Эскизный проект планирующего космического аппарата (ПКА) – ракетоплана для спуска с орбиты и посадки на Землю был разработан в ОКБ–256 и утвержден П.В. Цыбиным 17 мая 1959 г.

Согласно проекту, ракетоплан с космонавтом на борту должен был выводиться на круговую орбиту высотой 300 км, как и космический корабль «Восток», ракетой-носителем 8К72. После суточного орбитального полёта аппарат должен был сойти с орбиты и возвратиться на Землю, планируя в плотных слоях атмосферы. В начале спуска в зоне интенсивного теплового нагрева аппарат использовал подъемную силу несущего корпуса оригинальной формы, а потом, снизив скорость до 500–600 м/с, с высоты 20 км планировал с помощью раскрывающихся крыльев, первоначально сложенных «за спиной».

Посадку предполагалось выполнить на специальную грунтовую площадку с использованием шасси «велосипедного» типа. Рассматривалась даже возможность катапультирования космонавта непосредственно перед посадкой на ВПП.

Космический аппарат задумывался классической аэродинамической схемы, с трапециевидным крылом и нормальным хвостовым оперением. Свое полуофициальное название «лапоток» аппарат получил из-за характерной формы фюзеляжа, в аэродинамическую тень которого несущие плоскости убирались при входе в плотные слои атмосферы.

Его вес определялся грузоподъемностью ракеты-носителя и составляла 4,7 т. Длина ПКА составляла 9,4 м, размах крыла – 5,5 м, а ширина фюзеляжа – 3 м. В конструкции фюзеляжа ПКА широко использовалась сталь. Для защиты от нагрева при возвращении с орбиты он оснащался подфюзеляжным тепловым экраном, отделенным от главного каркаса промежутком в 100 мм. Носовая часть ПКА и передние кромки аэродинамических поверхностей, также выполненных из стали, имели жидкую литиевую замкнутую активную систему охлаждения. Нагрев поверхности мог достигать 1200 °C, в то время как внутренний каркас – до 400 °C. Крылья, сложенные под углом 55–60° к вертикали, находились при спуске в аэродинамической тени фюзеляжа.

Для маневрирования на орбите аппарат имел навесную двигательную установку, состоящую из тормозного и корректирующего двигателей и примыкающую к донной части фюзеляжа. Они работали на перекиси водорода и имели раздельные баки с основными двигателями торможения и коррекции орбиты. ДУ отделялась на высоте 90 км после выдачи тормозного импульса для схода с орбиты.

Космонавт находился в катапультируемом кресле, которое имело три положения: для старта, рабочее и отдыха. В кабине была система жизнеобеспечения, два боковых окна и система с астроориентацией. В случае аварии ракеты-носителя на высотах до 10 км космонавт мог катапультироваться из кабины. На больших высотах производилось аварийное отделение ракетоплана от носителя, раскрытие консолей крыла и спуск на Землю.

Следует заметить, что ОКБ–23 Мясищева параллельно вело разработки ударного самолёта РС, разведчика ЗРС и др. Успех Цыбина вызвал раздражение у других ведущих конструкторов, особенно у А.И. Туполева и А.И. Микояна. В конце концов им удалось свалить удачливого конкурента.

1 октября 1959 г. ОКБ–256 было расформировано, все его сотрудники «добровольно-принудительно» переведены в ОКБ–23 к Мясищеву в Фили, а помещения КБ и завода № 256 в Подберезье отдали КБ Микояна.

Следует заметить, что В.М. Мясищев в инициативном порядке ещё в 1956 г. приступил к проектированию гиперзвукового орбитального ракетоплана с планирующим спуском, горизонтальной посадкой (по-самолётному) и практически неограниченной круговой орбитальной дальностью полёта. Главная проблема работы заключалась в освоении гиперзвуковых скоростей полёта.

При проведении предварительных работ изучались различные виды движения – активный, рикошетирующий, инерционный – во всем диапазоне гиперзвуковых скоростей полёта вплоть до первой космической скорости. В итоге была доказана техническая возможность и целесообразность создания в ближайшие годы пилотируемого гиперзвукового ракетного летательного аппарата.

Пилотируемый ракетоплан, получивший название «изделие 46», в первую очередь предназначался для использования в качестве стратегического разведчика, а уже во вторую – как бомбардировщик, достигающий любой точки земной поверхности, а также в качестве истребителя ракет и боевых спутников вероятного противника.

В варианте сверхдальнего бомбардировщика пилотируемый ракетоплан мог сбрасывать бомбы в любом месте земной поверхности. Он должен был маневрировать при полёте по траектории и, в случае необходимости, уходить на второй круг.

Ракетоплан планировалось применять и для поражения боевых средств противника в системе ПВО, использовать как средство связи с ИСЗ, как транспортное средство для быстрой доставки грузов на сверхдальние расстояния, а также для других целей.

Мясищев предлагал выводить ракетоплан на орбиту с помощью модернизированной королёвской ракеты Р–7 с вертикальным стартом. Модернизация заключалась в создании устройств, компенсирующих возникновение подъемной силы на крыле ракетоплана. На последнем этапе вывода должны были срабатывать четыре разгонных двигателя, использовавшие топливо из четырёх закрепленных на самом ракетоплане топливных баков.

