ЭПОС предназначался для натурной отработки аэродинамической компоновки, конструкции и всех бортовых систем, которые в дальнейшем будут применены в боевых самолетах, а также средств и методик, обеспечивающих боевое применение. ЭПОС уже фактически являлся опытным образцом боевого самолета, имея отсек для размещения телеметрической и контрольнозаписывающей аппаратуры объемом 2 м
ЭПОС был оборудован комбинированной двигательной установкой, включающей в себя:
– ЖРД орбитального маневрирования тягой 1500 кгс для выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты. Топливная система двигателя состояла из двух баков – горючего и окислителя. Рабочее давление в вытеснительной системе подачи компонентов топлива в ЖРД создавалось сжатым гелием;
– два аварийных ЖРД (для выдачи дублирующего тормозного импульса) с тягой в пустоте по 16 кгс каждый, работающих от топливной системы основного ЖРД. В случае наличия остатков топлива в баках после выдачи тормозного импульса летчик должен был слить топливо за борт с использованием вытеснительной системы на сжатом гелии;
– блок ЖРД для газодинамического управления (ГДУ) ориентацией самолета на орбите и спуске (ЖРД своей работой «помогают» управляющим аэродинамическим поверхностям до скорости М=3), состоящий из 6 двигателей грубой ориентации с тягой по 16 кгс каждый и 10 двигателей точной стабилизации с тягой 1 кгс каждый. Блок управляющих двигателей имел автономную вытеснительную топливную систему, состоящую из 2-х баков. При отказе ЖРД точной стабилизации их дублируют двигатели грубой ориентации;
– ТРД со стендовой тягой 2000 кг для полета на дозвуке и посадки. Этот двигатель являлся развитием подъемного двигателя 36
Оборудование самолета состоит из следующих основных систем:
– источников электроэнергии;
– системы навигации и управления;
– системы жизнеобеспечения летчика;
– системы аварийного спасения летчика в случае катапультирования (именно так написано в аванпроекте, хотя мы понимаем, что катапультирование – это и есть аварийное спасение летчика);
– системы термостатирования отсеков оборудования и кабины;
– системы радиосвязи с коротковолновой КВ и ультракоротковолновой ДЦВ радиостанциями и внешними ан- тенно-фидерными устройствами;
– радиотелеметрической системы измерений с магнитными накопителями, обеспечивающей регистрацию на борту самолета 350 параметров;
– электрической трехпозиционной системы управления крыльями;
– системы индикации всех необходимых параметров для летчика на приборной доске и пультах кабины, включающей: указатель аварийного момента торможения (УАМТ), указатель скорости, индикатор пространственного положения (ИПП), дублер авиагоризонта ДА-200, указатель угловых скоростей, указатель высоты, навигационный индикатор, указатель перегрузок, счетчик дальности, часы и индикацию времени, указатель исполнения программ, блок введения программ, указатель положения шасси и крыльев, сигнализаторы контроля системы жизнедеятельности, вольт-амперметр, прибор контроля ТРД, комплексное табло сигнализаторов состояния бортовых систем, приборы включения и выключения ЖРД и двигателей газодинамической системы управления, прибор контроля ЖРД и двигателей газодинамической системы управления, пульт управления аварийным сливом топлива ЖРД.
Система индикации, средств контроля и управления обеспечивает возможность выполнения летчиком основных задач по управлению орбитальным самолетом и его бортовыми системами на всех этапах полета:
– проведение астро- и радиокоррекции навигационной системы;
– осуществление ручной ориентации и стабилизации самолета в орбитальном полете;
– контроль работы всех систем;
– управление по директорным приборам на этапе привода и посадки.
Корпус
Длина, мм 8000
Размах по заднему торцумм 4000
Радиус носка корпуса, мм 1500
Площадь плановой проекции, м2 24,00
Мидель корпуса, 3,70
Площадь дна, 2,80
Стреловидность носовой части, г род 74,33
Положение центра тяжести в % к длине 58
Крыло
Площадь поворотных консолей, м 2 2,33
Удлинение 1,91
Сужение 3,11
Стреловидность по передней кромке, град 55
Площадь элевонов, M
Киль
Площадь, м
Удлинение 2,06
Сужение 2,38
Стреловидность по передней кромке, град 60
Площадь руля направления, м
Щитки
Площадь, M
Выбранный интерьер кабины орбитального самолета позволяет рационально использовать объем и форму кабины и реализовать функционально оправданную компоновку кабины, снижающую утомляемость летчика и обеспечивающую удобную стыковку средств индикации с различными системами орбитального самолета. Входящие в состав системы индикаторы обеспечивают летчика информацией в достаточном объеме и виде, удобном для восприятия. Ряд индикаторов выполняет совмещенные функции на различных этапах полета, что уменьшает их общее потребное количество.
Для аварийного спасения пилота на любом участке полета в конструкции ОС предусматривалась отделяемая кабина-капсула фарообразной формы, имеющая собственные пороховые двигатели для отстрела от самолета на всех этапах его движения от старта до посадки. Капсула со всеми средствами спасения и жизнеобеспечения летчика разработана ОКБ-918 по техническому заданию ОКБ-155. Процесс катапультирования капсулы осуществляется в направлении «вперед-вверх», что позволяет спасать пилота не только во время полета на ГСР, но и на участке выведения с помощью РН «Союз». Для этого на ракете применен специально спрофилированный головной обтекатель с открытым проемом для выхода капсулы. В процессе катапультирования капсулы сначала на самолете распахиваются в разные стороны верхние
