Skip to content
 

Каким быть космическому кораблю XXI века? Часть 3.2

Предыдущая статья серии

Первая статья серии

В первой части статьи описана общий облик системы «Спираль» и две её наиболее, как теперь говорят, инновационные составные части – орбитальная ступень и гиперзвуковой самолёт-разгонщик (ГСР). Напомню: консервативным назывался вариант ГСР с традиционным турбореактивным двигателем, рассчитанный на достижение скорости М = 4. Перспективный вариант, с максимальной скоростью М = 6, должен был иметь водородный воздушно-реактивный двигатель совершенно особенной конструктивной схемы.

Статья 3, окончание. «Спираль» и сын её, ЭПОС

Проблема двигательной установки

Двигатели консервативного варианта поручено было разработать Опытному конструкторскому бюро Сергея Константиновича Туманского (ОКБ-300, ныне АМНТК «Союз»; там был создан выдающийся двигатель Р15Б-300 для «трёхмахового» перехватчика МиГ-25). Двигатель – турбореактивный, одноконтурный, с форсажной камерой – получил наименование Р-39-300. В 1966 году заказчик получил от разработчика Техническое предложение, но с закрытием темы «Спираль» работы по этому двигателю были прекращены.

Работы по водородному двигателю велись в КБ Архипа Михайловича Люльки (он получил индекс АЛ-51) в кооперации с Центральным институтом авиационного моторостроения – ЦИАМ.

Применение жидкого водорода в воздушно-реактивном двигателе перспективно по двум основным причинам. Первая из них – высокая теплотворная способность водорода, выше, чем у любого из углеводородных горючих. Эта причина действует для всех типов двигателей, это она делает кислородно-водородные ракетные двигатели самыми эффективными из всех работающих сегодня ЖРД на химических топливах.

Второй причиной является хладоресурс сжиженного водорода, дающий возможность охлаждать те элементы конструкции, которым это требуется. Для того чтобы пояснить значение этого фактора, придётся вкратце рассказать о том, как функционирует турбокомпрессорный реактивный двигатель. Прошу прощения у тех читателей, которые знают это и без меня.

Отличительной особенностью, классификационным признаком турбокомпрессорного двигателя является наличие в его составе вращающегося агрегата – ротора, схематически представляющего собой компрессор и турбину, сидящие на одном валу. Компрессор смонтирован на переднем, входном конце ротора, он представляет собой ряд дисков с лопатками по окружности и предназначен для засасывания воздуха в тракт ТРД и получения необходимой степени сжатия. За компрессором располагается камера сгорания, неподвижная, не связанная с ротором. На заднем конце ротора находится турбина, её в классических ТРД вращает поток горячего газа, полученный в камере сгорания при сжигании горючего в том самом воздухе, который засосан и сжат компрессором. Энергия горячего газа велика, на вращение турбины тратятся немногие её проценты. Остальное уходит в сопло, где ускоряется и вылетает наружу в виде реактивной газовой струи, которая и разгоняет самолёт.

В других типах газотурбинных двигателей – турбовентиляторных, турбовинтовых, турбовальных – имеет место другая картина распределения энергии, но нас сейчас интересует именно турбореактивный двигатель. Добавим, что для первоначальной раскрутки ротора необходим небольшой внешний двигатель, который является обязательной частью оборудования всех современных летательных аппаратов с турбокомпрессорными двигателями.

Известно, что КПД тепловых процессов в двигателе существенно зависит от начальной температуры рабочего тела – перед тем, как оно начало расширяться и охлаждаться, трансформируя тепловую энергию в механическую. Однако понятно, что до бесконечности повышать эту температуру нельзя – не выдержат элементы конструкции двигателя. Для ТРД это, прежде всего, лопатки турбины. В случае скоростного летательного аппарата вступает в действие ещё один фактор: встречный поток воздуха, тормозясь и сжимаясь в воздухоприемном тракте, становится очень горячим уже на входе в компрессор; соответственно, на очень большой скорости его почти некуда подогревать – сожжёшь лопатки турбины. А КПД и самая возможность работы ТРД прямо зависят от разности между температурой воздуха на входе в компрессор и температурой газа перед турбиной.

Таким образом формируется предел скорости, при которой может работать ТРД классической схемы. Для технологии 1960-х годов этот предел как раз и находился где-то возле значения М = 4. Именно это значение максимальной скорости было установлено для консервативного варианта ГСРа системы «Спираль».

