Programa Historia del Espiral
El comienzo de los 60's. La guerra fría está en pleno apogeo. En los Estados Unidos, se está trabajando en el programa Dyna Soar, el avión cohete orbital hipersónico ХХNUMX. Como respuesta a este programa, el trabajo sobre el desarrollo de sus propios planificadores de cohetes se está llevando a cabo en nuestro país por muchas instituciones y agencias de diseño, tanto por orden del gobierno, en forma de investigación y desarrollo, y de manera por iniciativa. Pero el desarrollo del sistema aeroespacial "Spiral" fue el primer tema oficial a gran escala, apoyado por el liderazgo del país después de una serie de eventos que se han convertido en la historia previa del proyecto.
De conformidad con el plan temático quinquenal de la Fuerza Aérea sobre aeronaves orbitales e hipersónicas, trabajo práctico sobre aviación OKB-1965 A.I. Mikoyan fue asignado a la cosmonautica en nuestro país en 155, donde fueron dirigidos por el diseñador jefe de la Oficina de Diseño de 55 años, Gleb Evgenievich Lozino-Lozinsky. El tema de la creación de un avión orbital aéreo de dos etapas (en terminología moderna - el sistema aeroespacial - ACS) recibió el índice "Espiral". La Unión Soviética se estaba preparando seriamente para una guerra a gran escala en el espacio y desde el espacio.
De acuerdo con los requisitos del cliente, los diseñadores emprendieron el desarrollo de un complejo reutilizable de dos etapas que consiste en un avión hipersónico de aceleración (GSR) y un avión militar orbital (OS) con un acelerador de cohetes. El inicio del sistema se previó horizontalmente, con el uso de una plataforma elevadora, la separación se produjo a una velocidad de 380-400 km / h. Después de marcar las velocidades y alturas requeridas con la ayuda de los motores GSR, se separó el sistema operativo y se llevó a cabo una mayor aceleración con la ayuda de los motores de cohete de un acelerador de dos etapas que funciona con combustible de fluoruro de hidrógeno.
El sistema operativo de un solo asiento reutilizable tripulado de combate fue utilizado en variantes de reconocimiento fotográfico diurno, reconocimiento por radar, interceptor espacial o avión de ataque con un misil espacio-tierra y podría utilizarse para la inspección de objetos espaciales. El peso de la aeronave en todas las versiones fue 8800 kg, incluyendo 500 kg de carga de combate en las versiones del explorador e interceptor y 2000 kg para la aeronave de ataque. El rango de las órbitas de referencia fue 130 ... 150 km en altura y 450 ... 1350 en inclinación en las direcciones norte y sur al comenzar desde el territorio de la URSS, y la tarea de vuelo se realizó durante los giros 2-3 (aterrizaje de tercer turno). Maniobrar capacidades del sistema operativo utilizando el sistema de a bordo de propulsión de misiles que operan en los propelentes de alta energía - F2 flúor + amidol (50% N2H4 + 50% BH3N2H4), que era para proporcionar el cambio en la inclinación de la órbita para el reconocimiento y interceptor en 170, para atacar aeronaves con misiles a bordo (y capacidad reducida de combustible) - 70 ... 80. El interceptor también pudo realizar una maniobra combinada: un cambio simultáneo en la inclinación de la órbita en 120 con un aumento de la altitud hasta 1000 km.
Después de realizar un vuelo orbital y encender los motores de los frenos, el sistema operativo debe ingresar a la atmósfera con un gran ángulo de ataque; el control durante la etapa de descenso se realizó cambiando la tirada a un ángulo de ataque constante. En la trayectoria de un descenso planificado en la atmósfera, la capacidad de realizar una maniobra aerodinámica en un rango de 4000 ... 6000 km con una desviación lateral de más / menos 1100 ... 1500 km se estableció.
En el área de aterrizaje, el OS debe mostrarse con la elección del vector de velocidad a lo largo del eje de la pista, que se logró al elegir un programa para cambiar el balanceo. La maniobrabilidad de la aeronave permitió aterrizar en uno de los aeródromos alternos del territorio de la Unión Soviética en cualquiera de los giros 3 en condiciones de clima nocturno y adverso. El aterrizaje se realizó con un motor turborreactor ("36-35" desarrollado por OKB-36), en un aeródromo de clase clase II a una velocidad de no más de 250 km / h.
Según el avant-proyecto "Spirals" aprobado por GE Lozino-Lozinsky 29 en junio 1966, el AKS con una masa calculada de 115 toneladas fue un vehículo aeronáutico horizontal reutilizable con despegue amplio, el cual decidimos; 52 "), y el sistema operativo localizado en él (índice" 50 ") con un acelerador de cohetes de dos etapas: el bloque de inferencia.
Debido a la falta de desarrollo como agente oxidante para el flúor líquido para acelerar el trabajo en el SCA en conjunto, se propuso el desarrollo alternativo de un acelerador de cohetes de dos etapas que utiliza combustible de oxígeno-hidrógeno y el desarrollo etapa por etapa del combustible de flúor en el sistema operativo: primer uso de combustible de alto punto de ebullición en tetraóxido de nitrógeno y dimetil dimetil hidrazina ( AT + NDMG), luego combustible de fluoroamoníaco (F2 + NH3), y solo después de adquirir experiencia, se planificó reemplazar el amoníaco con amidol.
