Начало работ в ОКБ А.Н. Туполева по летательным аппаратам, способным развивать гиперзвуковые скорости, можно отнести ко второй половине 1950-х гг. Первоначально в ОКБ эти работы организационно были сосредоточены в отделении «К», которым руководил А.А. Туполев и который, как главный конструктор, руководил всеми работами по гиперзвуковой тематике. За прошедшие десятилетия в ОКБ в рамках этих работ было подготовлено несколько проектов гиперзвуковых летательных аппаратов различного назначения. Ниже в хронологической последовательности приводится краткая информация по некоторым проектам гиперзвуковых летательных аппаратов ОКБ.
Проект экспериментального беспилотного планирующего воздушно-космического самолета «130» (Ту-130) по теме дальнего планирующего ударного воздушно-космического самолета «ДП»
В 1958 г. в ОКБ начались исследовательские работы по программе создания ударного беспилотного планирующего самолета «ДП» (Дальний Планирующий). Самолет «ДП» должен был представлять собой последнюю беспилотную планирующую ступень ракетной ударной системы. В качестве носителей рассматривался практически весь спектр современных отечественных баллистических ракет дальнего радиуса действия, как существовавших, так и перспективных. Однако по ряду причин в качестве основного варианта решено было вести работы на основе ракетоносителя собственной разработки.
Согласно проработкам, проведенных в ОКБ, самолет «ДП» должен был выводиться носителем на высоту 80—100 км. Затем с разворотом на 90° происходило отделение планирующего самолета «ДП». В ходе полета по траектории коррекция производилась с помощью бортовой автономной системы управления и аэродинамических органов управления «ДП». 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 боевого заряда на борту имелась система охлаждения.
Конструкция планера проектировалась по так называемой «горячей схеме» – без охлаждения. Все температурные напряжения, связанные с кинетическим нагревом, учитывались при проектировании элементов планера. На конечном этапе «ДП» переводился в пикирование на цель, и по сигналу высотомера на заданной высоте производился подрыв боевого заряда.
Преимуществом подобной ударной системы, по сравнению с ракетными стратегическими системами первого поколения, была более высокая точность вывода в район цели при более простой и соответственно менее сложной системе наведения. Кроме того, «ДП» летел к цели по более сложной траектории, что значительно затрудняло действия средств ПРО и ПВО.
В течение трех лет в ОКБ шли интенсивные работы по проекту «ДП», к теме были подключены многие предприятия и организации ВПК, разрабатывались новые конструкционные материалы, технологии, удовлетворявшие требованиям длительного полета на гиперзвуковых скоростях в условиях кинетического нагрева. Совместно с ЦАГИ исследовались вопросы получения требуемых аэродинамических характеристик «ДП». Совместно с ЛИИ были отработаны вопросы, связанные с созданием летающих моделей и получением на них требуемых для «ДП» режимов полета.
Весь комплекс проблем создания системы «ДП» представлял собой клубок совершенно новых для нашего авиастроения задач по гиперзвуковой аэродинамике, теплозащите, технологии теплостойких металлических и неметаллических материалов, проектирование и расчет неравномерно теплонагруженных силовых конструкций, в том числе выдерживающих тепловой удар. Требовалось начать работы по созданию высокоточных навигационных систем, автономной системы охлаждения и т. д. Все это делало задачу прямой реализации проекта «ДП» крайне сложной.
Поэтому в качестве первоначального реального шага по осуществлению теоретических и практических наработок по проекту решено было построить несколько экспериментальных летательных аппаратов, на которых должны были быть проверены основные идеи, заложенные в проект «ДП». Программа исследовательских работ по созданию прототипа «ДП» получила обозначение по ОКБ самолет «130» (Ту-130).
В ходе проектирования самолета «130» и поиска его оптимальной аэродинамической компоновки были исследованы различные аэродинамические схемы самолета: «симметричная» и «несимметричная», «бесхвостка», «утка» и т. д. На основании этих расчетных исследований была построена целая серия моделей, которые были испытаны на баллистических трассах, где первоначальная скорость создавалась отстрелом моделей из специальных артиллерийских орудий. По движению моделей с различным отклонением рулей и положением центра тяжести определялись их аэродинамические характеристики. Этот метод был использован из-за того, что в ЦАГИ в то время еще отсутствовали аэродинамические трубы с гиперзвуковыми скоростями.
