчики опасались, что в зимнее время вода может замерзнуть во время предстартовой подготовки на космодроме, и было решено добавить в нее спирт. В результате получился настоящий антифриз. Программа суборбитального полета БОРа-6 очень напоминала программу полетов первых БОРов-1, -2, -3 и выглядела следующим образом (см. рис.).
После запуска с космодрома Капустин Яр в сторону полигона Сары-Шаган БОР-6 выводится в верхние слои атмосферы Земли с помощью двухступенчатой PH класса «Космос-ЗМ». После отделения первой ракетной ступени система достигает высоты 193-198 км, затем разворачивается и под углом 7° к горизонту разгоняется оставшейся второй 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 выносные устройства поворачиваются в корневых шарнирных узлах, занимая рабочее положение. В результате ракетоплан принимает грозный «рогатый» вид, при этом антенны и оборудование за счет изогнутости выносных устройств оказываются далеко впереди ожидавшегося фронта головной ударной волны от корпуса аппарата.
Плазмообразование начинается на высоте 90 км, и к этому моменту БОР-6 уже самобалансируется в разреженном встречном воздушном потоке на требуемый угол атаки (а=50-55°) за счет выбранного угла установки подвижных консолей крыла. Во время эксперимента предполагалось также провести исследования в расширенном диапазоне углов атаки (а=30-60°) и скольжения ((3=-4...+6°), которые должны были быть достигнуть одновременным изменением угла раскладки консолей крыла (±10° от значения на режиме самобалансировки) и работой газодинамических двигателей ориентации. Находясь в локальных облаках плазмы (при скорости М= 19,6), антенны на выносных устройствах осуществляют радиосвязь с наземными станциями слежения, искусственными спутниками Земли, а также между двумя собственными выносными устройствами.
Радиосвязь ведется в широком диапазоне волн, свойственном практически любой радиокосмической системе. Основной объем экспериментальных данных планировалось получить в диапазоне скоростей М= 19,6-5,0. После выхода из плазмы (на высоте 45 км) и некоторого торможения в атмосфере вводится парашютная система, и аппарат совершает мягкую посадку в заданном районе, откуда его эвакуируют поисково-спасательные службы полигона.
Из всех экспериментов на борту аппарата осуществление связи между двумя выносными устройствами, каждое из которых окружено в полете собственной плазменной оболочкой, представляло для разработчиков особый интерес. Они надеялись, что послеполетный анализ позволит различить затухание, которое дает каждая оболочка, и определить, какой из этих двух носков является более эффективным. В результате они хотели реализовать такое качество радиолинии связи через плазму, при котором затухание радиоволн в плазме практически отсутствует, т. е. плазменный экран для радиоволн становится прозрачным. Это как раз то, что нужно для радиолиний в гиперзвуковом потоке воздуха.
Воздействие в полете тепловых потоков на выносные устройства огромно.
Достаточно сказать, что опытный вольфрамовый носок без теплозащиты разрушается в натурных условиях всего за несколько секунд. Именно поэтому после конструкторской отработки выносных устройств в НПО «Энергия» они прошли специальные испытания на теплостойкость. Эта работа выполнялась в ЦНИИмаше под руководством члена-корреспондента АН СССР Николая Аполлоновича Анфимова. В ходе испытаний выносные устройства помещались в рабочие камеры плазмотрона, мощность которого в непрерывном режиме достигала 40 МВт. Кадры кинограммы показывают, как носок выносного устройства противостоит обволакивающему его облаку плазмы.
Полный объем исследований и отработки всех систем БОРа-6 был закончен к августу 1990 года. К этому же времени на складах заводов уже хранились специализированные ракеты-носители, стояли изготовленные аппараты БОР-6, вся бортовая штатная и экспериментальная аппаратура. Уже было подготовлено технологическое заправочное оборудование и стартовый комплекс, оборудованы командноизмерительные пункты по трассе полета. Можно было переходить к летным экспериментам...
Но на стадии полной готовности работы были остановлены и все запуски аппаратов отменены. Впоследствии участники работ с горечью объясняли закрытие программы БОРа-6 тривиальной для смутных 1990-х годов причиной - полным прекращением финансирования.

БОР-6: запуск не понадобился

Все дело в том, что радиосвязь в зоне радиомолчания, возникающей из-за ионизации, зависит от концентрации электронов и частоты соударения ионов 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 - B.Л.] пороговая для прекращения радиосвязи концентрация электронов. Но оказалось, что концентрацию электронов можно напрямую померить на модели БОРа-4 и в наземных условиях, поместив ее (модель) в одну из гиперзвуковых импульсных аэродинамических труб.
Способ был прост: мы знали, что основная концентрация электронов нарабатывается вблизи так называемой передней критической точки. После нее химические реакции быстро замораживаются в районе звуковой линии, и дальше все идет конвективным путем. А это означало, что нужно было только в форкамеру аэродинамической трубы добавить кое-какие примеси, чтобы подобрать нужную концентрацию электронов в передней критической точке. Это несложно, так как там все равновесно. И затем можно уверенно мерить концентрацию электронов вдоль всей поверхности модели с помощью зонда.
В результате оказалось, что результаты трубных измерений очень хорошо согласуются с данными, полученными в полетах БОРов-4. Поэтому все эти сложные изобретательские вещи (БОР-6) просто не понадобились. Вообще 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 местоположения антенн не на «Буране», а именно на БОРе-4 - это подтверждает наше предположение об истинных целях программы БОРа-6.

