В 1950-е гг. Андрей Николаевич Туполев внимательно следил за успехами в создании управляемых ракет и космических аппаратов и в конце 1950-х гг. создал внутри своего ОКБ–156 отдел «К», занимавшиеся проектированием летательных аппаратов. Возглавил этот перспективный отдел сын генерального конструктора Алексей Андреевич Туполев.
В 1958 г. в отделе «К» начались исследовательские работы по программе создания ударного беспилотного планирующего самолёта «ДП» (дальний планирующий). Ракетоплан «ДП» должен был представлять последнюю ступень, оснащённую мощной термоядерной боевой частью. В качестве ракеты-носителя рассматривались модификации боевых баллистических ракет среднего радиуса действия типа Р–5 и Р–12, рассматривался и вариант собственной разработки ракеты-носителя.
Согласно предэскизному проекту, ракетоплан «ДП» должен был выводиться ракетой-носителем на высоту 80–100 км, далее вся система разворачивалась на 90°, и происходило отделение «ДП». После отделения производилась одноразовая коррекция траектории «ДП», и дальше отделившийся аппарат летел к цели по планирующей траектории, определявшейся его аэродинамическим качеством и скоростью в момент отделения на данной высоте. «ДП», проходя плотные слои атмосферы, выходил на цель на расстоянии около 4000 км, развивая скорость, соответствующую М = 10. В ходе полёта по траектории коррекция производилась с помощью автономной системы управления и аэродинамических органов управления.
На борту отсутствовала какая-либо силовая установка, питание систем должно было осуществляться от химических источников тока и от воздушной системы баллонного питания.
Для охлаждения систем оборудования и термоядерного заряда на борту имелась система охлаждения. Конструкция планёра проектировалась по так называемой «горячей схеме» – без охлаждения. Все температурные напряжения, связанные с кинетическим нагревом, учитывались при проектировании элементов планёра.
На конечном этапе «ДП» переводился в пикирование на цель. По сигналу высотомера на заданной высоте производился подрыв термоядерного заряда.
Принципиальная схема полёта «ДП» мало отличалась от схемы полёта ракетного варианта «Дайна Сор» в одновитковом варианте.
Следует заметить, что в 1960–1970-х гг. ПВО Североамериканского континента была практически не в состоянии перехватить ракетоплан «ДП».
В течение двух лет в ОКБ–156 шли интенсивные работы по проекту «ДП», который получил туполевский индекс Ту–130 («изделие 130»).
После проведения теоретических и экспериментальных работ по теме в 1959 г. в ОКБ–159 приступили к рабочему проектированию самолёта «130».
В 1959–1960 гг. ходе работ над «изделием 130» были созданы несколько вариантов аэродинамических схем: «симметричная» и «несимметричная», «бесхвостка», «утка» и др. На основании этих исследований построили и продули в аэродинамических трубах ЦАГИ целую серию моделей, в том числе и на больших сверхзвуковых скоростях. В ЛИИ были проведены натурные лётные испытания со сбросом летающих моделей «130» с твердотопливными ускорителями с самолёта-носителя Ту–16ЛЛ. Аппаратура моделей служила для получения информации об аэродинамических характеристиках при различных режимах полёта со скоростями, близкими к М = 2. Для достижения больших скоростей (М = 6) маломасштабные модели отстреливались с помощью артиллерийских орудий и газодинамических пушек.
В основном варианте окончательного проекта самолёт «130» представлял из себя сравнительно небольшой летательный аппарат: длина – 8,8 м, размах крыла – 2,8 м и высота – 2,2 м. Для самолёта «130» была выбрана аэродинамическая схема самолёта-«бесхвостки». Он имел клинообразный фюзеляж полуэллиптического поперечного сечения с тупой носовой частью (одна из оптимальных форм для гиперзвукового летательного аппарата). Низкорасположенное треугольное крыло небольшой площади с углом стреловидности по передней кромке 75° имело по всему размаху элевоны. Вертикальное оперение самолёта состояло из двух килей: верхнего и нижнего, расположенных в задней части фюзеляжа. На обеих половинах киля имелись тормозные щитки. По условиям аэродинамического нагрева носовая часть фюзеляжа и передние кромки крыла и килей выполнялись из графита. Конструкция планёра из нержавеющей стали – «горячая».