Debido a las peculiaridades de las soluciones de diseño inherentes y el esquema de lanzamiento del avión elegido, permitió implementar propiedades fundamentalmente nuevas para los medios de eliminación de cargas militares en el espacio:
- poner una carga útil en órbita, que es 9% o más en peso del peso de despegue del sistema;
- reducción del costo de poner un kilogramo de carga útil en órbita 3-3,5 en comparación con los complejos de cohetes en los mismos componentes del combustible;
- la salida de la nave espacial en una amplia gama de direcciones y la capacidad de reorientar rápidamente el lanzamiento con el cambio del paralaje requerido debido al alcance de la aeronave;
- auto-reubicación del esparcidor;
- minimizar el número requerido de aeródromos;
- retiro rápido de un avión orbital militar a cualquier punto del globo;
- maniobras efectivas de un plano orbital, no solo en el espacio, sino también en la etapa de descenso y aterrizaje;
- una aeronave que aterrice por la noche y en condiciones climáticas adversas en un campo de aterrizaje de la tripulación o seleccionado por cualquiera de las tres curvas.
PIEZAS COMPONENTES AKS ESPIRAL.
Avión de dispersión hipersónica (GSR) "50-50".
El GSR era un avión sin cola con una longitud de 38 m con un ala triangular de barrido variable grande en el borde de ataque del tipo "doble delta" (barrido 800 en la zona X nasal y frontal y 600 en el extremo del ala) con un tramo de 16,5 my un área 240,0 de m-NUMX con estabilizadores verticales superficies - quillas (área 2 m 18,5) - en los extremos del ala.
El GSR fue controlado con la ayuda de timones en quillas, elevones y placas de aterrizaje. La hélice estaba equipada con una cabina de aire hermética 2 con asientos de expulsión.
Despegando de una plataforma elevadora, para el aterrizaje, el GSR utiliza un chasis de tres puntos con un puntal de punta, equipado con un tamaño neumático doble 850x250, y liberado en el flujo en la dirección "contra vuelo". El bastidor principal está equipado con un carro de dos ruedas con una disposición de ruedas en tándem de tamaño 1300x350 para reducir el volumen requerido en el nicho del tren de aterrizaje en la posición retraída. Riel de aterrizaje principal 5,75 m.
En la parte superior del GDS, el plano orbital y el acelerador de cohetes se sujetaron en una caja especial, cuyas partes de la nariz y la cola estaban cubiertas con carenados.
En el GSR, se utilizó hidrógeno licuado como combustible, el sistema de propulsión, en forma de un bloque de cuatro motores turborreactores (TRD) desarrollado por A.M. Lyulka durante el despegue de 17,5 t cada uno, que tiene una toma de aire común y funciona para una única boquilla de expansión externa supersónica. Con una masa vacía de 36 t, GSR podría llevar a bordo 16 t de hidrógeno líquido (213 m X NUMX), para lo cual se asignó un volumen interno de 3 m X NUMX
El motor recibió el índice AL-51 (al mismo tiempo, la tercera generación AL-165F TRDF se desarrolló en OKB-21, y el índice se eligió para el nuevo motor "con reserva", comenzando con el número redondo "50", especialmente como índice de temas). La asignación técnica para su creación fue recibida por OKB-165 A.M. Lyulka (ahora - NTC lleva el nombre de A.M. Lyulka como parte de NPO Saturn).
La superación de la barrera térmica para GSR fue proporcionada por la selección apropiada de materiales estructurales y de protección contra el calor.
Plano-razgonschik.
Durante el trabajo, el proyecto fue finalizado constantemente. Se puede decir que se encontraba en un estado de "desarrollo permanente": algunas inconsistencias se estaban asomando constantemente, y todo tenía que estar "no conectado". Realidades intervenidas en los cálculos: materiales de construcción existentes, tecnologías, capacidades de planta, etc. En principio, en cualquier etapa de diseño, el motor era eficiente, pero no daba las características que los diseñadores querían obtener de él. "Fling" se prolongó durante otros cinco o seis años, hasta el inicio de 1970-x, cuando se cerró el trabajo en el proyecto Spiral.
Acelerador de cohetes de dos etapas.
La unidad de inyección es un vehículo de lanzamiento de una etapa y dos etapas ubicado en una posición "semi-sumergida" en el alojamiento en la parte posterior del GSR. Para acelerar el desarrollo del proyecto preliminar, se planificó el desarrollo de un acelerador de cohetes intermedio (hidrógeno-oxígeno-combustible, H2 + O2) y básico (hidrógeno-flúor, H2 + F2).
Al elegir los componentes del combustible, los diseñadores procedieron de la condición de garantizar el lanzamiento en la órbita de la mayor carga útil posible. El hidrógeno líquido (H2) fue considerado como el único combustible prometedor para aviones hipersónicos y como uno de los combustibles prometedores para LRE, a pesar de su importante inconveniente: su bajo peso específico (0,075 g / cm3). El queroseno no se consideraba un combustible para un cohete propulsor.
El oxígeno y el flúor se pueden usar como agentes oxidantes para el hidrógeno. Desde el punto de vista de la capacidad de fabricación y la seguridad, el oxígeno es más preferible, pero su uso como agente oxidante para el combustible de hidrógeno lleva a volúmenes de tanque mucho más grandes requeridos (101 м3 versus 72,12 м3), es decir, para aumentar la sección media y, en consecuencia, la resistencia del acelerador reduce su velocidad de lanzamiento máxima a M = 5,5 en lugar de M = 6 con flúor.
Acelerador
La longitud total del propulsor de cohetes (combustible de fluoruro de hidrógeno) 27,75 m, incluido 18,0 m de la primera etapa con apilador de fondo y 9,75 m de la segunda etapa con carga útil: aeronave orbital. Una variante del propulsor de cohetes de oxígeno e hidrógeno resultó ser 96 cm más larga y 50 cm más gruesa.