Административно-бюрократические препятствия развитию «Спирали»

К сожалению, тема «Спираль» с момента своего возникновения всегда имела больше противников, чем сторонников: интересы слишком многих она затрагивала, смело вторгаясь на чужую территорию. Как ни парадоксально, не принадлежал к числу сторонников «Спирали» и министр авиационной промышленности Петр Васильевич Дементьев. Все дело в том, что он вообще не благоволил «к космосу», точнее, был очень сильно на него обижен. Чтобы понять причины такой позиции министра, необходимо вернуться на 5-10 лет назад от описываемых событий. Мы помним, что в 1946 г. авиапром открестился от баллистических ракет, сосредоточившись на перспективах реактивной авиации. Когда Дементьев в 1953 г. занял пост министра авиации, ему ничего не оставалось, как принять сложившийся статус-кво.
Вот как охарактеризовал личность П. В. Дементьева 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 министром был Алексей Иванович Шахурин, а Дементьев - его первым замом. Сталин был просто покорен тем, как он называл цифры по каждому заводу - что, чего, где и как происходит, и Дмитрий Федорович Устинов это приметил и потом его продвинул». Но ракетчики постепенно набирали силу, и, что было самое неприятное для авиаторов, - ракетчикам потребовались производственные мощности. К этому моменту в стране существовали очень большие производственные мощности, использовавшиеся для создания артиллерийских орудий, танков, 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 объяснялся двумя причинами. Во-первых, производство самолетов было достаточно близко к производству первых ракет, причем технологический уровень в авиастроении (включая кадровый состав) и культура производства были очень высокими.
Во-вторых, перепрофилировать действующий авиационный завод на сборку ракет было гораздо проще и дешевле, чем организовывать новое производство фактически на пустом месте на бывшем артиллерийском, танковом или судостроительном заводе. Поэтому производство первых ракет стали разворачивать именно на авиационных заводах, постепенно забирая их мощности. Так в послевоенные годы наметилось разногласие между ракетчиками и авиационной промышленностью, которое затем стало перерастать в скрытый конфликт.
Постепенно ракеты становились все сложнее, возникала ракетная кооперация, в которую рекрутировались уже не только авиационные заводы и исследовательские институты, но и организации из смежных отраслей промышленности. В итоге к середине 1960-х годов сложилась ситуация, когда часть авиационных заводов, все еще оставаясь в составе Минавиапрома, выпускала уже ракетно-космическую продукцию. Такая ситуация устраивала Минавиапром, распределявший все ресурсы отрасли, но совершенно не устраивала ракетчиков, окрепших и набравших политический вес после первых триумфальных 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 ракетной продукции. Для Министерства авиационной промышленности это был второй крупный удар, сокративший его финансовые ресурсы и материально-производственную базу. Вот как об этом вспоминал Олег Дмитриевич Бакланов, бывший министр общего машиностроения, секретарь 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 Штатов. Это была колоссальная победа. А ракетчики, будучи сопряжены с авиацией, с ней же и конкурировали. Тем более что для производства ракетных комплексов по своему уровню, по своему потенциалу больше всего подходили именно авиационные заводы. Поэтому именно на их базе было создано Министерство общего машиностроения.
Когда Сталин ставил вопрос: “Кто возьмется за ракеты?”, - то самолетчики сначала поразмышляли, а потом отказались из опасения потерять достигнутый уровень самолетостроения. Они не взялись за эту работу. Взялся за эту работу Дмитрий Федорович Устинов, он тогда был в ранге министра и занимался боеприпасами. Он вырвал это направление вместе с заводами». Так была упущена возможность создать единую авиакосмическую отрасль в нашей стране, так окончательно административно размежевались отечественные авиация и космонавтика. Их дороги в будущем сойдутся только один раз, на время создания многоразовой космической системы «Энергия-Буран» (1976-1992 гг.), но организация межведомственной кооперации и управление при этом станут сложнейшей самостоятельной задачей.
Попутно заметим, что в США единый аэрокосмический комплекс существует с самого начала практической космонавтики, благодаря чему при общей координации работ и централизованном распределении ресурсов существует постоянный обмен идеями, технологиями и достижениями.

В такой ситуации глава Минавиапрома Петр Дементьев, которому не хватило политического веса отстоять свои заводы от передачи их в новое министерство, занял жесткую позицию: «Я готов заниматься космосом только в случае возвращения мне всех отнятых авиазаводов!» Соответственно, начало полномасштабных работ по «Спирали» Дементьев тоже увязывал с возвратом заводов, обосновывая это условие нехват кой оставшихся производственных мощностей.
Итак, работы по «Спирали» набирали обороты, но фактически тема «Спираль» держалась только на личном авторитете Артема Микояна (и это притом, что в заместителях у него работал сын министра, Геннадий Дементьев). Сроки постройки самолетов-аналогов ЭПОСа и изделий экспериментальной серии начали сдвигаться «вправо»...

Заместитель министра авиационной промышленности СССР Алексей Васильевич Минаев и «Спираль»

Минаев занимался всеми темами, и он полностью отдавался работе. Он, конечно, был ярчайший лидер. Будучи всего лишь третьим заместителем министра, он тем не менее курировал все КБ, испытания, отрабатывал всю перспективную тематику. Своей деятельностью Минаев настолько завоевал себе 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 интенсивность работ по ЭПОСу сразу и ощутимо пошла на спад.
По свидетельству В. Е. Меницкого, буквально через 3-4 месяца некоторые направления испытаний стали закрываться в плановом порядке, исчезая из программы работ. С этого момента у ЭПОСа фактически не осталось сторонников (министру МАП Дементьеву проект сам по себе, без заинтересованного в нем энергичного 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 Минобщемаш со стороны промышленности и ГУКОС от военных, стремившиеся любой ценой не пустить авиаторов (промышленность в лице МАПа и ВВС в качестве военных) в космос, бережно оберегая свой кусок бюджетного пирога. ГУКОС доказывал ненужность «Спирали» и совместно с Минобщемашем постепенно начинал инициировать работы по созданию альтернативы американской системе Space Shuttle - многоразовой системы «Буран». В этой ситуации для МОМа и ГУКОСа было очень важно раз и навсегда убрать с «космического поля» всех конкурентов.

Негативное отношение Сергея Павловича Королёва к «Спирали»

... кроме отрицательной позиции военных в лице министра обороны и нежелания заниматься космической тематикой со стороны министра авиационной промышленности оставались еще и открытые враги «Спирали» в лице прямых конкурентов - ракетчиков, консолидированных в Министерство общего машиностроения. Уж они-то точно не собирались ни с кем делить «свой» космос... Причем если М. К. Янгель и В. Н. Челомей, работавшие на военный космос, при своей неприязни к «Спирали» все-таки занимали более-менее конструктивную позицию, то Сергей Королёв, занимавшийся преимущественно пилотируемыми программами, с самого начала был ярым противником проекта ОКБ Микояна.
По словам очевидцев, 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!”
Сергей Павлович Королёв встретил программу без особого энтузиазма: он видел в ней угрозу своим разработкам. Полное доминирование в ракетно-космической отрасли королёвских программ с приходом “Спирали” могло быть скорректировано, в том числе и с точки зрения перераспределения сил, средств и внимания руководителей государства. Уже сама возможность такого поворота событий вызвала сопротивление 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 изделий нулевой серии объекта “50”». Этот график наглядно свидетельствует о снижении темпов и объема программы «Спираль».