Конструктивно ракетоплан представлял собой самолёт, выполненный по схеме «утка», с крылом, имевшим стреловидность по передней кромке 75°, горизонтальным и вертикальным оперениями большой стреловидности, одним маршевым, четырьмя маневренными двигателями и системой струйной стабилизации.

Одноместная кабина пилота была герметичной и размещалась в средней части ракетоплана.

К апрелю 1959 г. в ОКБ–23 была отработана идея ракетоплана, способного осуществлять дежурство в режиме ожидания на орбите высотой 80–150 км с возможностью оперативного изменения высоты орбиты на 100 км и маневра по курсу до 3, а при времени одного оборота порядка 90 мин.

Разработанная в ОКБ–23 система с межконтинентальным ракетопланом-сателлоидом выполнена по трёхступенчатой схеме.

Первая ступень являлась собственно ракетой и состояла из ракетных ускорителей, соединённых по пакетно-тандемной схеме, и сателлоида с подвесными топливными баками. Ускорители первой ступени составляли ракетную часть изделия.

Вторая ступень состояла из двухступенчатого ракетного ускорителя и сателлоида с подвесными топливными баками.

Ускорители первой и второй ступеней образовывали ракету-носитель. Двигатели РН предполагалось сделать однотипными ЖРД.

Третья ступень составлена сателлоидом и подвесными топливными баками, сбрасываемыми после выработки топлива.

Характеристики ступеней по состоянию на конец 1958 г.

Сателлоид представлял собой малогабаритный пилотируемый летательный аппарат ракетно-авиационного типа. Он выполнен с учетом орбитального полёта, условий планирующего спуска и посадки и снабжен двигательной установкой, обеспечивавшей поддержание круговой (или околокруговой) скорости на марше, и емкостей для топлива, используемого на орбите, а также необходимым оборудованием для управляемого полёта.

Траектория полёта сателлоида состояла из трёх участков: активного, маршевого (орбитального) и участка спуска (планирующего полёта). Активный участок осуществлялся по аналогии с баллистическими ракетами, а конкретно – при помощи трёх ступеней ракеты Р–7. Маршевый участок – это движение сателлоида по орбите. Участок спуска – это планирующий сход с круговой орбиты после тормозящего импульса тяги двигателей и последующая посадка. Режим планирования осуществлялся на максимальных значениях подъемной силы и лобового сопротивления.

Кроме того, в ОКБ–23 был разработан проект ракетоплана «изделие 48». Работы над ним велись на основании приказов ГКАТ № 30 от 7 января 1960 г. и № 94 от 4 марта 1960 г., выпущенных согласно постановлению Совмина № 1388/618 от 10 декабря 1959 г.

Первоначально предполагалось создать летательный аппарат с экипажем из одного человека для отработки планирующего спуска и посадки, проверки оборудования и исследования жизнедеятельности человека в условиях космического полёта. Основными особенностями этого аппарата были торможение в атмосфере с перегрузками 3–4 g при аэродинамическом качестве 0,2–0,3 и возможность выполнения посадочного маневра для приземления в заданную точку.

Типовая траектория полёта всех создаваемых спутников состояла из пяти этапов.

Первый этап – выход на орбиту в сцепке с носителем; затем – полёт на орбите, баллистический спуск, управляемый планирующий полёт и посадка. В качестве носителя использовалась модификация ракеты Р–7 конструкции ОКБ–1 С.П. Королева.

Максимальная перегрузка при выходе на орбиту и на участке спуска не должна была превышать 3,5 g. Направление перегрузок: грудь – спина.

На круговую орбиту высотой 400 км носитель должен вывести спутник весом не более 4,5 т. Минимальное время пребывания спутника на орбите – 5 часов, максимальное – 27 часов. Время пребывания экипажа на стартовой позиции – 3 часа. Вес экипажа и кресел – 500 кг. Скорость входа спутника в атмосферу – не более 100 м/с. Начальный угол входа в атмосферу – 0°. Граница верхних слоев атмосферы – 80–100 км.

При разработке нового летательного аппарата аппараты с баллистическим спуском даже не рассматривались, так как перегрузки на них превышают 8–9 g.

Все перечисленные ограничения привели к созданию следующей компоновки спутника, использующего подъемную силу:

– крылатая схема с малыми углами атаки и торможением гиперзвуковыми щитками;

– крылатая схема с большими углами атаки и планирующей посадкой;

– бескрылая схема «обратный конус» с роторным спуском;

– конус с гиперзвуковыми крыльями и тормозными щитками (вариант с парашютной посадкой).

Для управления и стабилизации на орбите и в момент дачи тормозного импульса использовались струйные рули тормозной двигательной установки. На участке переходного эллипса и при полёте в атмосфере с гиперзвуковой скоростью для стабилизации аппарата использовалась система струйной стабилизации. Для торможения и создания потребного качества при полёте в атмосфере с гиперзвуковой скоростью использовалась лобовая поверхность (щит), выполненная в виде части сферической поверхности, поставленной под углом 10° к оси аппарата.