И надо сказать, что новые материалы и возможности усложнения конструкции, доступные в начале XXI века – сплавы, керамика, композиты, охлаждаемые лопатки – всё это ненамного отодвигает скоростной предел «керосинового» ТРД. По некоторым оценкам, сегодня он составляет величину порядка М = 5.

Тогда, во времена «Спирали», тоже знали, что числа М = 4–7 являются подходящим диапазоном для работы прямоточного (бескомпрессорного) воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). Однако такой двигатель нельзя запустить, стоя на земле. Его нужно сначала разогнать вместе с самолётом, и весьма прилично, так как поток воздуха в нём обеспечивается исключительно за счёт скоростного напора. Комбинированная силовая установка – ТРД на начальном участке и ПВРД потом? Тяжело, два двигателя, которые по очереди становятся мёртвым грузом… Комбинированный двигатель – на малых скоростях работает компрессор, а затем тракт к компрессору перекрывается, и начинается работа в режиме ПВРД? Сложно и опять тяжело.

Поэтому для первого, консервативного варианта решили, что в КБ Туманского просто постараются довести до максимальных характеристик двигатель классической схемы. Построение «Спирали» это допускало – всё равно от «спины» разгонщика до орбиты работает ракета, ну, так она и «доберёт» то, что «недодаст» ГСР. Эффективность всей системы несколько снижается, но принципиальная работоспособность сохраняется.

Однако «делать надо хорошо, плохо само получится». Водородный двигатель недаром назвали перспективным вариантом. Низкая температура жидкого водорода открывает новые возможности для решения проблемы отвода тепла от турбины – одно дело охлаждать лопатки керосином обычной температуры, и совсем другое – криогенным водородом. Можно также охлаждать горячий воздух перед компрессором. Но, повторимся, каналы в лопатках для их охлаждения, тем более жидкостью со сверхнизкой температурой, были в 1960-х технологией завтрашнего дня.

Поэтому в КБ Люльки в содружестве в ЦИАМом стали исследовать нестандартную схему – ракетно-турбинный пароводородный двигатель (РТДп). Здесь турбина вообще выводится из «горячего» тракта двигателя, не вступая в контакт с раскалёнными газами, вылетающими из камеры сгорания. Двигатель перестаёт быть турбокомпрессорным, так как это название применяется конкретно к конструкциям, в которых компрессор и вращающая его турбина «сидят» на одном валу.

Надо сказать, что такая схема – отдельный привод для компрессора воздушно-реактивного двигателя – не нова. Ещё в августе 1940 года в Италии взлетел экспериментальный самолёт «Кампини-Капрони N.1», у которого 900-сильный поршневой мотор «Изотта-Фраскини» вращал трёхступенчатый компрессор. Компрессор подавал воздух в камеру сгорания, впрыскивалось топливо, и получалась реактивная тяга. Правда, летные данные этого «Кампини-Капрони» никак нельзя было назвать вдохновляющими.

Такая силовая установка называется мотокомпрессорной, и автору неизвестны случаи её применения на серийных самолётах в качестве основной силовой установки. А вот в качестве вспомогательной она использовалась.

Так, 3 марта 1945 года совершил первый полёт опытный истребитель И-250 конструкции Артёма Ивановича Микояна. Машина имела поршневой двигатель ВК-107 и трёхлопастный воздушный винт. Но, как известно, КПД пропеллера быстро падает с выходом скорости полёта за значения 650 – 700 км/ч. На И-250 эту проблему решали тем, что отбирали часть мощности ВК-107 для привода компрессора мотокомпрессорной вспомогательной силовой установки. В результате максимальная скорость на высоте 7800 м составила 825 км/ч, тогда как при работе одного только воздушного винта она не превышала 600 км/ч.

Истребитель имел и «боевое» обозначение МиГ-7; некоторое время небольшое количество таких самолётов эксплуатировалось в одной из истребительных авиачастей ВМС СССР.

Идея ракетно-турбинного пароводородного двигателя состоит в том, что турбину вращает водород, переведённый из жидкой фазы в газообразную в теплообменнике (как бы «вскипячённый» жидкий водород). Теперь за камерой сгорания нет сложных и уязвимых агрегатов, и можно поступать «по-ракетному», то есть серьёзно поднять давление в сопле, что приводит к увеличению удельного импульса двигателя. А удельный импульс – один из фундаментальных показателей, характеризующих степень совершенства реактивного двигателя.