Se asumió que el hidrofluoric LRE 25 t para equipar ambas etapas del acelerador de cohetes se desarrollará en el OKB-456 V.P. Glushko basado en el LRE 10 T gastado con combustible fluorescente (F2 + NH3).
Plano orbital.
El plano orbital (OS) era un avión de longitud 8 my el ancho de un fuselaje plano 4 m, realizado de acuerdo con el esquema "cuerpo de transporte", que tiene una forma triangular muy opaca en el plano.
La base del diseño era una armadura soldada sobre la cual se unía un escudo térmico de energía (TZE) al fondo, hecho de placas de una aleación de niobio revestida VH5AP recubierta con disilicida de molibdeno, dispuesta según el principio de "escamas de pescado". La pantalla estaba suspendida sobre cojinetes de cerámica, que desempeñaban el papel de barreras térmicas, eliminando las tensiones térmicas debidas a la movilidad del TSE en relación con el cuerpo y manteniendo la forma externa del dispositivo.
La superficie superior estaba en el área sombreada y calentada hasta no más de 500 С, por lo que el caso se cubrió desde arriba con paneles de aleación de cobalto-níquel EP-99 EP-XNUMX y aceros VNS.
El sistema de propulsión incluía:
- LRE maniobra orbital 1,5 ton-force (impulso específico 320 s, consumo de combustible 4,7 kg / s) para realizar una maniobra para cambiar el plano orbital y emitir un impulso de frenado para la desorbitación; posteriormente, se planeó instalar un LRE más potente con un paso en el 5 vs void con un ajuste de empuje suave hasta 1,5 ts para realizar correcciones de órbita precisas;
- dos motores de cohete de freno de emergencia con una carga en el vacío 16 kgf, que operan desde el sistema de combustible del motor de cohete principal con un sistema presurizado para alimentar componentes con helio comprimido;
- Orientación del bloque LRE, que consiste en motores 6 de orientación gruesa con un empuje 16 kgf y empujadores de orientación de precisión 10 con un empuje de empuje 1 kgf;
- TRD con banco 2 tf y consumo de combustible específico 1,38 kg / kg por hora para vuelo en marcación y aterrizaje, combustible - queroseno. En la base de la quilla hay una entrada de aire de tipo cubeta ajustable que se puede abrir justo antes del lanzamiento del turborreactor.
Como etapa intermedia, las primeras muestras de sistemas operativos maniobrables de combate proporcionaron el uso de flúor + combustible de amoníaco para los LRE.
Para el rescate de emergencia del piloto en cualquier parte del vuelo, se diseñó una cabina de cápsula desmontable en forma de cápsula con forma de faro, con sus propios motores de pólvora para disparar desde un avión en todas las etapas de su movimiento desde el inicio hasta el aterrizaje. La cápsula estaba equipada con motores de control para ingresar a las densas capas de la atmósfera, una baliza, una batería y una unidad de navegación de emergencia. El aterrizaje se realizó utilizando un paracaídas con una velocidad de 8 m / s, la absorción de energía a esta velocidad se debe a la deformación residual de un diseño de ángulo de cápsula celular especial.
Peso de la cabina equipada desmontable con equipo, sistema de soporte vital, sistema de rescate de la cabina y piloto 930 kg, peso de la cabina al aterrizar 705 kg.
El sistema de navegación y control automático consistía en un sistema de navegación astroinertario autónomo, una computadora digital a bordo, un motor de orientación, un astrocorrector, un dispositivo de observación óptica y un altímetro radio vertical.
Para controlar la trayectoria de la aeronave durante el descenso, además del sistema de control automático básico, se proporciona un sistema de control manual simplificado redundante basado en señales de director.
Cápsula de rescate
Variantes de uso.
Escultor de fotos durante el día
El explorador de luz diurna estaba destinado a un reconocimiento operacional detallado de objetivos predeterminados de tierra móvil y mar móvil. El equipo fotográfico a bordo proporcionó una resolución 1,2 m en el suelo cuando se dispara desde la órbita 130 alta más / menos 5 km.
Se supuso que el piloto realizaría una búsqueda de un objetivo y observaciones visuales de la superficie de la Tierra a través de un visor óptico ubicado en la cabina con una relación de ampliación que cambia suavemente de 3x a 50x. El visor estaba equipado con un espejo reflectante guiado para rastrear el objetivo desde una distancia de 300 km. El disparo debería haberse realizado automáticamente después de que el piloto combinara manualmente el plano del eje óptico de la cámara y el retículo con el objetivo; El tamaño de la imagen en el terreno 20x20 km con una distancia de fotografía a lo largo de la ruta a 100 km. Durante una revolución, el piloto debe tener tiempo para fotografiar el objetivo 3-4.
El servicio de inteligencia fotográfica está equipado con estaciones de HF y VHF para transmitir información al suelo. Si es necesario repetir el objetivo, la maniobra de rotación del plano orbital se ejecuta automáticamente mediante el comando del piloto.
Reconocimiento de radar.
Una característica distintiva del reconocimiento de radar fue la presencia de una antena desechable desplegable externa de tamaño 12х1,5 m. Se suponía que la resolución estimada estaba dentro de 20-30 m, que es suficiente para el reconocimiento de conexiones marítimas y objetos terrestres grandes, con una vista de banda ancha en objetos terrestres - 25 km y hasta 200 km al explorar el mar.
Impacto del plano orbital.