Эта фраза вызывает некоторые сомнения. Аванпроект по «Спирали» был подписан 29 июня 1966 г., а Сергей Павлович Королёв умер 14 января 1966 г. Могли состояться такой разговор Королёва с Титовым до этого? Трудно сказать. Однако, поскольку цитата растиражирована, реплика, видимо, имела место быть, но относилась к каким-то другим вещам. Опять же - работы по «Спирали» велись как минимум за год до подписания аванпроекта, и в самом проекте уже есть вариант вывода на «семерке» - мимо Королёва это никак бы не прошло. Возможно, Королёв «чужим микояновцам» говорил одно, а «своему Титову» - то, что думал.

ЭПОС «105.11» - аналог орбитального самолёта

Следует обратить внимание на принципиальную разницу между боевым самолетом «Спираль», создававшимся авиационными конструкторами, и всеми военными проектами пилотируемых космических кораблей, разрабатывавшимися в ОКБ-1 (и его филиалами) проектантами-ракетчиками на основе космических 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 («Восток», «Восход», «Союз» и нереализованные проекты на их основе) экстренного способа спасения летчика-космонавта, отличного от штатного (разделение отсеков и спуск в спускаемом аппарате), предусмотрено не было. Поэтому любой критичный отказ бортовых систем корабля на орбите, делающий невозможным выполнение штатных операций (неполадки в системе управления, приводящие к невозможности построения ориентации для выдачи тормозного импульса, отказы в двигателях, сбои в процессе разделения отсеков и т. д.), приводит к серьезным 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, свидетельствующий о том, что конструкторы не просто не исключали, а изначально проектировали ОС для активных боевых действий на орбите, включая и прямые дуэльные ситуации, возникающие, например, во время воздушного (в нашем случае - космического) боя.
Капсула со всеми средствами спасения и жизнеобеспечения летчика была разработана ОКБ-918 (ныне АО «НПП Звезда» в г. Томилино) по техническому заданию ОКБ-155. Процесс катапультирования осуществляется в направлении «вперед-вверх», что позволяло спасать пилота не только во время полета на ГСР, но и на участке выведения с помощью PH «Союз». Для этого на ракете применен специально спрофилированный головной обтекатель с открытым проемом для выхода капсулы.

Необходимо отметить, что, с точки зрения производства, «105.11» был для своего времени совершенно передовым изделием. При изготовлении практически каждого агрегата планера пришлось осваивать новые технологии и приемы обработки сталей и титановых сплавов. Компоновка летного экземпляра «105.11» соответствовала выбранной схеме ОС: это был одноместный летательный аппарат по схеме «несущий корпус». Поэтому, осваивая производство самолетов-аналогов, технологи тем самым готовились к постройке и штатных образов ОС.
Технологически ЭПОС состоял из следующих сборочных агрегатов: головной части фюзеляжа (ГЧФ) с цельносварной кабиной летчика; стержневой фермы - основной силовой части планера; теплозащитного экрана - съемного агрегата, предохраняющего конструкцию от теплового воздействия при спуске в атмосфере и одновременно являющегося основной несущей поверхностью самолета; панелей фюзеляжа, создающих форму и аэродинамические обводы изделия; четырехстоечного лыжного шасси; крыла с элевонами; киля с рулем направления; щитков и нижних интерцепторов - балансировочных органов управления; турбореактивного двигателя 36-35К.
ЭПОС предназначался для дозвуковых полетов и не должен был подвергаться интенсивному нагреву. Поэтому при почти полном внешнем конструктивном сходстве с орбитальным самолетом при его изготовлении обошлись без «экзотики»: все использованные материалы были хорошо освоены авиационной промышленностью.

В соответствии с проектом, ОС был оборудован четырехстоечным лыжным шасси тарелочного типа. Однако для обеспечения взлета на аналоге «105.11» передние стойки ОС с металлическими тарелками были заменены стойками с жестко фиксированными (не поворотными и не управляемыми) вдоль плоскости симметрии колесами. Допускалось только их дифференцированное торможение. Такой комплект шасси был изготовлен на Горьковском авиационном заводе. Образно такую схему можно представить в виде автомобиля, где передние колеса неуправляемые (но с возможностью их раздельного торможения) и строго фиксированы вдоль оси автомобиля, а вместо задних колес - лыжи.
Математическое моделирование такой схемы шасси выявило, что в определенном диапазоне скоростей на разбеге и пробеге движение аналога является неустойчивым и это может привести к опрокидыванию аппарата. Указанное обстоятельство было связано с большим выносом передних стоек шасси относительно центра масс и большой нагрузкой на них. Устранить эту неустойчивость можно было двумя способами: первый - увеличить контакт задних лыж с поверхностью земли путем установки на их нижней поверхности специальных ножей, лемехов и т.п.; и второй - сделать колеса передних стоек свободно-ориентируемыми в путевом движении.
Первый вариант после несложных расчетов отпал, так как значительно увеличивалось сопротивление движению аналога и тяги двигателя становилось недостаточно для разбега и взлета. Оставался второй путь: менять кон струкцию уже готовых передних стоек шасси. В итоге во второй половине ноября 1975 г. передние стойки стали самоориентирующимися и не убирающимися в полете, так как ниши для убранного положения передних стоек были выполнены только для лыжного шасси. Однако уже перед установкой доработанных передних стоек испытателям все-таки пришлось изменить конструкцию задних лыж и сделать их трехплужными.
Углубленные исследования динамики посадки показали, что введение самоориентирующихся передних стоек решало проблему обеспечения устойчивости только при разбеге и пробеге, но не обеспечивало устойчивость движения самолета в момент касания при посадке. Дело в том, что выбранная схема четырехстоечного шасси сделала возможной посадку только одним способом - методом переваливания, когда самолет касается земли сначала задними стойками, и затем, по мере торможения и опускания носа («переваливания») - передними. В момент движения только на задних стойках, в условиях затенения киля фюзеляжем, самолет становился неустойчив.

