качество К=4,5 и коэффициент подъемной силы 0,6-0,8, что при выбранной удельной нагрузке 190 кг/м
В большинстве публикаций о «Спирали» говорится о возможности раздельного изменения угла поперечного V для каждой консоли с целью управления орбитальным самолетом по крену на участке атмосферного спуска. Это распространенное заблуждение о способе управления по крену для всех вариантов орбитального самолета «Спирали» впоследствии распространилось и на орбитальный самолет, прорабатывавшийся в рамках проекта создания Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС). И хотя на самом деле раздельное изменение угла поперечного V не использовалось, «нет дыма без огня»…
Введение на орбитальном самолете поворотных консолей крыла с расположением на них элевонов для управления по тангажу и крену выявило проблему обеспечения поперечного управления (по крену) на сверх- и гиперзвуковых режимах движения. Суть этой проблемы в следующем. В посадочной конфигурации, когда консоли крыла разложены, т.е. находятся в «самолетном» положении, схема управления креном с помощью элевонов ничем не отличается от обычного поперечного управления самолетов нормальных схем с помощью элеронов: когда летчик отклоняет ручку управления (штурвал) вправо, то самолет кренится на правое крыло, и наоборот.
На сверх- и гиперзвуковых скоростях полета, когда консоли крыла орбитального самолета приведены в положение 60-45 градусов от горизонтали (30-45 градусов от плоскости симметрии), элевоны, расположенные на них, сохраняют свои функции как орган управления по тангажу, но дают обратную реакцию орбитального самолета по крену. В этом случае, если летчик отклоняет ручку управления вправо, то ОС кренится влево, и наоборот. Такая смена реакции по крену при изменении геометрии (раскладывании консолей крыла) орбитального самолета является совершенно неприемлемой для летчика.
Следует отметить, что на этапе спуска орбитального самолета с орбиты (участок полета с гиперзвуковыми и сверхзвуковыми скоростями) летчик управляет только углами атаки (тангажом) и крена, а управление траекторией движения в боковой плоскости происходит за счет подъемной силы при создании крена того или иного знака. Таким образом, формирование надежной системы управления креном на указанных режимах имело принципиальное значение. Наличие обратной реакции по крену на высоких скоростях при «недоразложенных» консолях крыла выяснилось в октябре 1967 года, о чем сразу было доложено Владимиром Александровичем Тру- факиным Лозино-Лозинскому, Как позднее вспоминал Владимир Александрович, ему показалось, что в первоначальный момент Главный конструктор не сразу доверился «фантазиям» молодого специалиста, но уже через 2-3 недели он организовал серьезное обсуждение поставленной проблемы, на котором предложил организовать схему управления креном с помощью дифференциального отклонения консолей крыла.
Однако после соответствующих проработок этот вариант отпал, прежде всего, из-за малого быстродействия поперечного управления по указанной схеме – максимальная скорость отклонения консоли не превышала 5 угловых градусов в секунду, что было совершенно недостаточно.
В процессе поисков были предложены и разработаны принципиально новые бесшарнирные органы управления – верхние и нижние интерцепторы, но и они не решали рассматриваемой проблемы.
В конце концов, в ЦАГИ Р.В.Студ- нев предложил не бороться с обратной реакцией, а использовать ее. Были предложены схемы изменения знака сигнала с ручки управления при изменении геометрии крыльев орбитального самолета. Для этого пришлось разработать специальные алгоритмы обеспечения устойчивости и управляемости с коммутацией величин настроечных коэффициентов в зависимости от положения консолей крыла. В дальнейшем такое управление получило название «обобщенное поперечное управление» и в 1969 г. было защищено авторским свидетельством. Разработанный способ управления впоследствии был использован на «Буране» (на нем также на гиперзвуковых скоростях наблюдалось явление обратной реакции элевонов по крену). Проблема была решена, но расхожее ошибочное мнение об управлении по крену на орбитальном самолете «Спираль» осталось.
При решении проблемы теплозащиты орбитального самодэта:проектанты взяли за основу принцип «горячей конструкции оболочки» с максимальной температурой около 1500 градусов С, т.е. конструкции, охлаждаемой только за счет лучистого теп- лопереноса от горячих элементов к более холодным.
При таком подходе все конструктивные решения сведены только к взаимному тепловому экранированию элементов конструкции без применения каких-либо других конструктивных решений по активному охлаждению.
Тем не менее в заключении ЦАГИ по аванпроекту рекомендовано в дальнейшем, в ходе эскизного проектирования, рассмотреть возможность применения, помимо «горячей», и частично охлаждаемой конструкции.
Основой конструктивно-силовой схемы орбитального самолета является силовая пространственная ферма, сваренная из отдельных трубчатых стержней-звеньев, на которой закреплены все агрегаты и на которую замыкаются все виды нагрузок, приходящие на фюзеляж. Наличие фермы позволяет в полной мере реализовать принцип «горячей конструкции» с минимизацией внутренних тепловых напряжений и вызываемых ими короблений несущих элементов конструкции. В то же время ферма позволяет значительно снизить внутренние тепловые потоки в силовой конструкции по сравнению с традиционной силовой схемой. Для сравнения скажем, что в основу конструктивно-силовой схемы проектировавшегося по аналогичному принципу «горячей конструкции» ракетоплана «Дайна-Сор» также закладывалась пространственная ферма. В то же время для американских шаттлов и советского «Бурана», защищенных поверхностной плиточной теплозащитой, при выборе конструктивно- силовой схемы использованы традиционные конструкторские решения с использованием шпангоутов, лонжеронов и силовых панелей обшивки.
Снизу, в наиболее теплонапряжен- ной части корпуса орбитального самолета, к ферме крепится нижний силовой теплозащитный экран (ТЗЭ), воспринимающий местные аэродинамические нагрузки и предохраняющий внутренний силовой набор от воздействия высоких температур. Экран состоял из следующих частей:
– носовой части без теплоизоляции, имеющей возможность свободного лучистого теплообмена с менее нагретой верхней обшивкой, за счет чего температура экрана в зоне максимальной температуры снижалась с 1600 градусов С до 1400 градусов С;
– воспринимающего перепад температур до 1000 градусов С за счет упругих деформаций гофра.
Экран крепился на керамических шарнирных подвесках-подшипниках, выполнявших роль тепловых барьеров и обеспечивавших подвижность ТЗЭ относительно основной конструкции. Такая подвеска ТЗЭ не только снимала температурные напряжения, возникающие за счет разности температур между экраном и основной конструкцией, достигающей 800- 1000 градусов С, но и обеспечивала неизменность внешних обводов за счет сохранения формы и положения экрана относительно корпуса. Конструктивно ТЗЭ