Un plano orbital de ataque estaba destinado a golpear objetivos navales móviles. Se supuso que el lanzamiento de un cohete "espacio-a-Tierra" con una ojiva nuclear se realizará desde más allá del horizonte en presencia de la designación del objetivo de otro explorador del SO o satélite. Las coordenadas exactas del objetivo están determinadas por el localizador caído antes de descender de la órbita y los medios de navegación de la aeronave. La orientación del misil sobre el canal de radio en las partes iniciales del vuelo hizo posible realizar una corrección con un aumento en la precisión de apuntar el misil al objetivo.
Un cohete con una masa de lanzamiento de 1700 kg con una precisión de puntería más / menos 90 km aseguró la destrucción de un objetivo naval (como un portaaviones) que se movía a una velocidad de hasta nodos 32, con una probabilidad de 0,9 (desviación circular de la cabeza de guerra 250 m).
Interceptor de objetivo espacial "50-22".
La última versión desarrollada del sistema operativo de combate fue el interceptor objetivo espacial, que se desarrolló en dos versiones:
- un inspector de intercepción con un objetivo que entra en órbita, que se acerca a 3-5 km y que iguala la velocidad entre el interceptor y el objetivo. Después de eso, el piloto podría realizar una inspección del objetivo utilizando un visor óptico 50 x-fold (resolución en objetivos 1,5-2,5 cm) con fotografía posterior.
En el caso de la decisión del piloto de destruir el objetivo, tenía seis misiles autoguiados desarrollados por SKB MOP que pesaban 25 kg, asegurando la destrucción de los objetivos a una distancia de hasta 30 km a velocidades relativas de hasta 0,5 km / seg. La reserva de combustible del interceptor es suficiente para interceptar dos objetivos ubicados en altitudes de hasta 1000 km en ángulos de no coplanaridad de las órbitas de destino hasta 100;
- Interceptor de largo alcance equipado con misiles autoguiados desarrollado por SKB MOP con un coordinador óptico para interceptar objetivos espaciales en intersecciones cuando el interceptor no alcanza los 40 km, compensado por el misil. El alcance máximo de lanzamiento de misiles es 350 km. Peso del cohete con un contenedor 170 kg. La búsqueda y detección de un objetivo predeterminado, así como la guía del misil en el objetivo, se realiza manualmente por el piloto utilizando un retículo óptico. La energía de esta variante de interceptor también proporciona la intercepción de los objetivos de 2 ubicados en altitudes de hasta 1000 km.
Astronautas "espirales".
En 1966, se formó un grupo en el Centro de Capacitación de Cosmonauta (CPC) para prepararse para el vuelo en el “producto 50”: así se codificó el plano orbital en el CPC mediante el programa Espiral. El grupo estaba formado por cinco astronautas con un buen entrenamiento de vuelo, entre ellos el astronauta alemán Npanumich Steovovic Titov (2-1966), y Anatoly Petrovich Kuklin (70-1966) que aún no había volado al espacio (67-1966), Vasily Grigorievich La Xazum (67) yy) y Anatoly V. Filipchenko (1966-67).
El personal del departamento 4 cambió con el tiempo: la preparación para el vuelo en la Espiral en diferentes momentos pasó Leonid Denizovich Kizim (1969-73), Anatoly Nikolaevich Berezovoy (1972-74), Anatoly Ivanovich Dedkov (1972-74), Vladimir Alexandrovich Dzhanibekov (julio-diciembre 1972 g), Vladimir Sergeevich Kozelsky (agosto 1969 - Octubre 1971 g), Vladimir Afanasyevich Lyakhov (1969-73), Yark Vasov, Recuento de personas en la red de artículos de la empresa, y otros artículos de la empresa. ) y Yuri Viktorovich Romanenko (1969 g).
La tendencia emergente hacia el cierre del programa Spiral en el año 1972 resultó en una reducción numérica del departamento de 4 a tres personas y una disminución en la intensidad de entrenamiento. En 1973, el grupo de cosmonautas del tema "Espiral" se llamaba BOC - Plano orbitario aéreo (a veces también se usa con otro nombre: Plano Orbital Militar).
11 de abril 1973 se designó al cosmonauta de prueba Lev Vasilievich Vorobiev como Jefe adjunto de 4 del Departamento de Administración de 1. El año 1973 fue el último año del departamento 4 de la gestión de 1 CPC: más historia VOS desprendimiento de cosmonauta bajado ..
Cierre de un proyecto.
Desde un punto de vista técnico, el trabajo salió bien. De acuerdo con el plan del calendario para el desarrollo del proyecto "Spiral", se planeó iniciar un sistema operativo subsónico en 1967 g, un análogo hipersónico en 1968. El aparato experimental debía ponerse en órbita por primera vez en una versión no tripulada en 1970. Su primer vuelo tripulado estaba programado para 1977. Tuvo que comenzar en 1970 g si sus TRD de modo múltiple 4 funcionan con queroseno. Si se adopta una opción prometedora, es decir, El combustible para los motores es hidrógeno, entonces se suponía que debía estar construido en 1972. En la mitad 2 de 70. Podrían comenzar los vuelos totalmente equipados con el ACS "Spiral".
Pero, a pesar del riguroso estudio de factibilidad del proyecto, el liderazgo del país ha perdido interés en el tema "Espiral". La intervención de DFUstinov, que en ese momento era el secretario del Comité Central del PCUS, que supervisaba la industria de defensa y defendía los misiles, tuvo un efecto negativo en el programa. Y cuando A. A. Grechko, quien se convirtió en Ministro de Defensa, se conoció al comienzo de los 70. con "Spiral", lo expresó de manera clara e inequívoca: "No nos involucraremos en fantasías". Se detuvo la ejecución del programa.