В ноябре 1978 г. на Тушинском машиностроительном заводе на самолете-аналоге начался капитальный ремонт. Так как большинство сотрудников ОКБ имени Микояна и его Дубненского филиала, занимавшихся ЭПОСом, к этому времени уже перешли на работу в НПО «Молния», то все ремонтновосстановительные работы выполнялись 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 прототипа орбитального самолета перспективной авиационно-космической системы (шифр 9А-10485), работы над которой в обстановке глубокой секретности (в том числе и от МОМа) НПО "УТПППгГАГ"

ЭПОС «105.12»

После передачи всей конструкторской документации на ТМЗ началась подготовка производства и постройка последующих самолетов-аналогов экспериментальной серии. В период после 1976 г. на ТМЗ в дополнение к дубненскому дозвуковому аналогу «105.11» был также построен аналог орбитального самолета для испытаний на сверхзвуковой скорости «105.12» (серийный №7510511201) и началась сборка гиперзвукового аналога «105.13» (серийный №7510511301).
Изготовление всех аналогов ЭПОСа было максимально унифицировано: основные конструкторские решения по всем комплектациям аналогов орбитального самолета были выполнены в единой сквозной схеме, благодаря которой трудоемкость в производстве при переходе от дозвукового варианта к гиперзвуковому возрастала очень незначительно, да и то потому, что по мере усложнения решаемых задач на борт должно было устанавливаться дополнительное и более совершенное оборудование. В будущем это также позволяло сократить время на подготовку производства самих орбитальных самолетов.
Сверхзвуковой аналог«105.12» также был оборудован поворотными консолями крыла, способными изменять поперечный угол установки консолей V в диапазоне от +45 до - 5° (\|/=95° вниз от вертикали1). Вместо первоначально предполагавшихся двух ЖРД 5Д21М разработки ОКБ-117, которые достать не удалось2, на «105.12» были установлены два ЖРД от первых ступеней зенитных ракет 5Я24, которые производились на ТМЗ и стояли на вооружении ПВО Московского военного округа. При этом появилась возможность немного изменить направление вектора тяги для лучшей динамики разгона.
Использование серийных двигателей также позволяло отказаться от проведения большого объема стендовых испытаний. Но одна проблема все же оставалась - необходимо было отработать топливную систему, которую по устоявшейся в авиации традиции спроектировали 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 токсичных компонентах топлива.

Так как двигатели от зенитных ракет были меньшего размера (по сравнению с изначально планировавшимися 5Д21М), то для их размещения хватало места без переделки фюзеляжа ЭПОСа. Поэтому было принято решение собирать самолет-аналог «105.12» по документации изделия «105.11», при этом кабина тоже повторяла кабину первой летной машины и была без отделяемой капсулы летчика. Бортовое оборудование также было в основном аналогичным оборудованию «105.11», что исключало необходимость написания новых ТЗ и дополнительные испытания. Все работы выполнялись под общим руководством НПО «Молния», но при этом всем занимался Юрий Дмитриевич Блохин, а Лозино-Лозинский осуществлял только общее руководство.

Сверхзвуковой аналог «105.12» достиг высокой степени готовности - собрали каркас (кроме теплозащитного экрана), начали устанавливать системы, осталось осуществить доработки (на нем, как и на «105.11», наблюдались «хлопуны» верхних панелей обшивки), но... на завод стали поступать первые чертежи «Бурана». И на одном из производственных совещаний было сказано: Все, «Спираль» закончилась, начинаем делать «Буран»! ...Уникальная машина «105.12» стояла никому не нужной в 45-м цехе ТМЗ до конца 1970-х годов...
Теплозащитный экран на ней так и не установили - своеобразная тренировка ТМЗ перед «Бураном» закончилась. Одно время на ней пытались проводить ресурсные испытания, но с окончательным прекращением полетов «105.11» ее, как у нас водится, попросту растащили по частям... У гиперзвукового аналога «105.13»2 (серийный №7510511301) был изготовлен только фюзеляж, который принимал участие в испытаниях ТЗЭ в термобарокамере. Теплопрочностные испытания аналога «105.13» проводились на специальном стенде КТПИ в ЦАГИ.

Роль Михаила Петровича Симонова в закрытии программы «Спираль»

Придя на место Минаева и будучи представителем суховского КБ, Михаил Петрович Симонов стал проводить политику, отличавшуюся особой агрессивностью, целеустремленностью и напористостью, которая была направлена в основном на поднятие собственной фирмы и уничтожение конкурентов. При этом главную цель конкурентной борьбы Симонов видел не в соревновании технических достижений - главным для него было уничтожить конкурента. Он приложил немало усилий к тому, чтобы похоронить тематику [“Спирали”]. 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 моторности 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 фирмы. А при успешной реализации программы повысится и ее авторитет. Поэтому на всех уровнях он начал доказывать неактуальность темы. К нему подключились другие сотрудники министерства, которые стали доказывать Дементьеву бесперспективность продолжения работ: “Петр Васильевич, зачем тратить средства на эту тематику, которая нам добра не приносит, нас только ругают!” Эти слова падали на благодатную почву: после смерти Минаева министр потерял к теме всякий интерес. А с учетом того, что у Симонова было достаточно много единомышленников в ракетно-космической отрасли, не выражавших открыто своего негативного отношения, но административными и иными ухищрениями тормозивших “Спираль”, он добился главного: тихого закрытия программы. Этому способствовала и политика руководителей Министерства обороны, Главкомата 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 колоссальный ущерб обороноспособности страны и всему нашему космическому хозяйству». После смерти А. А. Гречко пост министра обороны СССР в апреле 1976 г. занял Д. Ф. Устинов. Его мнение о перспективах развития боевых космических систем оставалось прежним: по его инициативе в СССР уже разворачивались поисковые работы по советской МКС «Энергия-Буран» - адекватному ответу американской системе Space Shuttle. Жизнь ЭПОСа как продолжения программы «Спираль» окончательно подходила к финалу.