Схема обычного турбореактивного двигателя
Схема пароводородного двигателя

Как мы уже знаем, в двигателе скоростного самолёта есть две самых горячих зоны: первые каскады турбины и участок воздухозаборного тракта перед компрессором, там и следует располагать теплообменник. Именно создание эффективного теплообменника и стало центральной задачей проектирования РДТп.

Решение этой задачи растянулось на многие годы. Давно уже стала историей тема «Спираль», а в ЦИАМе продолжаются исследования, долженствующие привести к созданию теплообменника с достаточно высокими характеристиками. В основном это и даёт основания говорить, что не все направления работ по «Спирали» «умерли» окончательно. Сам же проект АЛ-51, давая по мере своего развития работоспособные версии конструкции двигателя, всё же не привёл к варианту, хорошему настолько, чтобы можно было начинать строить опытный образец. И был закрыт вместе с темой, его породившей.

ЭПОС: в цеху и на аэродроме

«Спираль» стала темой, в рамках которой советские работы вышли практически на ту же стадию, до которой смогли добраться американцы с их М-2, HL-10 и Х-24 – на стадию лётных испытаний аналогов.

Как мы видели, создание прототипа разгонщика сразу столкнулось с фундаментальной проблемой – для него не было двигателя, причём не только готового образца, но даже проекта с достаточно понятной перспективой. А строить исключительно дорогой «шестимаховый» планер, не имея уверенности в том, что его будет чем разгонять до этой скорости, действительно, несколько авантюрно. Поэтому неудивительно, что все усилия коллектива Лозино-Лозинского очень скоро сосредоточились на орбитальной ступени. Помимо всего прочего, было ясно, что, в случае успеха разработки, космический самолёт можно будет запускать и традиционными средствами выведения.

Орбитальная ступень «Спирали» получила название ЭПОС – экспериментальный пилотируемый орбитальный самолёт. К его штатному образцу планировалось продвигаться поэтапно. В программу входили исследования летающих моделей в масштабе 1/3 и 1/2, получивших название БОР – беспилотный орбитальный ракетоплан. В натуральных размерах предусматривалось построить три поколения аналогов ЭПОСа – изделие 105.11 для дозвуковых режимов при заходе на посадку, 105.12 – для сверхзвуковых и 105.13 – для гиперзвуковых полётов.

Деревянный БОР-1 слетал на высоту 100 км 15 июля 1969 года и, перед тем как сгореть от кинетического нагрева, выдал по телеметрическим каналам информацию, подтвердившую, что выбранная аэродинамика обеспечивает устойчивость и управляемость движения в атмосфере. БОР-2 и БОР-3 были металлическими и имели программное управление. Аппараты БОР-4, построенные в точном соответствии с формой орбитальной ступени и имевшие даже тормозную двигательную установку, запускались уже в интересах программы корабля «Буран».

На образце 105.11 отсутствовали ракетные двигатели, необходимые для ориентации и маневрирования в космосе, но был установлен ТРД, что давало возможность совершать длительные полёты и производить эволюции, нужные для полноценного изучения лётно-тактических характеристик аппарата. Пробежки и подлёты (на 10–15 сек) 105.11 проводились в середине 1976 года, их выполняли лётчики-испытатели Игорь Волк, Валерий Меницкий и шеф-пилот микояновской фирмы Александр Федотов. Первый полноценный полёт – высота 560м, дальность 19 км – осуществил Авиард Фастовец 11 октября 1976 года.

Следующую фазу испытаний – старты с борта носителя Ту-95К, с высоты порядка 5000 м, – открыл 27 октября 1977 года тоже Фастовец; вообще, основную работу по лётным испытаниям ЭПОСа выполнил он. Испытания со сбросом с носителя проводились в 1977–78 годах, программа, включавшая 8 таких полётов (по другим данным – 6 или 10), была успешно завершена. Успешно, несмотря на то, что при посадке по окончании последнего полёта программы произошла случайная поломка аппарата. Повреждения были невелики, и инцидент произошел из-за досадной ошибки руководителя полётов, вызванной стечением неблагоприятных обстоятельств, – и тем не менее ЭПОС никогда больше в воздух не поднимался. Ни дозвуковой 105.11, ни его более «продвинутые» собратья 105.12 и 105.13.