Pero gracias al gran trabajo científico y técnico realizado, la importancia de los temas tratados, la implementación del proyecto Spiral se transformó en varios proyectos de investigación y desarrollos de diseño relacionados. Poco a poco, el programa se reorientó a las pruebas de vuelo de los dispositivos analógicos sin la posibilidad de crear un sistema real en base a ellos (el programa BOR (Unmanned Orbital Rocketplan)).
Esta es la historia del proyecto, que, incluso sin ser implementado, jugó un papel importante en el programa espacial del país.
De conformidad con el plan temático quinquenal de la Fuerza Aérea sobre aeronaves orbitales e hipersónicas, trabajo práctico sobre aviación OKB-1965 A.I. Mikoyan fue asignado a la cosmonautica en nuestro país en 155, donde fueron dirigidos por el diseñador jefe de la Oficina de Diseño de 55 años, Gleb Evgenievich Lozino-Lozinsky. El tema de la creación de un avión orbital aéreo de dos etapas (en terminología moderna - el sistema aeroespacial - ACS) recibió el índice "Espiral". La Unión Soviética se estaba preparando seriamente para una guerra a gran escala en el espacio y desde el espacio.
De acuerdo con los requisitos del cliente, los diseñadores emprendieron el desarrollo de un complejo reutilizable de dos etapas que consiste en un avión hipersónico de aceleración (GSR) y un avión militar orbital (OS) con un acelerador de cohetes. El inicio del sistema se previó horizontalmente, con el uso de una plataforma elevadora, la separación se produjo a una velocidad de 380-400 km / h. Después de marcar las velocidades y alturas requeridas con la ayuda de los motores GSR, se separó el sistema operativo y se llevó a cabo una mayor aceleración con la ayuda de los motores de cohete de un acelerador de dos etapas que funciona con combustible de fluoruro de hidrógeno.
El sistema operativo de un solo asiento reutilizable tripulado de combate fue utilizado en variantes de reconocimiento fotográfico diurno, reconocimiento por radar, interceptor espacial o avión de ataque con un misil espacio-tierra y podría utilizarse para la inspección de objetos espaciales. El peso de la aeronave en todas las versiones fue 8800 kg, incluyendo 500 kg de carga de combate en las versiones del explorador e interceptor y 2000 kg para la aeronave de ataque. El rango de las órbitas de referencia fue 130 ... 150 km en altura y 450 ... 1350 en inclinación en las direcciones norte y sur al comenzar desde el territorio de la URSS, y la tarea de vuelo se realizó durante los giros 2-3 (aterrizaje de tercer turno). Maniobrar capacidades del sistema operativo utilizando el sistema de a bordo de propulsión de misiles que operan en los propelentes de alta energía - F2 flúor + amidol (50% N2H4 + 50% BH3N2H4), que era para proporcionar el cambio en la inclinación de la órbita para el reconocimiento y interceptor en 170, para atacar aeronaves con misiles a bordo (y capacidad reducida de combustible) - 70 ... 80. El interceptor también pudo realizar una maniobra combinada: un cambio simultáneo en la inclinación de la órbita en 120 con un aumento de la altitud hasta 1000 km.
Después de realizar un vuelo orbital y encender los motores de los frenos, el sistema operativo debe ingresar a la atmósfera con un gran ángulo de ataque; el control durante la etapa de descenso se realizó cambiando la tirada a un ángulo de ataque constante. En la trayectoria de un descenso planificado en la atmósfera, la capacidad de realizar una maniobra aerodinámica en un rango de 4000 ... 6000 km con una desviación lateral de más / menos 1100 ... 1500 km se estableció.
En el área de aterrizaje, el OS debe mostrarse con la elección del vector de velocidad a lo largo del eje de la pista, que se logró al elegir un programa para cambiar el balanceo. La maniobrabilidad de la aeronave permitió aterrizar en uno de los aeródromos alternos del territorio de la Unión Soviética en cualquiera de los giros 3 en condiciones de clima nocturno y adverso. El aterrizaje se realizó con un motor turborreactor ("36-35" desarrollado por OKB-36), en un aeródromo de clase clase II a una velocidad de no más de 250 km / h.
Según el avant-proyecto "Spirals" aprobado por GE Lozino-Lozinsky 29 en junio 1966, el AKS con una masa calculada de 115 toneladas fue un vehículo aeronáutico horizontal reutilizable con despegue amplio, el cual decidimos; 52 "), y el sistema operativo localizado en él (índice" 50 ") con un acelerador de cohetes de dos etapas: el bloque de inferencia.
Debido a la falta de desarrollo como agente oxidante para el flúor líquido para acelerar el trabajo en el SCA en conjunto, se propuso el desarrollo alternativo de un acelerador de cohetes de dos etapas que utiliza combustible de oxígeno-hidrógeno y el desarrollo etapa por etapa del combustible de flúor en el sistema operativo: primer uso de combustible de alto punto de ebullición en tetraóxido de nitrógeno y dimetil dimetil hidrazina ( AT + NDMG), luego combustible de fluoroamoníaco (F2 + NH3), y solo después de adquirir experiencia, se planificó reemplazar el amoníaco con amidol.
Debido a las peculiaridades de las soluciones de diseño inherentes y el esquema de lanzamiento del avión elegido, permitió implementar propiedades fundamentalmente nuevas para los medios de eliminación de cargas militares en el espacio:
- poner una carga útil en órbita, que es 9% o más en peso del peso de despegue del sistema;
- reducción del costo de poner un kilogramo de carga útil en órbita 3-3,5 en comparación con los complejos de cohetes en los mismos componentes del combustible;
- la salida de la nave espacial en una amplia gama de direcciones y la capacidad de reorientar rápidamente el lanzamiento con el cambio del paralaje requerido debido al alcance de la aeronave;
- auto-reubicación del esparcidor;
- minimizar el número requerido de aeródromos;
- retiro rápido de un avión orbital militar a cualquier punto del globo;
- maniobras efectivas de un plano orbital, no solo en el espacio, sino también en la etapa de descenso y aterrizaje;
- una aeronave que aterrice por la noche y en condiciones climáticas adversas en un campo de aterrizaje de la tripulación o seleccionado por cualquiera de las tres curvas.