В опытном производстве была заложена серия из пяти экспериментальных изделий «130».
В 1960 г. первый опытный образец самолёта «130» был готов, далее наступал этап оснащения его необходимым оборудованием и начала работ по стыковке с ракетой-носителем – модификацией ракеты Р–12. Доработка Р–12 заключалась, помимо переделки носовой части под новый стыковочный узел, в усилении несущего корпуса ракеты с помощью дополнительного внешнего конструктивного экрана, разработанного отделом «К» ОКБ–156.
Однако по постановлению Совмина от 5 февраля 1960 г. за № 138–48 все работы по Ту–130 были прекращены. Построенные планёры самолётов «130» частично были утилизированы, а несколько из них передали в ОКБ–52 В.Н. Челомея.
Любопытно, что параллельно с Ту–130 в ОКБ–156 разрабатывался советский аналог ракетоплана Х–15. Он получил название «изделие 139» (самолёт 139). Его не следует путать с дальним беспилотным разведчиком Ту–139, созданным на базе межконтинентальной ракеты среднего радиуса действия «изделие С». Дело в том, что в КБ Туполева работали люди, ничего не знавшие о работе соседнего отдела, в результате двум разным изделиям был присвоен один и тот же индекс.
Старт ракетоплана «139» должен был производиться с самолёта Ту–95К (вариант бомбардировщика Ту–95, приспособленный для несения крылатой ракеты Х–20). Ракетоплан «139» должен был достичь скорости 8000 км/ч и высоты 200 км. Посадку он должен был осуществлять в планирующем режиме, при скорости у земли в 300 км/ч. Было изготовлено несколько макетов «изделия 139», на том работы над ним и закончились.
Однако задел по «изделию 139» был использован при проектировании воздушно-космического самолёта (ВКС) Ту–136 «Звезда» («изделие 136»).
Старт ракетоплана «изделие 139» осуществлялся с помощью мощной ракеты-носителя, способной выводить на околоземную орбиту грузы весом 10–20 тонн. Далее, после вывода в космос, ракетоплан осуществлял движение по орбите как в пилотируемом режиме, так и в беспилотном. Посадку ракетоплан совершал, маневрируя, переходя на более низкие орбиты, окончательно попадая в плотные слои атмосферы, где выполнял полёт как обычный самолёт до момента приземления на обычное шасси. После выхода на околоземную орбиту космонавт или автоматика корректировали орбиту с помощью двух ЖРД, установленных в хвостовой части аппарата. Эти же двигатели использовались при посадочных маневрах, для маневрирования в плотных слоях атмосферы использовались нормальные самолётные органы управления. Два ЖРД давали возможность аппарату совершать маневр с боковым отклонением 1000 км за один час полёта. Так как в то время было мало известно о длительном воздействии состояния невесомости и космического излучения на человека, ракетоплан был рассчитан на один или максимум несколько оборотов вокруг Земли.
Создание ракетоплана «Звезда» предполагалось разбить на три последовательных этапа, поскольку предварительно необходимо было изучить специфику полёта с гиперзвуковой скоростью в нижних и верхних слоях атмосферы, изучить условия входа в нижние слои атмосферы, посадки на землю, а также создать конструкцию, способную работать в условиях сильного кинетического нагрева. Исследования по ракетоплану во многом перекликались с работами по программе создания аппарата «ДП» («130») и шли как их развитие и логическое продолжение.
На первом этапе предполагалось использовать беспилотные летательные аппараты, по конфигурации соответствующие будущему ракетоплану (модель с твердотопливным двигателем, запускаемая с Ту–16). На них должны были освоить зоны гиперзвукового полёта, отработать элементы конструкции, способные работать в условиях высоких температур (скорости до 9000 км/ч, потолки до 40 000 м). Одновременно должны были производиться запуски моделей ракетоплана с помощью ракет-носителей Р–5 и Р–14 (14 000 км/ч, 45 000 м и 23 000–28 000 км/ч, 90 000 м соответственно).
