Авиация и космонавтика 2006 12

обслуживающих орбитальный самолет устройств.

В первых полетах ЭПОС должен был проверить принципиальную осуществимость газодинамического маневра по изменению плоскости орбиты. Этот маневр должен был стать штатным элементом программы полета боевых орбитальных самолетов в ударном и разведывательном вариантах для обеспечения возможности повторного прохода над целью. Располагаемое количество топлива для выполнения маневра составляло 2000 кг из-за ограничения веса самолета, выводимого на орбиту. Его хватало на 7 минут работы маршевого ЖРД и поворот плоскости орбиты только на 8 градусов. Тем не менее успех этой операции на ЭПОСе давал бы уверенность в повороте плоскости орбиты на боевых ОС на большие (требуемые) углы.

Первый испытательный орбитальный полет должен был выглядеть следующим образом. Сначала, после проверки бортовых систем ЭПОСА в Монтажно-испытательном корпусе на площадке №2 Байконура, производится заправка ЭПОСА высококипящими компонентами топлива, затем осуществляется стыковка с РН «Союз».

Консоли крыла складываются в стартовое положение («шалашиком на спине»), и после накатки головного обтекателя ракета с космическим аппаратом общей высотой около 37 м (из которых 10 м приходится на находящиеся под обтекателем ЭПОС и силовую ферму крепления к РН) вывозится на старт, где проводятся заключительные операции (комплексные проверки, заправка РН, посадка пилота- космонавта в аппарат, предстартовая готовность и т.д.), знакомые нам по пускам других «Союзов».

Запуск происходит ранним утром (с 6.00 до 9.00 ДМВ) (ДМВ – декретное московское время) в течение двух-трех часового стартового окна для обеспечения посадки на выбранные аэродромы на территории СССР в светлое время суток.

После старта на активном участке полета РН на обтекатель воздействует максимальный скоростной напор 3600 кг/м2 , летчик-космонавт испытывает максимальную перегрузку 4,4 д. Ракета выводит ЭПОС весом 7 т на низкую рабочую орбиту высотой 130 км, наклонением 51 градус и периодом обращения около полутора часов. Затем аппарат сбрасывает 200-килограммовую соединительную ферму и начинает получасовые проверки бортовых систем, во время которых наземный ЦУП анализирует поступающую с борта телеметрическую информацию, после чего начинается подготовка маневра по повороту плоскости орбиты – проверяются двигатели ориентации (ГДУ), ЭПОС стабилизируется для выдачи импульса. В начале второго вит

ка, в зоне слежения наземных командных пунктов включается маршевый ЖРД, и через 7 минут, «облегчившись» почти на 2 т, аппарат выходит на новую орбиту наклонением 58 градусов 45 минут. На втором витке продолжаются испытания бортовых систем, т.е. идет выполнение программы полета по «мирному освоению космоса», затем начинается подготовка к посадке.

Консоли крыла занимают положение для входа в атмосферу (угол поперечного V – 60 градусов), ЭПОС ориентируется двигателями вперед, и над Индийским океаном (примерно на расстоянии около 14000 км до аэродрома посадки) включением аварийных ЖРД (с целью их проверки) выдается тормозной импульс для схода с орбиты. Пилот-космонавт производит слив остатков топлива за борт и ориентирует аппарат под требуемым углом атаки для входа в атмосферу со скоростью М=25.

Гиперзвуковое маневрирование в атмосфере при используемом среднем качестве 0,9 (при угле атаки 45 градусов) может обеспечить зону посадок ±1 100 км в любую сторону от плоскости орбиты за счет совершения бокового маневра и до 4000 км в плоскости орбиты. (Максимальное аэродинамическое качество, которым обладает ЭПОС на гиперзвуке, равно К=1,5 при скорости М=6. В последующих полетах конструкторы надеялись повысить среднее качество ближе к максимальному значению за счет некоторого снижения угла атаки на гиперзвуковом участке (и соответственно, увеличения температуры нагрева ТЗЭ) для увеличения располагаемой величины бокового маневра до ±1480 км и до 6000 км по дальности в плоскости орбиты).