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.

Финал ЭПОСа

Испытательные полеты полностью подтвердили соответствие реальных и заданных (на основе продувок) летно-технических и посадочных характеристик, а также эффективность выбранных органов управления в указанном диапазоне режимов полета. В заключении по результатам испытаний было отмечено, что «самолет имеет соответствующие , удовлетворительные характеристики устойчивости и уп равляемости, несложен в управлении. В процессе летных испытаний проверена безопасность отделения от носителя, отработаны бортовые системы и оборудование. Максимальные нагрузки, действующие на стойки шасси при посадке на грунтовую ВПП, не превышают 70% от эксплуатационных на задних стойках и 54% на передних». Однако в заключении по результатам испытаний отсутствовал ответ на главный вопрос - какие задачи ставились перед ЭПОСом и что качественно удалось (или не удалось) получить? С этой точки зрения итоги двух этапов испытаний самолета «105.11» вряд ли можно назвать успешными...
Во-первых, ЭПОС создавался в рамках темы «Спираль», поэтому результаты его испытаний нужно оценивать в свете возможностей дельнейшей реализации программы.
Во-вторых, полеты ЭПОСа проводились параллельно с началом разработки многоразового орбитального корабля «Буран», и логичным шагом выглядела бы экспериментальная отработка вопросов, связанных с проектированием нового корабля.
Оба подхода в конечном итоге укладывались в одну общую задачу, которую решал Г. Е. Лозино-Лозинский - создание космической авиации. С этой позиции летные испытания ЭПОСа - скорее упущенные возможности, нежели успех...

БОР-6

Внешняя форма аппарата БОР-6 повторяла обводы БОРа-4, но при почти 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 «несущий корпус», можно с большой натяжкой сказать, что БОР-6 при длине 4766 мм был «уменьшенной копией ОС в масштабе 1:1,68». Меньший удельный вес БОРа-6 объяснялся тем, что в отличие от БОРа-4, «шестой» не был полноценным космическим аппаратом. Программа его полета 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 орбиты.
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» одноразовой уносимой (абляционной) теплоза щитой. Объяснение этому простое - такая теплозащита была проще и гораздо дешевле.
Главной «изюминкой» аппарата были два подвижных выносных устройства, установленных в носовой части аппарата и выдвигаемых в плазму при снижении. Каждое из этих устройств содержало пилон, который нес контейнеры с антеннами и диагностическое оборудование. Носовые части обоих выносных устройств принципиально различались по системам теплозащиты. В то время как носовая часть одного из устройств имела пассивную теплозащиту, на другом выносном устройстве носовая часть была выполнена из пористого вольфрама с молибденовым покрытием2. Охлаждение происходило за счет выдавливаемого через поры водноспиртового раствора (расход 8,7 г/с), который, испаряясь, образовывал паровую подушку, предотвращавшую доступ плазмы к металлу антенны. Исследования показали, что для этих целей лучше было использовать дистиллированную воду. Но разработчики опасались, что в зимнее время вода может замерзнуть во время предстартовой подготовки на космодроме, и было решено добавить в нее спирт. В результате получился настоящий антифриз.

Программа суборбитального полета БОРа-6 очень напоминала программу полетов первых БОРов-1, -2, -3 и выглядела следующим образом (см. рис.). После запуска с космодрома Капустин Яр в сторону полигона Сары-Шаган БОР-6 выводится в верхние слои атмосферы Земли с помощью двухступенчатой PH класса «Космос-ЗМ». После отделения первой ракетной ступени система достигает высоты 193-198 км, затем разворачивается и под углом 7° к горизонту разгоняется оставшейся второй 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 выносные устройства поворачиваются в корневых шарнирных узлах, занимая рабочее положение. В результате ракетоплан принимает грозный «рогатый» вид, при этом антенны и оборудование за счет изогнутости выносных устройств оказываются далеко впереди ожидавшегося фронта головной ударной волны от корпуса аппарата. Плазмообразование начинается на высоте 90 км, и к этому моменту БОР-6 уже самобалансируется в разреженном встречном воздушном потоке на требуемый угол атаки (а=50-55°) за счет выбранного угла установки подвижных консолей крыла.
Во время эксперимента предполагалось также провести исследования в расширенном диапазоне углов атаки (а=30-60°) и скольжения ((3=-4...+6°), которые должны были быть достигнуть одновременным изменением угла раскладки консолей крыла (±10° от значения на режиме самобалансировки) и работой газодинамических двигателей ориентации. Находясь в локальных облаках плазмы (при скорости М= 19,6), антенны на выносных устройствах осуществляют радиосвязь с наземными станциями слежения, искусственными спутниками Земли, а также между двумя собственными выносными устройствами. Радиосвязь ведется в широком диапазоне волн, свойственном практически любой радиокосмической системе.
Основной объем экспериментальных данных планировалось получить в диапазоне скоростей М= 19,6-5,0. После выхода из плазмы (на высоте 45 км) и некоторого торможения в атмосфере вводится парашютная система, и аппарат совершает мягкую посадку в заданном районе, откуда его эвакуируют поисково-спасательные службы полигона. Из всех экспериментов на борту аппарата осуществление связи между двумя выносными устройствами, каждое из которых окружено в полете собственной плазменной оболочкой, представляло для разработчиков особый интерес. Они надеялись, что послеполетный анализ позволит различить затухание, которое дает каждая оболочка, и определить, какой из этих двух носков является более эффективным. В результате они хотели реализовать такое качество радиолинии связи через плазму, при котором затухание радиоволн в плазме практически отсутствует, т. е. плазменный экран для радиоволн становится прозрачным. Это как раз то, что нужно для радиолиний в гиперзвуковом потоке воздуха.
Воздействие в полете тепловых потоков на выносные устройства огромно. Достаточно сказать, что опытный вольфрамовый носок без теплозащиты разрушается в натурных условиях всего за несколько секунд. Именно поэтому после конструкторской отработки выносных устройств в НПО «Энергия» они прошли специальные испытания на теплостойкость. Эта работа выполнялась в ЦНИИмаше под руководством члена-корреспондента АН СССР Николая Аполлоновича Анфимова.
В ходе испытаний выносные устройства помещались в рабочие камеры плазмотрона, мощность которого в непрерывном режиме достигала 40 МВт. Кадры кинограммы показывают, как носок выносного устройства противостоит обволакивающему его облаку плазмы. Полный объем исследований и отработки всех систем БОРа-6 был закончен к августу 1990 года. К этому же времени на складах заводов уже хранились специализированные ракеты- носители, стояли изготовленные аппараты БОР-6, вся бортовая штатная и экспериментальная аппаратура. Уже было подготовлено технологическое заправочное оборудование и стартовый комплекс, оборудованы командноизмерительные пункты по трассе полета. Можно было переходить к летным экспериментам... Но на стадии полной готовности работы были остановлены и все запуски аппаратов отменены.
Впоследствии участники работ с горечью объясняли закрытие программы БОРа-6 тривиальной для смутных 1990-х годов при чиной - полным прекращением финансирования. На это, в частности, указывали в своих интервью Юрий Ходатаев и Игорь Волк во время съемок научно-популярного фильма киностудией «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 Нейланд: «БОР-6 - это был аппарат, внешне напоминавший жука, на котором мы хотели посмотреть, можно ли сделать так, чтобы антенны не сгорели в полете и чтобы через них осуществлялась радиосвязь на всех этапах. Но на самом деле он оказался мертворожденным и не понадобился, потому что мы нашли способ обойтись без него.