PIEZAS COMPONENTES AKS ESPIRAL.
Avión de dispersión hipersónica (GSR) "50-50".
El GSR era un avión sin cola con una longitud de 38 m con un ala triangular de barrido variable grande en el borde de ataque del tipo "doble delta" (barrido 800 en la zona X nasal y frontal y 600 en el extremo del ala) con un tramo de 16,5 my un área 240,0 de m-NUMX con estabilizadores verticales superficies - quillas (área 2 m 18,5) - en los extremos del ala.
El GSR fue controlado con la ayuda de timones en quillas, elevones y placas de aterrizaje. La hélice estaba equipada con una cabina de aire hermética 2 con asientos de expulsión.
Despegando de una plataforma elevadora, para el aterrizaje, el GSR utiliza un chasis de tres puntos con un puntal de punta, equipado con un tamaño neumático doble 850x250, y liberado en el flujo en la dirección "contra vuelo". El bastidor principal está equipado con un carro de dos ruedas con una disposición de ruedas en tándem de tamaño 1300x350 para reducir el volumen requerido en el nicho del tren de aterrizaje en la posición retraída. Riel de aterrizaje principal 5,75 m.
En la parte superior del GDS, el plano orbital y el acelerador de cohetes se sujetaron en una caja especial, cuyas partes de la nariz y la cola estaban cubiertas con carenados.
En el GSR, se utilizó hidrógeno licuado como combustible, el sistema de propulsión, en forma de un bloque de cuatro motores turborreactores (TRD) desarrollado por A.M. Lyulka durante el despegue de 17,5 t cada uno, que tiene una toma de aire común y funciona para una única boquilla de expansión externa supersónica. Con una masa vacía de 36 t, GSR podría llevar a bordo 16 t de hidrógeno líquido (213 m X NUMX), para lo cual se asignó un volumen interno de 3 m X NUMX
El motor recibió el índice AL-51 (al mismo tiempo, la tercera generación AL-165F TRDF se desarrolló en OKB-21, y el índice se eligió para el nuevo motor "con reserva", comenzando con el número redondo "50", especialmente como índice de temas). La asignación técnica para su creación fue recibida por OKB-165 A.M. Lyulka (ahora - NTC lleva el nombre de A.M. Lyulka como parte de NPO Saturn).
La superación de la barrera térmica para GSR fue proporcionada por la selección apropiada de materiales estructurales y de protección contra el calor.
Plano-razgonschik.
Durante el trabajo, el proyecto fue finalizado constantemente. Se puede decir que se encontraba en un estado de "desarrollo permanente": algunas inconsistencias se estaban asomando constantemente, y todo tenía que estar "no conectado". Realidades intervenidas en los cálculos: materiales de construcción existentes, tecnologías, capacidades de planta, etc. En principio, en cualquier etapa de diseño, el motor era eficiente, pero no daba las características que los diseñadores querían obtener de él. "Fling" se prolongó durante otros cinco o seis años, hasta el inicio de 1970-x, cuando se cerró el trabajo en el proyecto Spiral.
Acelerador de cohetes de dos etapas.
La unidad de inyección es un vehículo de lanzamiento de una etapa y dos etapas ubicado en una posición "semi-sumergida" en el alojamiento en la parte posterior del GSR. Para acelerar el desarrollo del proyecto preliminar, se planificó el desarrollo de un acelerador de cohetes intermedio (hidrógeno-oxígeno-combustible, H2 + O2) y básico (hidrógeno-flúor, H2 + F2).
Al elegir los componentes del combustible, los diseñadores procedieron de la condición de garantizar el lanzamiento en la órbita de la mayor carga útil posible. El hidrógeno líquido (H2) fue considerado como el único combustible prometedor para aviones hipersónicos y como uno de los combustibles prometedores para LRE, a pesar de su importante inconveniente: su bajo peso específico (0,075 g / cm3). El queroseno no se consideraba un combustible para un cohete propulsor.
El oxígeno y el flúor se pueden usar como agentes oxidantes para el hidrógeno. Desde el punto de vista de la capacidad de fabricación y la seguridad, el oxígeno es más preferible, pero su uso como agente oxidante para el combustible de hidrógeno lleva a volúmenes de tanque mucho más grandes requeridos (101 м3 versus 72,12 м3), es decir, para aumentar la sección media y, en consecuencia, la resistencia del acelerador reduce su velocidad de lanzamiento máxima a M = 5,5 en lugar de M = 6 con flúor.
Acelerador
La longitud total del propulsor de cohetes (combustible de fluoruro de hidrógeno) 27,75 m, incluido 18,0 m de la primera etapa con apilador de fondo y 9,75 m de la segunda etapa con carga útil: aeronave orbital. Una variante del propulsor de cohetes de oxígeno e hidrógeno resultó ser 96 cm más larga y 50 cm más gruesa.
Se asumió que el hidrofluoric LRE 25 t para equipar ambas etapas del acelerador de cohetes se desarrollará en el OKB-456 V.P. Glushko basado en el LRE 10 T gastado con combustible fluorescente (F2 + NH3).
Plano orbital.
El plano orbital (OS) era un avión de longitud 8 my el ancho de un fuselaje plano 4 m, realizado de acuerdo con el esquema "cuerpo de transporte", que tiene una forma triangular muy opaca en el plano.