Прохождение участка максимальных тепловых потоков осуществляется с использованием изменения угла крена в пределах от 0 градусов до 60 градусов, что обеспечивает необходимую продольную и боковую дальность и вывод в заданный район посадки. Маневрирование по крену существенно упрощает схему управления и снижает до минимума затраты топлива на газодинамическое управление при спуске. Максимальные перегрузки, испытываемые летчиком на участке спуска, не превышают -1,4 g по оси X (в направлении «грудь-спина») и +1,4 g по оси Y («голова-ноги»). После снижения скорости до М=10 происходит программное раскладывание консолей до 45 градусов.

Следующая окончательная раскладка консолей в максимальное положение (угол поперечного V – 30 градусов) происходит на скорости М=2,5. На расстоянии 60 км до аэродрома запускается ТРД, развивающий тягу 1000 кгс на скорости М=0,35, и с высоты 2000 м начинается участок планирования, на котором самолет осуществляет предпосадочное маневрирование со скоростью около 400 км/час, снижаясь с вертикальной скоростью 18 м/сек по траектории с углом наклона 12 градусов.

С высоты 500 м производится заход на посадку. Выпускаемое шасси уменьшает аэродинамическое качество с 4,5 до 4. При посадочном весе 4,5 т самолет выдерживает посадочный угол 14 градусов, касаясь посадочной полосы на скорости 225-250 км/час. Длина пробега еще раскаленного аппарата по грунтовой полосе составляет 1000-1700 м. В конце полосы самолет уже ждут на почтительном расстоянии (все-таки остатки токсичного топлива!) встречающие, да и самолет только что вернулся из плазменной печи, нужно дать ему время остыть… А может быть, посадочная команда, одетая в костюмы химической защиты, быстро разворачивает наземные средства охлаждения корпуса и вентиляции внутренних отсеков? В любом случае это заканчивается выходом устало улыбающегося летчика-космонавта (а ведь никто из отряда наших космонавтов так и не стал по-настоящему летчиком-космонавтом, реализовав оба этих термина в одном полете…

Немногочисленные счастливцы, слетавшие в космос на американском шаттле, были там только пассажирами…), поздравлениями и объятиями на N-ском аэродроме в западной части СССР…

Этого не было. Но это могло бы быть! Такой полет мог реально состояться в начале 1970-х годов!

Много позднее, уже в наши дни, когда отшумели все эмоции по поводу закрытия программы ВОС «Спираль», один из конструкторов в беседе с автором сказал: «С ГСР это был еще, конечно, вопрос, а вот с орбитальным кораблем – ЭПОСом – вопросов нет, его реально можно было построить, и он бы сейчас летал…» Добавим от себя – только, наверное, все-таки с иной теплозащитой.

БОЕВЫЕ ПИЛОТИРУЕМЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ САМОЛЕТЫ

На базе экспериментального орбитального самолета планировалось создать следующие варианты боевого пилотируемого орбитального самолета:

– разведчика для дневной фото- и постоянной всепогодной радиолокационной разведки;

– ударного самолета с ракетой «Космос-Земля» для уничтожения авианосных соединений противника и малоподвижных площадных целей;

– инспектора-перехватчика космических целей.

Из всех вариантов конструкторы наибольшее внимание уделяли варианту дневного фоторазведчика. Это связано с первоочередными потребностями военного заказчика системы, с одной стороны, и с более легкой модификацией детально проработанного ЭПОСа в фоторазведчик, с другой.

Остальные варианты требовали доработки конструкторской документации по мере уточнения методов боевого применения и дальнейшего продвижения смежных работ по оборудованию и бортовым системам. В результате проектирования было определено, что боевой орбитальный самолет при одинаковой с экспериментальным самолетом геометрии может иметь закабин- ный отсек для размещения спецоборудования объемом 2 м3 , что полностью удовлетворяет варианты разведчика и перехватчика.

В ударном варианте для размещения ракеты «Космос-Земля» объема закабинного отсека явно не хватало, и дополнительный объем 2 м3 решили получить за счет уменьшения запаса топлива. Ударный самолет и радиолокационный разведчик имеют разворачиваемые на орбите внешние антенны, которые сбрасываются перед сходом с орбиты. Отличительной чертой боевых вариантов является возможность выполнения маневра по изменению плоскости орбиты для повторного прохода над одной и той же точкой земной поверхности при выполнении боевого задания.