Для схода с орбиты применялся тормозной двигатель, работавший на перекиси водорода и керосине, тормозной импульс которого достигал 4200 кг/с. Запас топлива тормозной установки составлял 150 кг.

В ОКБ–23 были разработаны три основных варианта пилотируемых спутников.

Спутник крылатой схемы с гиперзвуковыми щитками представлял собой конус с углом раствора 14°, диаметром в кормовой части 1700 мм и треугольным крылом большой стреловидности (площадь 14 кв. м) и сбрасываемыми тормозными щитками на крыле и фюзеляже.

Кабина, расположенная в хвостовой части аппарата, рассчитана на двух членов экипажа, и позволяла пилотам на всех режимах от ожидания старта до приземления находиться в сравнительно комфортном положении. Кресла пилотов при установке спутника на носителе носом вперед разворачивались в горизонтальное положение.

Поскольку на летательном аппарате имелось крыло, а значит, и подъемная сила, были предусмотрены компенсирующие поверхности, устанавливаемые на носителе или на спутнике.

При спуске с орбиты, по достижении скорости М = 5, тормозные щитки и двигательный блок сбрасывались, и начиналось планирующее маневрирование на аэродром подсадки. Боковое маневрирование производилось за счёт аэродинамических поверхностей как на гиперзвуковом, так и на планирующем этапе траектории.

Использование динамического маневра при посадке такого крылатого спутника позволяло непродолжительно получать режим полёта с вертикальной скоростью, равной нулю.

Основные ТТХ спутника крылатой схемы с гиперзвуковыми щитками

Спутник крылатой схемы с планирующей посадкой представлял собой крылатый ракетоплан, выполненный по схеме «утка» с треугольным крылом, имевшим стреловидность по передней кромке 65°, горизонтальным и вертикальным оперениями, состоящими из двух поверхностей, расположенных на верхней и нижней поверхности цилиндрического фюзеляжа большой стреловидности.

В средней части аппарата размещалась двухместная герметичная кабина пилотов, на стартовой позиции обеспечивался поворот кресел.

Сход с орбиты и посадочные характеристики этой схемы аналогичны характеристикам предыдущего проекта, разве что двигательный блок спутника не сбрасывался.

Для этой компоновки крылатого пилотируемого спутника был проработан ещё один вариант с использованием тормозных щитков, расположенных в носовой части фюзеляжа и на передней кромке крыла.

Основные ТТХ спутника крылатой схемы с планирующей посадкой

Спутник бескрылой схемы с роторной посадкой представлял собой аппарат типа обратный конус с большой лобовой поверхностью, используемой как для получения подъемной силы, так и для торможения. При угле атаки 15° подъемная сила такого спутника достигала величины Су = 0,15.

Спутник состоял из конусообразной герметичной кабины, ротора диаметром 13 м, защитного сбрасываемого кожуха винта, щитков управления, сбрасываемого контейнера и двигательной установки.

Двухместная кабина размещалась в основной части аппарата, имеющей диаметр 3 м, что позволяло пилотам находиться в комфортном положении.

Возвращение пилотируемого спутника на Землю в положении тупым концом вперед позволяло отказаться от применения для размещения экипажа поворотных кресел, так как основные перегрузки при подобной компоновке воздействовали только в направлении грудь – спина на всех режимах полёта и находились в приемлемом диапазоне.

Посадка аппарата производилась с помощью авторотирующего винта. Винт вступал в действие при скорости М = 1 на высоте 10–15 км. На всех предшествующих этапах полёта он был защищён специальным сбрасываемым кожухом.

Применение роторной посадки позволяло за счёт предварительной раскрутки ротора на режиме торможения и последующего перевода лопастей в посадочный режим получать вертикальную скорость посадки равной нулю. Вес роторной системы составлял 8–12% посадочного веса аппарата.

Такая схема давала возможность посадки аппарата на неподготовленную площадку.

Основные ТТХ спутника бескрылой схемы с роторной посадкой

Спутник с гиперзвуковыми несущими поверхностями представлял собой конус с углом раствора 20° и диаметром в кормовой части 2,6 м, расположенными крестообразно воздушными рулями на максимальном диаметре, контейнером с парашютом, тормозными щитками и воздушными рулями.

Двухместная кабина пилота располагалась в кормовой части летательного аппарата.

Характеристики аппарата на гиперзвуковом участке полёта аналогичны характеристикам спутника крылатой схемы с гиперзвуковыми щитками. Но данная схема представлялась достаточно сложной в аэродинамическом плане. Использование же парашютной системы не позволяло маневрировать в каких-либо пределах на режиме посадки.

Основные ТТХ спутника с гиперзвуковыми несущими поверхностями

Но вот грянул гром среди ясного неба. По указанию Н.С. Хрущёва постановлением Совмина от 3 октября 1960 г. ОКБ–23 было передано В.Н. Челомею и стало филиалом ОКБ–62. Сам В.М. Мясищев ушел в ЦАГИ.