На втором этапе предполагалось перейти к работам над пилотируемыми гиперзвуковыми летательным аппаратом. Задача второго этапа была – освоение человеком специфики гиперзвукового полёта и отработка посадки на ЛА, по конфигурации близких к будущему ракетоплану. Отработку пилотируемого полёта на малой скорости планировалось проводить с помощью самолёта «136/1», уменьшенной масштабной копии ракетоплана. Самолёт «136/1» должен был стартовать с самолёта-носителя Ту–95К. Испытания этого аппарата должны были происходить на скоростях до 1000 км/ч, высотах до 10 000 м и при посадочных скоростях около 300 км/ч, что соответствовало посадочным режимам ракетоплана.
В ходе третьего этапа предполагалось простроить полномасштабный ракетоплан «136». Это изделие должно было развивать скорость до 7,9 км/с, то есть до 1-й космической скорости, достигать высоты 50–100 км и дальности полёта до 40 тыс. км. Таким образом, речь шла о суборбитальном или орбитальном одновитковом полёте.
Между тем, в начале 1960-х гг. в СССР не было ракет, способных вывести на орбиту вес в 10–20 т. Любые попытки модернизации существующих ракет Р–7, Р–16 были бессмысленны.
В такой ситуации в рамках темы «Звезда» в КБ А.Н. Туполева приступили к проработке возможности создания мощной ракеты-носителя собственными силами. Были рассмотрены варианты двухступенчатых и трёхступенчатых ракет-носителей, способных выводить на околоземные орбиты грузы с весом, соответствующим самолёту «136».
Параллельно в ОКБ–156 прорабатывался вариант вывода ракетоплана «изделие 136» на орбиту с помощью авиационно-космической системы, первая ступень которой представляла стратегический сверхзвуковой самолёт («125» или «135»), а вторая – баллистическую ракету воздушного запуска с ракетопланом вместо головной боевой части.
В начале 1963 г. все работы по теме «Звезда» были прекращены.
Кроме проекта 136 «Звезда» в ОКБ–156 шли работы над ракетопланом Ту–137 «Спутник» («изделие 137»). Ту–137 был предназначен для многовиткового полёта на орбите с последующей посадкой на аэродром. Работы шли как над беспилотным, так и над пилотируемым вариантом. Ту–137 предполагалось использовать в качестве разведчика и истребителя спутников. Работы над Ту–137 были прекращены в 1963 г. или в 1964 г.
С конца 1960-х гг. в КБ Туполева велись НИОКР по созданию одноступенчатых авиационно-космических систем с горизонтальным стартом и посадкой. Взлётный вес летательных аппаратов должен был достигать 300 и более тонн. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД на тепловыделяющих элементах с использованием ЯСУ, в качестве рабочего тела – водород. Рассматривались варианты многоэтапного вывода полезных нагрузок с ВКС, находящихся на орбите вокруг Земли, на межпланетные орбиты с использованием ионных и плазменных маршевых двигателей[35].
Любопытен проект воздушно-космического самолёта с ядерным ракетным двигателем (ЯРД).
Работы по ВКС с ЯРД начались в ОКБ совместно с рядом предприятий и организаций отрасли в 1966 г. В качестве основной силовой установки предполагалось использовать газофазный ядерный ракетный двигатель, который должен был иметь следующие основные особенности, влиявшие на компоновку ВКС:
– рабочее тело с малой удельной плотностью – жидкий водород;
– высокий удельный импульс;
– большая тяга (до 600 тс);
– жёсткие ограничения по боковым перегрузкам;
– радиоактивность ракетной струи;
– наличие на борту ядерного реактора высокой мощности, который одновременно с полезной работой по нагреву рабочего тела являлся сильнейшим источником радиоактивного излучения.