La base del diseño era una armadura soldada sobre la cual se unía un escudo térmico de energía (TZE) al fondo, hecho de placas de una aleación de niobio revestida VH5AP recubierta con disilicida de molibdeno, dispuesta según el principio de "escamas de pescado". La pantalla estaba suspendida sobre cojinetes de cerámica, que desempeñaban el papel de barreras térmicas, eliminando las tensiones térmicas debidas a la movilidad del TSE en relación con el cuerpo y manteniendo la forma externa del dispositivo.
La superficie superior estaba en el área sombreada y calentada hasta no más de 500 С, por lo que el caso se cubrió desde arriba con paneles de aleación de cobalto-níquel EP-99 EP-XNUMX y aceros VNS.
El sistema de propulsión incluía:
- LRE maniobra orbital 1,5 ton-force (impulso específico 320 s, consumo de combustible 4,7 kg / s) para realizar una maniobra para cambiar el plano orbital y emitir un impulso de frenado para la desorbitación; posteriormente, se planeó instalar un LRE más potente con un paso en el 5 vs void con un ajuste de empuje suave hasta 1,5 ts para realizar correcciones de órbita precisas;
- dos motores de cohete de freno de emergencia con una carga en el vacío 16 kgf, que operan desde el sistema de combustible del motor de cohete principal con un sistema presurizado para alimentar componentes con helio comprimido;
- Orientación del bloque LRE, que consiste en motores 6 de orientación gruesa con un empuje 16 kgf y empujadores de orientación de precisión 10 con un empuje de empuje 1 kgf;
- TRD con banco 2 tf y consumo de combustible específico 1,38 kg / kg por hora para vuelo en marcación y aterrizaje, combustible - queroseno. En la base de la quilla hay una entrada de aire de tipo cubeta ajustable que se puede abrir justo antes del lanzamiento del turborreactor.
Como etapa intermedia, las primeras muestras de sistemas operativos maniobrables de combate proporcionaron el uso de flúor + combustible de amoníaco para los LRE.
Para el rescate de emergencia del piloto en cualquier parte del vuelo, se diseñó una cabina de cápsula desmontable en forma de cápsula con forma de faro, con sus propios motores de pólvora para disparar desde un avión en todas las etapas de su movimiento desde el inicio hasta el aterrizaje. La cápsula estaba equipada con motores de control para ingresar a las densas capas de la atmósfera, una baliza, una batería y una unidad de navegación de emergencia. El aterrizaje se realizó utilizando un paracaídas con una velocidad de 8 m / s, la absorción de energía a esta velocidad se debe a la deformación residual de un diseño de ángulo de cápsula celular especial.
Peso de la cabina equipada desmontable con equipo, sistema de soporte vital, sistema de rescate de la cabina y piloto 930 kg, peso de la cabina al aterrizar 705 kg.
El sistema de navegación y control automático consistía en un sistema de navegación astroinertario autónomo, una computadora digital a bordo, un motor de orientación, un astrocorrector, un dispositivo de observación óptica y un altímetro radio vertical.
Para controlar la trayectoria de la aeronave durante el descenso, además del sistema de control automático básico, se proporciona un sistema de control manual simplificado redundante basado en señales de director.
Cápsula de rescate
Variantes de uso.
Escultor de fotos durante el día
El explorador de luz diurna estaba destinado a un reconocimiento operacional detallado de objetivos predeterminados de tierra móvil y mar móvil. El equipo fotográfico a bordo proporcionó una resolución 1,2 m en el suelo cuando se dispara desde la órbita 130 alta más / menos 5 km.
Se supuso que el piloto realizaría una búsqueda de un objetivo y observaciones visuales de la superficie de la Tierra a través de un visor óptico ubicado en la cabina con una relación de ampliación que cambia suavemente de 3x a 50x. El visor estaba equipado con un espejo reflectante guiado para rastrear el objetivo desde una distancia de 300 km. El disparo debería haberse realizado automáticamente después de que el piloto combinara manualmente el plano del eje óptico de la cámara y el retículo con el objetivo; El tamaño de la imagen en el terreno 20x20 km con una distancia de fotografía a lo largo de la ruta a 100 km. Durante una revolución, el piloto debe tener tiempo para fotografiar el objetivo 3-4.
El servicio de inteligencia fotográfica está equipado con estaciones de HF y VHF para transmitir información al suelo. Si es necesario repetir el objetivo, la maniobra de rotación del plano orbital se ejecuta automáticamente mediante el comando del piloto.
Reconocimiento de radar.
Una característica distintiva del reconocimiento de radar fue la presencia de una antena desechable desplegable externa de tamaño 12х1,5 m. Se suponía que la resolución estimada estaba dentro de 20-30 m, que es suficiente para el reconocimiento de conexiones marítimas y objetos terrestres grandes, con una vista de banda ancha en objetos terrestres - 25 km y hasta 200 km al explorar el mar.
Impacto del plano orbital.
Un plano orbital de ataque estaba destinado a golpear objetivos navales móviles. Se supuso que el lanzamiento de un cohete "espacio-a-Tierra" con una ojiva nuclear se realizará desde más allá del horizonte en presencia de la designación del objetivo de otro explorador del SO o satélite. Las coordenadas exactas del objetivo están determinadas por el localizador caído antes de descender de la órbita y los medios de navegación de la aeronave. La orientación del misil sobre el canal de radio en las partes iniciales del vuelo hizo posible realizar una corrección con un aumento en la precisión de apuntar el misil al objetivo.