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 ионов 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 - B.Л.] пороговая для прекращения радиосвязи концентрация электронов. Но оказалось, что концентрацию электронов можно напрямую померить на модели БОРа-4 и в наземных условиях, поместив ее (модель) в одну из гиперзвуковых импульсных аэродинамических труб.
Способ был прост: мы знали, что основная концентрация электронов нарабатывается вблизи так называемой передней критической точки. После нее химические реакции быстро замораживаются в районе звуковой линии, и дальше все идет конвективным путем. А это означало, что нужно было только в форкамеру аэродинамической трубы добавить кое-какие примеси, чтобы подобрать нужную концентрацию электронов в передней критической точке. Это несложно, так как там все равновесно. И затем можно уверенно мерить концентрацию электронов вдоль всей поверхности модели с помощью зонда.
В результате оказалось, что результаты трубных измерений очень хорошо согласуются с данными, полученными в полетах БОРов-4. Поэтому все эти сложные изобретательские вещи (БОР-6) просто не понадобились. Вообще 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 местоположения антенн не на «Буране», а именно на БОРе-4 - это подтверждает наше предположение об истинных целях программы БОРа-6.
БОР-6 являлся экспериментальным аппаратом, и по расположению на нем выносных устройств нельзя уверенно судить о месте установки штатных антенн 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 нижней поверхности в хвостовой части аппарата (рядом с донным срезом) и две по бокам в носовой части аппарата.

Интересный факт: на американских кораблях системы Space Shuttle с 1983 г. связь с Землей поддерживается на всех участках полета. Для плазменного участка спуска используется антенна S-диапазона, которая стоит в верхней части фюзеляжа ...
Плазменная оболочка при спуске вокруг такого большого крылатого аппарата, как орбитальная ступень шаттла, имеет различную плотность. Наиболее плотная она на днище, носках крыла и киля, наименее плотная - в верхней части фюзеляжа. Здесь радиоволны ее пробивают. Канал связи «шаттл - космос - Земля» конечно, не такой высокоскоростной, как при орбитальном полете, и с помехами, но телеметрию и даже голосовые сообщения с экипажем вполне обеспечивает. Отсюда можно сделать еще один вывод: если взялись за эту проблему столь серьезно, значит, задачами связи для «Бурана» тема не ограничивалась!

БОР-6: отработка системы радиосвязи через плазму для орбитального корабля «Буран»

Анализ всех аспектов, связанных с «нырком шаттла», не является темой нашего повествования, но отметим одну интересную и очень важную деталь. По свидетельству Бориса Ивановича Сотникова, руководившего проектантами «Бурана» в НПО «Энергия», в техническом задании на наш многоразовый космический корабль заказчик (Министерство обороны) записал требование «обеспечить возможность «нырка» в атмосферу до высоты 80 км для решения специальных военных задач». Что и было выполнено конструкторами. А это означало уже не простое снижение в атмосфере перед посадкой, и не 20-минутное радиомолчание, а гораздо более длительное и энергичное маневрирование на гиперзвуковых скоростях в облаке плазмы, сопровождающееся к тому же выполнением реальной боевой задачи.
...
В частности, Борис Иванович в интервью В. П. Лукашевичу в мае 2007 г. сказал: «Возможность “нырка” “Бурана” на 80 км была нами обеспечена. Все было просчитано. Показано (на бумаге, естественно), что все это возможно, и это было принято заказчиком проекта. Мы даже стали разрабатывать (уже не в нашем подразделении, а в подразделении Виталия Ильина) технические средства, позволяющие что-то сбросить во время “нырка”. Появился вариант аппарата типа БОРа, который выбрасывался из отсека полезного груза и поражал заданную цель. Такой маленький боевой ракетоплан - по сути, крылатая бомба. После сброса она должна была входить без каких-либо маневров в крутое пикирование - задача была как можно быстрее долететь до цели». Да, вот тут уж без надежной радиосвязи совсем никак не обойтись!
Как бы то ни было, задача обеспечения радиосвязи при движении на гиперзвуке в верхних слоях атмосферы была поставлена, и НПО «Энергия», ответственное за создание многоцелевой космической системы «Буран», принялось за решение этой проблемы. В ходе работ с привлечением других организаций по этой теме сложилась целая межведомственная кооперация из предприятий нескольких министерств, в которую (при головной роли НПО «Энергия») вошли: от Минобщемаша - Центральный НИИ машиностроения (ЦНИИмаш) и НИИ тепловых процессов (НИИТП), от Минавиапрома - ЦАГИ и ЛИИ имени М. М. Громова. К работам также подключились ОКБ Московского энергетического института (ОКБ МЭИ) и Центральный научно-исследовательский институт черной металлургии (ЦНИИчермет). Внутри конструкторского бюро НПО «Энергия» работы возглавила радиофизическая лаборатория под руководством Юрия Ходатаева.
Работа началась с исследования всех известных методов воздействия на ударную плазму. Довольно быстро было установлено, что все существующие методы неэффективны: стало ясно, что нужен принципиально новый подход. И он был найден. Его смысл заключается не в борьбе с плазменной оболочкой самого аппарата, а в выносе специального 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 образования плазмы только на носке цилиндра, в зоне активного торможения газа.
Конструкторы рассуждали следующим образом: при большом радиусе затупления носка количество свободных электронов в плазме превышает критическое значения для данной частоты радиосигнала и радиоизлучение антенн не может преодолеть экранирующего действия плазменной оболочки. С уменьшением радиуса затупления уменьшается площадь плазмообразования, и концентрация свободных электронов падает. В результате плазменная оболочка перестает быть препятствием для радиоволн. На основе этого метода, получившего название метода локального обтекания, и была разработана система радиосвязи через плазму для орбитального корабля «Буран».
Для испытания новой системы радиосвязи и был создан экспериментальный аппарат БОР-6. Структура кооперации при создании комплекса БОР-6 в миниатюре повторяла «бурановскую»: НПО «Энергия» отвечало за проект в целом и разрабатывала целевую бортовую аппаратуру (системы связи и выносные устройства), а предприятия МАП во главе с ЛИИ и ЦАГИ разрабатывали сам ракетоплан.

