Суборбитальный самолет-аналог «50-11» (СССР)

В июне 1966 года ЦАГИ имени Н.Е.Жуковского в собственном Заключении поддержал программку НИОКР в рамках проекта "Спираль" (В.М.Мясищев, прошлый в то время директором ЦАГИ, увидел в программке широкие перспективы расширения ведущихся в институте исследовательских работ по аэродинамике гиперзвуковых скоростей) и интенсивно включился в работу. С течением времени, после возникновения отрицательной резолюции А.А.Гречко, основной скоп задач по НИОКР в рамках темы "Спираль" стал производиться в ЦАГИ и подмосковном ЛИИ. Большой объем испытаний, начиная с лабораторных исследовательских работ, продувок моделей и масштабных аналогов ЭПОСа в аэродинамических трубах ЦАГИ и кончая их стендовыми отработками применительно к различным режимам и шагам полета, дозволили с высочайшей степенью достоверности найти аэродинамические свойства планера ОС. Они же, в свою очередь, стали начальными данными для разработчиков разных систем ЭПОСа. С целью уточнения результатов "трубных исследовательских работ", черт стойкости и маневренности ОС на разных участках полета в ЦАГИ вместе с подмосковным ЛИИ были сделаны модели "БОР" в масштабах 1:3 и 1:2. От Дубненского филиала ОКБ-155 крупномасштабными летающими моделями занимались С.С.Юданов, Г.П.Владычин и А.А.Кондратов. В 1968 г. коллективом ОКБ А.И.Микояна при участии профессионалов Дубненского филиала ОКБ фактически стопроцентно бала разработана рабочая конструкторская документация по дозвуковому аналогу орбитального самолета «105.11», которая была передана на Дубненский машиностроительный завод для пуска в создание (Блохин Ю.Д., Решетников Д.А., Саенко В.И. и др.). Для избежания неурядицы отметим, что согласно предложенному в аванпроекте плану работ сначало ЭПОСом обозначался пилотируемый самолет-аналог «50-11» первого шага работ с 2-мя ракетными движками, который при старте из-под самолета-носителя Ту-95К был должен достигать высоты 120 км и наибольшей скорости М=6-8). За период с 1968 г. по 1971 г. Дубненский машиностроительный завод сделал: - набор составных частей планера (головная часть фюзеляжа, консоль крыла с элевонами, киль с рулем направления, створка воздухопоглотителя, балансировочные щитки) для особых испытаний; - планер аналога для статических испытаний; - летный экземпляр дозвукового самолета-аналога «105.11». Для отработки посадки, бортовых систем, аэродинамики в полетах до М=6-8 и Н=50-120 км, газодинамического управления и всех систем управления, также для тренировки летного состава планировалась разработка самолета-аналога «50-11», точно повторяющего форму орбитального самолета и запускаемого с самолета-носителя Ту-95КМ. Потому что скорость полета в верхних слоях атмосферы у аналога была в пару раз меньше орбитальной, то, беря во внимание щадящие температурные условия, его собирались выстроить из обыденных конструкционных материалов (железные, титановые и дюралевые сплавы). По проекту аналог «50-11» комплектовался силовой установкой, состоявшей из 2-ух серийных ЖРД 5Д21М разработки ОКБ-117 с тягой по 11,75 тс каждый (удельный импульс 287 сек на уровне моря; тяга 13 тс с удельным импульсом 319 сек в вакууме), 1-го «штатного» ЖРД тягой 1500 кг и 1-го ТРД РД36-35, разработанного в ОКБ-36 - Рыбинском КБ двигателестроения, со стендовой тягой 2500 кгс, также из уже имеющегося оборудования (на первых экземплярах). ЖРД размещались с углом полуразвала 11°40' в горизонтальной плоскости таким образом, чтоб векторы их тяг проходили через центр тяжести аппарата. Внедрение освоенных в производстве агрегатов должно было существенно понизить цена и сроки отработки экспериментального орбитального самолета. В предстоящем планировалось установить на аналог «50-11» разработанные в ОКБ-2 МАП ускорители, дозволяющие довести его скорость до М = 12-13, и ряд штатных систем ЭПОСа. Схема подвески аналога «50-11» под самолетом-носителем соответствовала подвеске, принятой на вооружение крылатой ракеты Х-20, потому для Ту-95КМ требовалась только малозначительная доработка. Планировавшийся профиль полета смотрелся последующим образом. После взлета самолет-носитель Ту-95 в течение часа поднимает аналог на высоту 11-12 км, где на скорости 830 км/ч происходит сброс последнего. Угол установки V подвижных консолей крыла сначала полета составляет 20-35° (соответственно 70-55° от горизонтальной плоскости). Включив личные маршевые ЖРД (под припас горючего 7,15 т применены все свободные внутренние объемы планера), самолет-аналог через 81 сек разгоняется до скорости 8000 км/ч. Активный участок разгона завершается на высоте 48-50 км. К этому моменту два ЖРД успевают спалить огромную часть горючего (6625 кг). В процессе предстоящего полета, проходящего по инерции, аналог добивается наибольшей высоты 120 км, имея в этот момент скорость 6800 км/ч (М=7,5). В восходящей точке собственной линии движения аппарат может делать маневры при помощи штатного ЖРД тягой 1,5 тс и движков ориентации (системы газодинамического управления), используя оставшееся в баках горючее. Вход в атмосферу происходит на скорости 7250 км/ч, наибольшая перегрузка на шаге спуска добивается 5,3 единиц. Наибольшее качество аппарата на гиперзвуковых скоростях - 1,4, балансировочное - 1,0. В более теплонапряженных местах обшивка успевает нагреться до 890°С. После возвращения в плотные слои атмосферы при уменьшении скорости полета до М=2,5 консоли крыла раскладываются в положение 60°, и в спектре высот 5-10 км врубается ТРД тягой 2,5 тс, который при припасе горючего в 300 кг может обеспечить дальность полета до 90 км при крейсерской скорости 400 км/ч на высоте 500-2000 м. Имея наибольшее дозвуковое качество 4,5, аналог мог бы выполнить переход на крейсерский режим полета с углом наклона линии движения планирования 12° и вертикальной скоростью около 18 м/сек. Посадочная глиссада имеет наклон 18° (т. к. качество из-за выпущенного шасси уменьшается до 4), посадочная скорость 250 км/ч. При посадочной массе аппарата 4400 кг длина пробега составляет около 1000-1100 м. Программка сотворения суборбитального пилотируемого аналога «50-11» не была реализована в загаданных объемах, но проработанные конструкторские решения по сбросу с самолета-носителя Ту-95КМ были нужны при постройке и испытаниях дозвукового аналога «105.11». Размерности самолета-аналога «50-11» Корпус Длина 8000 мм Размах по заднему торцу 4000 мм Радиус носка корпуса 1500 мм Площадь плановой проекции 24 м Мидель корпуса 3,7 м Площадь дна 2,8 м Стреловидность носовой части 74° 20' Положение центра масс в % к длине 58 Крыло Площадь поворотных консолей 2x33 м Удлинение 1,91 Сужение 3,11 Стреловидность по фронтальной кромке 55° Площадь элевонов 1,15м Киль Площадь 1,7 м Удлинение 2,06 Сужение 2,38 Стреловидность по фронтальной кромке 60 Площадь руля направления 0,44 м

Источник: dogswar.ru