Высокий удельный импульс, превышавший в несколько раз удельный импульс лучших ЖРД того периода, в сочетании с большой тягой, позволял спроектировать одноступенчатый, маневрирующий на орбите ВКС с взлётным весом 400–500 т. Относительный вес полезной нагрузки (вес экипажа, специального оборудования, необходимого на орбите и запас топлива, неизрасходованного к моменту выхода на орбиту) должна была составлять 11–17% стартового веса системы. Это было в 2–3 раза больше относительного веса полезной нагрузки, выводимой двухступенчатой ракетной системой с кислородно-водородными ЖРД.
При отработке системы радиационной защиты ВКС с ЯРД ОКБ использовало свой опыт работ по программе создания самолётов с ядерной силовой установкой, над которой ОКБ активно работало в 1950-е гг. (самолёт – летающая лаборатория Ту–95ЛАЛ, проходивший лётные испытания в начале 1960-х гг. с «холодным» и «горячим» реактором; проекты экспериментальных самолётов Ту–119 и Ту–120, проект самолёта ПЛО с ЯСУ).
Траектория полёта ВКС с ЯРД состояла из следующих участков:
– взлёт с земли по-самолётному на турбореактивном двигателе с форсажной камерой (ТРДФ, при тяге ТРДФ 240 тс длина разбега составляла бы 800 м);
– начальный разгон – набор высоты с ТРДФ (скорость в конце разгона 2200 км/ч, высота не менее 10000 м, что обуславливалось минимальной высотой включения ЯРД);
– баллистический участок разгона на ЯРД до круговой орбитальной скорости;
– полёт по круговой орбите с маневрированием. Запас топлива на ВКС позволял осуществлять маневр с поворотом орбиты на 12,5° в каждую сторону, грубый маневр осуществлялся с помощью ЯРД, более тонкое корректирование производилось с помощью кислородно-водородных варньерных ЖРД;
– торможение для спуска с орбиты предполагалось осуществлять с помощью твердотопливных двигателей. Дальнейшее снижение происходило с неработающими двигателями по траектории стационарного планирования, обеспечивающего минимальные значения температуры нагрева нижней поверхности ВКС. При вхождении в более плотные слои околоземной атмосферы ВКС мог совершать боковой маневр с использованием аэродинамических сил, при этом боковое отклонение могло достигать 1500 км;
– полёт на посадку происходил с работающими ТРДФ начиная с высот 10 000–20 000 м со скоростью 1000–2000 км/ч, с расстояния до 500 км;
– заход на посадку производился по-самолётному. Длина пробега 1000–1400 м.
Взлётный вес ВКС должен был составлять 380–450 т, а вес полезной нагрузки, выводимой на орбиту, 68 т.
Этот проект оказался технически слишком сложен, и работы по нему были прекращены на начальном этапе.
Взамен в ОКБ–156 началось проектирование одноступенчатого ВКС Ту–2000, оснащённого комбинированной маршевой силовой установкой: ТРД + ПВРД + ЖРД.
ТРД должен был разгонять аппарат до скорости, соответствующей М = 2,5; ПВРД – до М = 20–25; а ЖРД – обеспечивать выход на орбиту и маневрирование в космическом пространстве.
В 1988 г. ОКБ предложило предэскизный проект Ту–2000А с взлётным весом 70 т и с двумя новыми ТРД Д–100 (взлётная тяга 30 тс каждого), с создания летающих лабораторий Ту–2000А–1 и Ту–2000А–2, рассчитанных на полёты с максимальными скоростями, соответствующих М = 5–6.
Соответственно предлагались к проектированию и постройке самолёт Ту–2000А–1 с двумя стартовыми двигателями Д–101, с взлётным весом 40 т и самолёт Ту–2000А–2 с одним стартовым двигателем Д–101, с взлётным весом 20 т. Ближайшим этапом работ должно было стать создание самолёта Ту–2000А–2 с одним Д–101. После проведения этих работ можно было переходить к окончательному варианту Ту–2000А с взлётным весом 70 т с двумя новыми двигателями Д–100.
Общие данные вариантов Ту–2000А
Как видим, работы КБ им. Туполева были очень интересны, но слишком сложны, и требовали громадных затрат, которые РФ не могла себе позволить ни в смутных 1990-х гг., ни сейчас, в 2024 г.