Противоспутниковый комплекс МиГ-31Д

Советский Союз не мог безучастно смотреть на испытания системы АБАТ, и в 1985 году в ОКБ Микояна развернулись работы по аналогичной отечественной программе. К 1987 г. под новый состав вооружения было доработано два самолета МиГ-31. Первый самолет получил бортовой номер 071, второй - 072, а вся тема - обозначение МиГ-31Д. Каждому самолету предстояло нести одну большую 6-метровую ракету (разработки КБ «Вымпел») на центральном выдвигающемся подфюзеляжном пилоне, и вся система управления вооружением и бортовой пилотажнонавигационный комплекс были полностью переделаны под нее. Самолеты 071 и 072 как прототипы самолетов-носителей будущей противоспутниковой системы не имели радиолокационной станции, вместо которой для сохранения центровки в носовой части (перед пилотской кабиной) стоял 200-килограмовый весовой груз-эквивалент. Радиопрозрачный носовой обтекатель заменили на цельнометаллический, а ниши узлов снятых авиационных катапультных устройств (АКУ) для ракет Р-33 класса «воздух-воздух» зашили накладками. Для увеличения путевой устойчивости в полете при подвеске на внешнем 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-25П и планировались на Е-155Н. С ними МиГ-31Д стал немного похож на гиперзвуковой самолет-разгонщик «Спирали» с его килями на концах крыла.
Летные испытания МиГ-31Д начались в Жуковском на машине №071. В первом полете (17 января 1987 г.) самолет пилотировал экипаж в составе Авиарда Фастовца и штурмана-испытателя Леонида Попова. Спустя год был готов и второй опытный самолет (№072), впервые облетанный 28 апреля 1988 г. Анатолием Квочуром и Леонидом Поповым. Вот как вспоминал1 о первых полетах В. Е. Меницкий: «Полеты проходили в Жуковском, летали только ночью, чтобы нас не видели американские оптические спутники-разведчики. Причем окно для ночных полетов выбиралось таким образом, 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 самолет в ЛИИ: наш самолет под чехлом выводили из ангара, и вся предполетная подготовка проводилась на зачехленном самолете, при очень ограниченном пространстве для доступа.
Программа с самого начала, а это началось примерно в 1985-1986 годах, шла очень интенсивно, максимально эффективно с учетом того летного времени, которое мы могли использовать, - не более двух ночей в неделю. Более того, когда нам было нужно по программе, для нас “открывали” отдельную ночь. И это при том, что во время наших полетов не разрешалось летать никому, больше ни один самолет вообще не летал! 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 траектории, на высоте примерно 15-16 км мы должны были в определенном направлении разогнать машину, и, сделав горку с требуемыми параметрами, пустить ракету. Эти параметры мы подобрали и исследовали в первых полетах, и потом они задавались очень жестко. Пуск ракеты 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, недоберешь - выйдешь на большую скорость и тоже не попадешь в заданную траекторию. Сначала траекторию отрабатывали вручную, а потом мы заводили в навигационный комплекс выход на нужную траекторию и дальше летали полностью на автомате, который выполнял все необходимое маневрирование».
Методика испытаний заключалась в следующем. Перед каждым полетом в памяти бортового компьютера самолета создавался образ цели, так называемая зеркальная цель, на которую и наводилась ракета-перехватчик. Так как параметры движения зеркальной цели были заранее известны, то предварительно рассчитывалась и оптимальная «зеркальная» траектория полета ракеты. После пуска система наведения вела ракету по расчетной траектории, определяемой компьютером ракеты в реальном режиме времени в зависимости от текущих параметров взаимного движения ракеты и зеркальной цели. Полет продолжался до заданной расчетной точки в космическом пространстве, в которой ракета самоликвидировалась Точность наведения ракеты на цель определялась величиной отклонений фактической траектории полета ракеты от «зеркальной».
После отработки методики испытаний в подмосковном Жуковском к полетам был подключен летчик-испытатель Токтар Аубакиров, который затем вместе с Авиардом Фастовцом продолжил испытания первой машины (№071) на полигоне Сары-Шаган в Казахстане. Там же к ним присоединился и Анатолий Квочур на второй машине. Инструментальные средства полигона позволяли наводить ракету-перехватчик на реальные цели в космосе, однако до фактического перехвата спутников дело так и не дошло. Вот как об испытаниях на полигоне в Сары-Шагане вспоминал Петр Остапенко: «МиГ-31Д - это современный и находящийся на вооружении перехватчик. На нем в то время ставились ракеты, которые могли сбивать спутники. Проводилась подготовка к таким полетам, производились и сами полеты по заданным маршрутам с пусками ракет, но по спутникам мы так и не работали. После пуска ракета не обязательно должна была попасть в спутник: ей было достаточно пройти вблизи спутника на таком расстоянии, чтобы при взрыве этой ракеты спутник был бы выведен из строя (уничтожен).
Во время испытаний на Балхаше я как раз был руководителем полетов. Надо было взлететь, набрать заданную высоту в определенное время в зоне пуска. Выбранное время пуска определялось моментом, когда спутник-цель должен быть на нужном для его поражения расстоянии. Перед каждым вылетом выполнялся большой объем специальных расчетов. Сначала включались большие РЛС контроля космического пространства, и первая, которая видела спутник, передавала данные на следующую РЛС, так они его и сопровождали. За это время летчик должен был взлететь, набрать расчетную высоту и выйти в точку пуска ракеты. В полетах самолет-перехватчик выходил на высоту до 20 000 м, этого было достаточно. Но до уничтожения реального спутника мы так и не дошли - стреляли болванками. После пуска болванка уходила в космос, и когда она попадала в безвоздушное пространство, она разворачивалась поперек вектора скорости и закручивалась. Газодинамические рули болванки после определения азимута на цель подправляли 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. Меницкому: «Боялись стрелять по реальным целям - опасались политических резонансов. Было видно, что и хочется, и колется. Наши политики вроде бы уже ушли от того времени, когда мы козыряли оружием, но все еще хотелось. Но уже был Горбачев, и его определенное окружение, которое ему советовало: “Не надо так раздражать Соединенные Штаты”. Затем последовала перестройка, немного снизившая темпы испытаний, ну а потом началась наша революция, или контрреволюция, не поймешь, которая полностью заморозила эту тему. И бюджета нормального уже не было, да и раздвоение работ произошло, потому что вместо СССР возник СНГ, и полигон Сары-Шаган оказался на территории независимого Казахстана. Всем было уже не до нас...»
Всего до прекращения программы МиГ-31Д в первой половине 1990-х годов было произведено более ста пусков. Оба МиГ-31Д остались на территории Казахстана, на полигоне Сары-Шаган. Однако это был еще не конец программы. По информации заместителя генерального конструктора ОКБ имени Микояна А. А. Белосвета, на основе опыта, накопленного при испытаниях МиГ-31Д, микояновцы с 1997 г. начали разработку системы выведения на околоземные орбиты небольших космических аппаратов с помощью переоборудованного перехватчика МиГ-31. Модификация самолета получила обозначение МиГ-31 И, а весь комплекс стал называться «Ишим». Комплекс включает в себя два МиГ-31И, трехступенчатую твердотопливную ракету-носитель разработки ОКБ «Вымпел» (ныне - Московский институт теплотехники), подвешиваемую между мотогондолами самолета-носителя, и воздушный командноизмерительный комплекс на базе самолета Ил-76МД.