Un cohete con una masa de lanzamiento de 1700 kg con una precisión de puntería más / menos 90 km aseguró la destrucción de un objetivo naval (como un portaaviones) que se movía a una velocidad de hasta nodos 32, con una probabilidad de 0,9 (desviación circular de la cabeza de guerra 250 m).
Interceptor de objetivo espacial "50-22".
La última versión desarrollada del sistema operativo de combate fue el interceptor objetivo espacial, que se desarrolló en dos versiones:
- un inspector de intercepción con un objetivo que entra en órbita, que se acerca a 3-5 km y que iguala la velocidad entre el interceptor y el objetivo. Después de eso, el piloto podría realizar una inspección del objetivo utilizando un visor óptico 50 x-fold (resolución en objetivos 1,5-2,5 cm) con fotografía posterior.
En el caso de la decisión del piloto de destruir el objetivo, tenía seis misiles autoguiados desarrollados por SKB MOP que pesaban 25 kg, asegurando la destrucción de los objetivos a una distancia de hasta 30 km a velocidades relativas de hasta 0,5 km / seg. La reserva de combustible del interceptor es suficiente para interceptar dos objetivos ubicados en altitudes de hasta 1000 km en ángulos de no coplanaridad de las órbitas de destino hasta 100;
- Interceptor de largo alcance equipado con misiles autoguiados desarrollado por SKB MOP con un coordinador óptico para interceptar objetivos espaciales en intersecciones cuando el interceptor no alcanza los 40 km, compensado por el misil. El alcance máximo de lanzamiento de misiles es 350 km. Peso del cohete con un contenedor 170 kg. La búsqueda y detección de un objetivo predeterminado, así como la guía del misil en el objetivo, se realiza manualmente por el piloto utilizando un retículo óptico. La energía de esta variante de interceptor también proporciona la intercepción de los objetivos de 2 ubicados en altitudes de hasta 1000 km.
Astronautas "espirales".
En 1966, se formó un grupo en el Centro de Capacitación de Cosmonauta (CPC) para prepararse para el vuelo en el “producto 50”: así se codificó el plano orbital en el CPC mediante el programa Espiral. El grupo estaba formado por cinco astronautas con un buen entrenamiento de vuelo, entre ellos el astronauta alemán Npanumich Steovovic Titov (2-1966), y Anatoly Petrovich Kuklin (70-1966) que aún no había volado al espacio (67-1966), Vasily Grigorievich La Xazum (67) yy) y Anatoly V. Filipchenko (1966-67).
El personal del departamento 4 cambió con el tiempo: la preparación para el vuelo en la Espiral en diferentes momentos pasó Leonid Denizovich Kizim (1969-73), Anatoly Nikolaevich Berezovoy (1972-74), Anatoly Ivanovich Dedkov (1972-74), Vladimir Alexandrovich Dzhanibekov (julio-diciembre 1972 g), Vladimir Sergeevich Kozelsky (agosto 1969 - Octubre 1971 g), Vladimir Afanasyevich Lyakhov (1969-73), Yark Vasov, Recuento de personas en la red de artículos de la empresa, y otros artículos de la empresa. ) y Yuri Viktorovich Romanenko (1969 g).
La tendencia emergente hacia el cierre del programa Spiral en el año 1972 resultó en una reducción numérica del departamento de 4 a tres personas y una disminución en la intensidad de entrenamiento. En 1973, el grupo de cosmonautas del tema "Espiral" se llamaba BOC - Plano orbitario aéreo (a veces también se usa con otro nombre: Plano Orbital Militar).
11 de abril 1973 se designó al cosmonauta de prueba Lev Vasilievich Vorobiev como Jefe adjunto de 4 del Departamento de Administración de 1. El año 1973 fue el último año del departamento 4 de la gestión de 1 CPC: más historia VOS desprendimiento de cosmonauta bajado ..
Cierre de un proyecto.
Desde un punto de vista técnico, el trabajo salió bien. De acuerdo con el plan del calendario para el desarrollo del proyecto "Spiral", se planeó iniciar un sistema operativo subsónico en 1967 g, un análogo hipersónico en 1968. El aparato experimental debía ponerse en órbita por primera vez en una versión no tripulada en 1970. Su primer vuelo tripulado estaba programado para 1977. Tuvo que comenzar en 1970 g si sus TRD de modo múltiple 4 funcionan con queroseno. Si se adopta una opción prometedora, es decir, El combustible para los motores es hidrógeno, entonces se suponía que debía estar construido en 1972. En la mitad 2 de 70. Podrían comenzar los vuelos totalmente equipados con el ACS "Spiral".
Pero, a pesar del riguroso estudio de factibilidad del proyecto, el liderazgo del país ha perdido interés en el tema "Espiral". La intervención de DFUstinov, que en ese momento era el secretario del Comité Central del PCUS, que supervisaba la industria de defensa y defendía los misiles, tuvo un efecto negativo en el programa. Y cuando A. A. Grechko, quien se convirtió en Ministro de Defensa, se conoció al comienzo de los 70. con "Spiral", lo expresó de manera clara e inequívoca: "No nos involucraremos en fantasías". Se detuvo la ejecución del programa.
Pero gracias al gran trabajo científico y técnico realizado, la importancia de los temas tratados, la implementación del proyecto Spiral se transformó en varios proyectos de investigación y desarrollos de diseño relacionados. Poco a poco, el programa se reorientó a las pruebas de vuelo de los dispositivos analógicos sin la posibilidad de crear un sistema real en base a ellos (el programa BOR (Unmanned Orbital Rocketplan)).
Esta es la historia del proyecto, que, incluso sin ser implementado, jugó un papel importante en el programa espacial del país.
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