В ЛИИ были проведены натурные летные испытания со сбросом летающих моделей самолета «130» с твердотопливными ускорителями с Ту-16ЛЛ. Модели были оборудованы датчиками и аппаратурой, позволявшими получать информацию о поведении аппарата и его аэродинамических характеристиках на различных режимах полета. Эти работы дали информацию о поведении аппарата до скоростей, близких к М=6. В дальнейшем, с появлением в ЦАГИ гиперзвуковых установок, испытания проводились там.
После проведения большого объема теоретических и экспериментальных работ по теме в 1959 г. в ОКБ приступили к рабочему проектированию самолета «130». Согласно окончательному проекту самолет «130» представлял из себя сравнительно небольшой летательный аппарат: длина – 8,8 м, размах крыла – 2,8 м и высота – 2,2 м. Для самолета «130» была выбрана «несимметричная» аэродинамическая схема «самолета-бесхвостки». Однако серия испытаний аэродинамических моделей показала необходимость установки на верхнем киле небольшого горизонтального оперения. Самолет «130» имел клинообразный фюзеляж полуэллиптического поперечного сечения с тупой носовой частью (одна из оптимальных форм для гиперзвукового ЛА). Низкорасположенное треугольное крыло небольшой площади с углом стреловидности по передней кромке 75° имело по всему размаху элевоны. Вертикальное оперение самолета состояло из двух килей: верхнего и нижнего, расположенных в задней части фюзеляжа. На обеих половинах киля имелись тормозные щитки, открывавшиеся по схеме «ножниц», с приводом от автономной электрогидравлической системы с питанием от химических бортовых источников тока. Профили крыла и органов управления выполнялись клинообразными. По условиям аэродинамического нагрева носовая часть фюзеляжа и передние кромки крыла и килей выполнялись из графита. Конструкция планера выполнялась из жаропрочной нержавеющей стали по «горячей» схеме.
Система управления включала в себя систему начальной коррекции траектории. После отделения от ракетоносителя производилась одноразовая коррекция траектории, и далее отделившийся аппарат летел по планирующей траектории, определявшейся его аэродинамическим качеством и его скоростью в момент отделения на данной высоте. Самолет «130», проходя плотные слои атмосферы, летел на расстояние до 4000 км с начальной скоростью, соответствующей М=10. Посадка самолета «130» должна была осуществляться по команде от программного блока системы управления, спуск на землю осуществлялся на парашюте с большой поверхностью купола, контейнер которого находился в его хвостовой части. Предварительно скорость гасилась за счет открытых тормозных щитков. В носовой части располагались агрегаты системы охлаждения элементов системы управления. Средняя часть планера была занята блоками КЗА системы управления.
В опытном производстве была заложена серия из пяти экспериментальных самолетов «130», предназначенных для проведения различных испытаний. В ходе постройки натурные фрагменты планера, наиболее нагруженные в тепловом отношении подвергались термическим испытаниям в специальных тепловых камерах, с учетом расчетных тепловых нагрузок.
В 1960 г. первый планер самолета «130» был готов, далее наступил этап оснащения его необходимым оборудованием и начала работ по стыковке с ракетоносителем – 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 ОКБ А.Н.Туполева).
Модель самолета «130»
Отработка конструкции планера самолета «130»
Первоначально планировалось использовать доработанную ракету Р-5, хорошо к тому времени освоенную в производстве и в эксплуатации, но по ряду причин от использования Р-5 пришлось отказаться и перейти к планированию работ на основе Р-12 и Р-14.
Несмотря на явные успехи ОКБ в освоении новой для него тематики, все работы по теме «ДП» и, соответственно, по самолету «130» были постепенно свернуты на основании Постановления Совета Министров СССР от 5 февраля 1960 года, а тема была передана в ОКБ В.Н.Челомея.
Работы по проекту «ДП» и самолету «130» были использованы в следующей, близкой по назначению работе ОКБ – ракетоплане «136» («Звезда»). Через много лет, уже в 1980-е гг., к теоретическим и практическим результатам этих проектов обратились вновь. Это произошло, когда в ОКБ начались работы, связанные с проектированием перспективных гиперзвуковых ЛА, в частноти таких, как ООС и Ту-2000.
Проект пилотируемого ракетоплана «136» (Ту-136), тема «Звезда»
Работы, проводившиеся ОКБ АН. Туполева во второй половине 1950-х гг. по гиперзвуковым ЛА, показали возможность создания пилотируемого воздушно-космического самолета (согласно принятой тогда терминологии – «ракетоплан»).