О собратьях. Сверхзвуковой 105.12 был изготовлен полностью, а для гиперзвукового 105.13 был изготовлен фюзеляж, который проходил испытания на термостойкость. С самого начала замысел всей этой линейки аналогов состоял в том, что основные конструктивные решения будущего орбитального самолёта были воплощены уже в первом, дозвуковом образце, а переход от одного диапазона скоростей к другому требовал лишь минимальных изменений в комплектации аппарата предыдущего этапа. Развитие конструкции сводилось преимущественно к установке дополнительного оборудования, необходимого для следующего этапа испытаний, либо к замене отдельных агрегатов и узлов на более совершенные, «подоспевшие» разработкой к этому моменту. Это позволяло обеспечить минимальную затрату сил и средств на выполнение всей программы, а впоследствии и на строительство штатных образцов ракетоплана.

Но… шёл уже 1978 год. Уже было организовано НПО «Молния», и полным ходом шла разработка нового, большого воздушно-космического самолёта, программа которого стала наивысшим приоритетом советской космической отрасли. К 1979 году все работы по «Спирали» были окончательно прекращены. Несмотря на предложения Лозино-Лозинского использовать наработанный по этой теме задел в работах по «Бурану», высшее руководство приняло решение ориентироваться на схему американского комплекса «Спейс Шаттл».

А единственный «живой» след проекта «Спираль», давшего множество ценнейших данных и прорывных технических решений, маленький самолётик ЭПОС 105.11, можно сегодня видеть в Музее ВВС в городе Монино, среди других, порой не менее уникальных летательных аппаратов прошлых лет.

Частное резюме №3

Заканчивая рассказ о программах многоразовых космических аппаратов «дошаттловой» эпохи, хочется сравнить, хотя бы в самом общем виде, ход этих программ у двух мировых космических лидеров и некоторые их результаты.

Все эти программы остались незавершёнными. И характерно то, что ни одна из них, ни у нас, ни в США, не развивалась теми темпами, которые изначально для неё планировались.

Эскизный проект «Спирали» предполагал следующий порядок движения к поставленной цели.

Создание гиперзвукового самолёта в чисто исследовательских целях, к которому не предъявлялось требование какого-либо сходства с орбитальной ступенью «Спирали». Фактически это было бы повторением американских работ по ракетоплану Х-15 . Первый полёт должен был пройти в 1967 году, а всю программу сверх- и гиперзвуковых полётов надлежало выполнить в следующем году. От этого этапа, проектной стоимостью 18 млн рублей, довольно скоро отказались.

Создание ЭПОСа, финальной стадией которого должны были быть пуски ракетой «Союз» с выполнением 2-3 витков на орбите высотой 150–160 км и штатной горизонтальной посадкой. Беспилотные старты намечались на 1969 год, пилотируемые – на 1970-й. На реализацию этой подпрограммы, с постройкой четырёх ракетопланов, затребовалось 65 млн рублей.

Гиперзвуковой самолёт-разгонщик. Предусматривалась последовательная реализация консервативного и прогрессивного вариантов. Первый, для которого следовало построить 4 экземпляра ГСРа с «керосиновыми» ТРД, должен был выйти на лётные испытания в 1970 году, стоимость работ 140 млн рублей. Испытания второго, «водородного» варианта, намечались на 1972 год и подразумевали постройку также четырёх экземпляров и ассигнования в 230 млн рублей.

Полностью укомплектованная трёхэлементная система, с двухступенчатым ракетным ускорителем на традиционных компонентах топлива, консервативным разгонщиком и беспилотной орбитальной ступенью, должна была стартовать в 1972 году. Наконец, штатная система со всеми двигателями на водороде выходила на лётные испытания в 1973 году.

Честно говоря, в наше время, тем для более человека, знакомого с космической техникой по роду профессиональных занятий, такие сроки, мягко говоря, удивительны (впрочем, и суммы тоже). И мы теперь знаем, что, извините за каламбур, в реальности всё получилось значительно более реально. В 1976 году только оторвался от земли дозвуковой аналог; работы по разгонщику так и не продвинулись далее предварительной проработки эскизных вариантов двигательной установки; о ракетном ускорителе, о каком-либо строительстве необходимой наземной инфраструктуры вообще в доступных источниках данных нет. И всё же то, что было сделано по теме, обошлось в 75 млн рублей – больше, чем предполагалось истратить на один только этап создания орбитальной ступени, включая космические пуски.

Но не надо думать, что всё это – следствие «волюнтаристического оптимизма», родной неорганизованности и слабости технического потенциала. Вспомним, как выглядели аналогичные американские программы тех лет.

Первоначальные планы по «Дайна Сор»: первый сброс в атмосфере – 1963 год; беспилотный орбитальный полёт – 1964-й; пилотируемый – 1965 год. Результат – ни одного полёта, никакого, и 410 млн истраченных долларов.

