выполнялся из множества металлических пластин- панелей из плакированного ниобие- вого сплава, расположенных по принципу «рыбной чешуи». Сверху корпус закрывался панелями обшивки, также подвижными (для снятия температурных напряжений) за счет отверстий большого диаметра, превышающих диаметр рабочей зоны крепежных элементов.
Проведенные при разработке аванпроекта расчеты по флаттеру показали, что критические скоростные напоры классических форм флаттера крыла и киля орбитального самолета достаточно высоки, безопасность от рулевых форм флаттера обеспечивается весовой балансировкой. Расчеты также подтвердили безопасность панелей теплозащитного экрана от флаттера. Анализ показывал, что и критический скоростной напор дивергенции корпуса орбитального самолета был существенно выше эксплуатационного, а влияние упругости крыла на эффективность элеронов незначительно. Штатная посадка осуществлялась на 4-х стоечное лыжное шасси (с тарельчатыми опорами), убираемое в боковые ниши корпуса (передние опоры) и в донный срез фюзеляжа (задние опоры).
Лыжное шасси скомпоновано таким образом, чтобы в убранном положении оно находилось в зоне низких температур под защитой экрана (поэтому оно было выполнено из «обычной» стали ВЛ-1) и не разрезало экран при выпуске перед 'посадкой. Стойки шасси были оборудованы металлическими тарельчатыми опорами (лыжами) из износостойкого металла – местные температуры из-за принятой концепции «горячей конструкции» не позволяли применить резиновые пневматики.
Проходимость широко расставленных стоек шасси должна была обеспечить посадку практически на любой более или менее ровный грунт минимальной прочности около 4 кг/ см
Выбор, испытания и отработка конструкционных материалов для аппарата, спроектированного по идеологии «горячей конструкции», оказались непростым делом и осуществлялись в лабораториях Всесоюзного научно-исследовательского института авиационных материалов (ВИАМ) по температурным условиям, заданным ОКБ-155. Но и это еще не все (что интересно!) – в разделе аванпроекта «Конструкция самолета и применяемые материалы» на 21 странице читаем: «…жаростойкие теплозащитные материалы типа пенокерамик в настоящее время разрабатываются». Обратите внимание на эту уникальную фразу! «Горячая» конструкция на ОС «Спираль» применена не потому, что она лучше, а потому что ничего другого в многоразовом исполнении на тот момент еще просто не существовало…
Но уже тогда конструкторы думали о сверхлегком керамическом теплозащитном покрытии! Напомним – документ датирован 29 июня 1966 г. ~ до первого полета американского шаттла «Колумбия» с плиточной керамической теплозащитой оставалось еще почти 15 лет, до первого испытания советских кварцевых плиток на «БОРе-4» – 16 лет, до полета «Бурана» – еще долгие 22 года!
Но пока расскажем о первом аппарате, который должен был стать нашим ответом американскому ракетоплану X- 15.
Для отработки посадки, бортовых систем, аэродинамики, газодинамического управления и всех систем управления самолетом, а также для тренировки летного состава предполагалась разработка аналога орбитального самолета, точно повторяющего его форму. Такой аналог, сбрасываемый с самолета-носителя Ту-95КМ, с помощью собственных двигателей должен был продолжить полет и позволить отработать условия посадки и полетов до М=6-8 и Н-50-120 км.
Так как скорость полета в верхних слоях атмосферы у аналога была в несколько раз меньше орбитальной, то, учитывая щадящие температурные условия, его планировалось построить из обычных конструкционных материалов (стальные, титановые и алюминиевые сплавы). По проекту аналог оснащался силовой установкой, состоящей из двух серийных ЖРД разработки ОКБ-117 с тягой по 11,75 тс каждый (по другим данным, тяга каждого двигателя 13 тс) и одним ТРД 36-35 ОКБ-36 со стендовой тягой 2500 кг и уже существующим оборудованием (на первых экземплярах). ЖРД располагались с углом полуразвала 11 градусов 40 минут в горизонтальной плоскости таким образом, чтобы вектора их тяг проходили через центр масс аппарата.
Использование освоенных в производстве агрегатов должно было значительно снизить стоимость и сроки отработки экспериментального орбитального самолета. В дальнейшем планировалось установить на аналог разработанные в ОКБ-2 МАП ускорители, позволяющие довести его скорость до М=12-13, и ряд штатных систем ЭПОСа.
Схемо подвески аналога под самолетом-носителем соответствовала подвеске принятой на вооружение крылатой ракеты Х-20, поэтому доработка Ту-95КМ также не требовалась.
Планировавшийся профиль полета выглядел следующим образом. После совместного взлета самолет- носитель Ту-95 в течение часа поднимает аналог на высоту 11-12 км, где на скорости 830 км/час происходит его сброс. Угол установки подвижных консолей крыла в начале полета составляет 20-35 градусов (соответственно 70-55 градусов от горизонтальной плоскости). Включив собственные маршевые ЖРД (под запас топлива 7,15 т использованы все свободные внутренние объемы планера), самолет-аналог через 81 секунду разгоняется до скорости 8000 км/час. Активный участок раз гона заканчивается на высоте 48-50 км. К этому моменту два ЖРД успевают сжечь 6625 кг топлива. В ходе дальнейшего полета, проходящего по инерции, аналог достигает максимальной высоты 120 км, имея в этот момент скорость 6800 км/час (М=7,5). В восходящей точке своей траектории аппарат может выполнять маневры с помощью двух ЖРД суммарной тягой 1,5 т и двигателей ориентации (системы газодинамического управления). Вход в атмосферу происходит на скорости 7250 км/час, максимальная перегрузка на этапе спуска достигает 5,3 д. Максимальное качество аппарата на гиперзвуковых скоростях 1,4, балансировочное – 1,0. В наиболее теплонапряженных местах обшивка успевает нагреться до 890 градусов С.
После возвращения в плотные слои атмосферы, при уменьшении скорости полета до М=2,5, консоли крыла раскладываются в положение 60 градусов, и в диапазоне высот 5- 10 км включается ТРД тягой 2,5 т, который при запасе топлива 300 кг может обеспечить дальность полета до 90 км при крейсерской скорости 400 км/час на высоте 500±2000 м. Имея максимальное дозвуковое качество 4,5, аналог осуществляет переход на крейсерский режим полета с углом наклона траектории планирования 12 градусов и вертикальной скоростью около 18 м/сек. Посадочная глиссада имеет наклон 18 градусов, ( качество изза выпущенного шасси уменьшается до 4), посадочная скорость 250 км/час. При посадочной массе аппарата 4,4 т длина пробега составляет около 1000-1100 м.
Программа создания суборбитального пилотируемого аналога «50 11» так и не была реализована в задуманных объемах, но проработанные конструкторские решения по сбросу с самолета-носителя Ту- 95КМ были востребованы при постройке и испытаниях дозвукового аналога «105.11». Но об этом мы расскажем чуть позже.