Фторо-водородные ЖРД

Известно, что с первых лет своей научно-технической деятельности В. П. Глушко уделял большое внимание поиску химических источников энергии, обеспечивающих максимальную эффективность создаваемым ЖРД, исследуя 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 территории экспериментальной площадки Государственного института прикладной химии (ГИПХ) под Ленинградом.
С 1960 г. работы перешли в стадию отработки опытных образцов изделий. В течение 1960-1977 гг. в КБ «Энергомаш» (так стало называться ОКБ-456) была проведена отработка двух двигателей - 8Д21 (первое огневое испытание - в августе 1963 г.) и 11ДЗ1 (РД-301, стендовые испытания - с 1969 г.). В качестве горючего применялся жидкий аммиак; жидкий водород было решено использовать при разработке последующих вариантов ЖРД, после решения специфических конструкторских и эксплуатационных проблем.

Как и предполагалось, главной технической сложностью использования фтора стала исключительно высокая химическая агрессивность компонента, приводящая к возгоранию большинства веществ. А если есть источник возгорания, то в среде фтора процесс горения интенсивно развивается: гореть начинают практически все металлы, обычно даже не взаимодействующие со фтором. Причиной возгорания могло быть любое загрязнение полостей ЖРД в процессе его изготовления. Именно из-за этого происходили аварии на первых секундах испытаний в начальный период отработки изделия 8Д21. Эту неприятную сторону работы с фтором удалось преодолеть путем обработки внутренних полостей двигателя и стендовых магистралей по специальной технологии.
В конечном итоге, работы над фторными ЖРД были прекращены в 1977 г. Единственным существенным плюсом двигателей, работающих на фторе, является исключительно высокий удельный импульс (например, в паре с водородом примерно на 20-25 сек лучше, чем у топливной пары «жидкий кислород - жидкий водород»). Но специалисты сделали вывод, что, учитывая всю сложность эксплуатации, использование фтора в ракетной технике можно считать оправданным лишь в том случае, 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 проблематичным.

Причины закрытия проекта «Спираль» - экономические

В длинном списке причин прекращения работ по проекту «Спираль» экономический аспект, конечно, занимает важное место. Глядя с высоты сегодняшних дней, приходится признать, что руководство страны - при всем неоднозначном к нему отношении - деньги считать умело. Экономика СССР не была способна «вытянуть» одновременно две сложнейших космических системы - «Буран» и «Спираль». Преимущества первой казались очевидными, и вторая была отвергнута. Вот как сам Г. Е. Лозино-Лозинский сказал по этому поводу в одном из интервью: «Программа “Спираль” была остановлена... потому что члены Политбюро чувствовали, что для ее завершения придется потратить много времени и средств...»
Конечно, нельзя сбрасывать со счетов и субъективизм Гречко и Устинова - именно их мы имеем ввиду, когда говорим о негативном отношении Министерства обороны. Валерий Меницкий об этом сказал так: «В случае широкого развертывания в Минавиапроме работ по теме “Спираль” полное доминирование Устинова в ракетно-космической отрасли могло быть скорректировано». Ведь не зря же ВВС в целом, включая главкома маршала Константина Вершинина и его помощника по космосу генерал-полковника Николая Каманина «Спираль» поддерживали, так как именно этот проект позволял реализовать сформулированную в ВВС «каманинскую» триаду военных целей в космосе - разведку, перехват и удар.

Подготовка к космическим полетам на военной пилотируемой станции «Алмаз»

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!

... 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 Гидрофизического 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».