Ракетопланы фирмы «Нортроп»: HL-10 и серия M-2. Первый планирующий полёт М-2/F-2 со сбросом с В-52 состоялся в июле 1966 года, испытания прекращены ещё до попытки включить ЖРД в связи с переносом внимания на следующий образец – M-2/F-3. Заявленные возможности (скорость порядка М = 2) не проверены.

«Несущие корпуса» HL-10 и M-2/F-3 в 1966-72 годах совершили десятки полётов, придвинулись к скоростной границе М = 2, но эта программа, подразумевавшая вначале выход на создание «космического такси» или чего-то подобного, по ходу дела была ограничена чисто исследовательскими целями.

Результаты всех предшествующих работ американцы использовали в программе Х-24, которая предполагала создание гиперзвуковых и космических аппаратов для практического применения. Прототип Х-24В в конце концов должен был летать с М = 4–5, но тот образец, который был реально изготовлен и испытывался, из-за конструктивных ограничений не смог бы выйти за М = 2. Финал: М = 1,76 и последний полёт в ноябре 1975 года. О стоимости можно судить по такой цифре: на работы по Х-24В в 1974/75 финансовом году было выделено 797,5 млн долларов.

Нам бы такие деньги…

Однако и за те деньги, которые страна могла вложить в тему «Спираль», было сделано очень немало; и кое в чём мы достигли результатов, качественно лучших, чем наши заокеанские конкуренты.

Так, при расчётах по «Дайна Сор» было определено, что в наиболее теплонапряжённых местах температура при спуске с орбиты может достигать величины 2370° С. Для того, чтобы выдержать такие температуры, предполагалось использовать сложнейшие (и дорогие!) конструкции трёхслойных стенок с испарительным охлаждением и/или редкие (и тоже дорогие) материалы, вплоть до таких, какие надо было ещё создать.

Наши же специалисты решали задачу по-другому. В конструктивной схеме ЭПОСа, как мы помним, был отдельный, установленный с зазором от корпуса, теплозащитный экран, а крылья аппарата на начальном участке спуска, в зоне больших скоростных напоров, «складывались» вверх к фюзеляжу, затеняя его и сами уходя от перпендикулярного по отношению к потоку положения. Плюс к этому – тщательно просчитанная траектория снижения с очень большим углом атаки, и в результате при тепловых испытаниях на специальном стенде фюзеляжа гиперзвукового аналога 105.13 были получены максимальные значения нагрева экрана в пределах +1500° C. Другие элементы конструкции, находясь в аэродинамической тени от экрана, грелись ещё меньше, что позволяло применять для их изготовления известные титановые, а кое-где даже алюминиевые сплавы.

Более того, конструктивная схема была настолько хороша, что можно было рассматривать вариант торможения со значительно меньшим углом атаки. Что это дает? На меньшем угле атаки аппарат приобретает более высокое значение аэродинамического качества, что позволяет ему даже в планирующем режиме иметь величину бокового маневра в 1500–1800 км. А при включённом ТРД радиус выбора точки посадки выходит далеко за 2 тысячи км. Огромное тактическое преимущество! Ведь это фактически обеспечивает возможность приземлиться на территории СССР, начав спуск на любом витке – не ожидая, пока Земля под орбитой «довернётся» в нужное положение. Температура же в этом случае повышалась, но лишь до 1700° С, что было приемлемо при использовании сплавов, которые уже находились в разработке.

* * *

В целом и советская «Спираль», и американские программы, конечно, не были пустой тратой времени и средств. Многие найденные в них технические решения, созданные для них материалы и методики, полученные в их ходе данные уже нашли своё применение в последующих космических разработках и ещё пригодятся в будущих проектах.

Хотя следует признать, что системы «Спейс Шаттл» и «Энергия»-«Буран» нельзя назвать прямым продолжением работ по многоразовым космическим кораблям, проведенных в 1960-е – 1970-е годы.

Предыдущая статья серии

Следующая статья серии

Ещё о космосе:

Прошло 30 лет, и нам опять хочется на Луну

Трудности и надежды «космического каботажа»

И снова здравствуйте

Мои поздравления Европейскому космическому агентству!

Просто помечтать, или кто кого обманет?

Кто кого обманет, вторая серия

В 90-е годы мы тоже создавали новую космическую технику

Ракета на заднем дворе

Полетел шестой турист, и вообще всё в порядке

Три романтики Байконура

Написать отзыв

CAPTCHA изображение
*