Тема по ракетоплану по ОКБ получила обозначение самолет «136» (Ту-136), официальное обозначение темы было «Звезда» в пилотируемом варианте и самолет «137», тема «Спутник» (Ту-137) – в беспилотном варианте. Тема охватывала широкий круг проблем, связанных с созданием экспериментального летательного аппарата, приспособленного для выполнения военных задач, при его нахождении в ближнем космосе. В случае успеха разработки экспериментального аппарата, в дальнейшем предполагалось перейти к созданию на его базе целой серии ракетопланов военного назначения: разведчиков, бомбардировщиков-ракетоносцев, перехватчиков спутников противника. Успех программы должен был стимулировать работы по созданию крупных многоразовых ВКС, способных после выполнения задач в космосе возвращаться на Землю с посадкой на обычные аэродромы. Работы по теме «Звезда» перекликались с американской программой создания ракетоплана «Дайна Сор», начатой в США в 1958 г.
Схема использования подобной системы была следующей…
Старт ракетоплана осуществлялся с помощью мощного ракетоносителя, способного выводить на околоземную орбиту грузы массой 10–20 т. Далее, после вывода в космос, ракетоплан осуществлял полет по орбите в режиме пилотируемого или беспилотного спутника. Посадку ракетоплан совершал маневрируя, переходя на более низкие орбиты, окончательно попадая в плотные слои атмосферы, где выполнял полет как обычный самолет до момента приземления на обычное шасси. После выхода на околоземную орбиту летчик-космонавт имел возможность корректировать орбиту с помощью силовой установки, состоявшей из двух ЖРД, установленных в хвостовой части аппарата. Эти же двигатели использовались при посадочных маневрах. Для маневрирования в плотных слоях атмосферы использовались нормальные самолетные органы управления. Два ЖРД давали возможность аппарату совершать маневр с боковым отклонением 1000 км за один час полета.
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.
Программу создания ракетоплана «Звезда» предполагалось разбить на три последовательных этапа, поскольку предварительно необходимо было изучить специфику полета 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» 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 полета, отработать элементы конструкции, способные работать в условиях высоких температур (скорости до 9000 км/ч, потолки до 40000 м). Одновременно должны были производиться запуски моделей ракетоплана с помощью ракетоносителей на основе ракет Р-5 и Р-14 (скорость 14000 км/ч и высота 45 км и 23000—28000 км/ч, 90 км соответственно).
Рис.
На втором этапе предполагалось перейти к работам над пилотируемыми гиперзвуковыми ЛА. Задача второго этапа – освоение человеком специфики гиперзвукового полета и отработка посадки на летательных аппаратах, по конфигурации близких к будущему ракетоплану.
Отработку пилотируемого полета на малой скорости планировалось проводить с помощью самолета «136/1» – уменьшенной масштабной копии ракетоплана. Самолет «136/1» должен был стартовать с самолета-носителя Ту-95К. Испытание этого ЛА должно было происходить на скоростях до 1 000 км/ч, высотах до 10000 м и при посадочных скоростях около 300 км/ч, что соответствовало посадочным режимам ракетоплана.
Освоение человеком особенностей гиперзвукового полета должно было происходить с помощью самолета «139» (аналога американского экспериментального самолета X-15), старт должен был осуществляться с Ту-95К. Самолет «139» позволил бы обеспечить пилотируемый полет на максимальной скорости 8000 км/ч и выход на потолки до 200 км при посадочных скоростях 300 км/ч.
Окончательная отработка пилотируемого полета на гиперзвуковых, трансзвуковых и дозвуковых скоростях с последующей посадкой должна была происходить с помощью самолета «136/2» – модернизированного самолета «136/1», оснащенного дополнительной разгонной ракетной ступенью. Самолет «136/2» должен был совершать полеты на максимальных скоростях полета до 12000 км/ч и высотах порядка 100 км.
На третьем, заключительном, этапе программы «Звезда» речь шла о постройке ракетоплана «самолет 136», рассчитанного на достижение максимальной скорости 28500 км/ч, что соответствовало первой космической, диапазона рабочих высот полета 50—100 км и дальности полета не менее 40000 км (один оборот вокруг земли с последующей посадкой).
В ходе работ по самолету «136» в ОКБ было рассмотрено несколько вариантов аэродинамической компоновки ракетоплана. В работе находились схемы, повторявшие самолет «130», варианты, близкие к американским проектам по программе «Дайна Сор». Более детальной проработке подвергся вариант, выполненный по схеме «утка», для него была проработана компоновочная схема размещения оборудования и агрегатов, силовой установки, посадочного устройства и средств спасения экипажа.
Рис.
В ходе работ по теме «Звезда» в ОКБ серьезно занимались вопросом ракетоносителя. Существовавшие на тот период ракетные системы не удовлетворяли ОКБ по своей грузоподъемности, ведь речь шла о выводе на орбиту груза с массой в 10000—20000 кг. Работы по универсальному тяжелому ракетоносителю в СССР тогда только начинались и могли привести к реальным результатам не ранее второй половины 1960-х гг. Модернизация же серийных ракетоносителей Р-7, Р-14 и Р-16 не могла обеспечить необходимую грузоподъемность.
В сложившейся ситуации в рамках темы «Звезда» в ОКБ А.Н. Туполева приступили к проработке возможности создания мощного ракетоносителя собственными силами. Были рассмотрены варианты двухступенчатых и трехступенчатых ракетоносителей, способных выводить на околоземные орбиты грузы с массой, соответствующей самолету «136». В 1962–1963 гг. в ОКБ рассматривался вариант авиационно-космической системы на основе проекта тяжелого стратегического однорежимного сверхзвукового самолета-носителя Ту-139 в комбинации «ракетоплана» «136», запускаемого с помощью ракеты типа Р-14 с борта самолета-носителя.
Работы по теме «Звезда» в ОКБ продолжались до 1963 года, не выходя за рамки научно-исследовательских проработок и эскизных проектов, но вскоре были свернуты.
Ниже приведены некоторые проектные данные одного из прорабатывавшихся вариантов самолета «136»:
– площадь крыла – 38,0 м2;
– полная масса – 7500–9000 кг;
– максимальная скорость полета – 28500 км/ч;
– высота полета (радиус орбиты) – 95000 м;
– посадочная скорость – 300 км/ч.
Авиационно-космическая система на базе Ту-139
Проект БПЛА «Ворон»
В 1966 в США году начались летные испытания беспилотного летательного аппарата одноразового использования Локхид D-21. Выполненный по схеме «бесхвостка» с лобовым воздухозаборником и прямоточным ВРД фирмы Маркуардт RJ43, D-21 был рассчитан на полет со скоростью, соответствующей числу М=4. В конструкции разведчика широко использовались радиопрозрачные и радиопоглощающие материалы и другие средства, снижающие его радиолокационную заметность и инфракрасное излучение. Запуск D-21 осуществлялся с самолета-носителя SR-71 или В-52.
В 1969 году на территории Монголии (по другим данным, в Средней Азии) был найден беспилотный разведчик D-21, совершивший удачную посадку после выработки топлива. Он получил у нас прозвище «Черная кошка», видимо за цвет его покрытия. Рассказывают, что при попытке эвакуировать машину на внешней подвеске вертолета, она стала сильно раскачиваться и во избежание аварии «Черную кошку» пришлось сбросить. В результате D-21 получил повреждения, более сильные, чем при планирующей посадке.
Тогда разведчик эвакуировали с места падения, предварительно разобрав на агрегаты. Новинку авиационной техники доставили в НИИ ВВС, а затем передали в ОКБ А.Н. Туполева ММ3 «Опыт», где под руководством А.А.Туполева ее тщательно изучили.
Чем был интересен для нашей авиапромышленности и для ОКБ А.Н. Туполева американский D-21?
Во-первых, своими высокими ЛТХ.
Даже по предварительным оценкам ОКБ определило его скорость полета в 3600 км/ч, потолок – в 25000 м.
Во-вторых, ОКБ заинтересовала необычная аэродинамическая компоновка D-21. Самолет был выполнен по схеме «бесхвостка» с тонким треугольным крылом с большой стреловидностью, порядка 75 градусов. Машина была выполнена по интегральной схеме, при которой фюзеляж и крыло представляли собой единый неразъемный агрегат, форма и конструкция которого обеспечивали высокое аэродинамическое и компоновочное совершенство летательного аппарата в целом.
В-третьих, на D-21 было много оригинальных и технически обоснованных для данной конкретной задачи конструктивных и технологических решений по теплозащите отдельных агрегатов, блоков, отсеков и трасс. Так, например, основные агрегаты системы управления и навигации размещались в топливных баках, постоянно находясь в керосине. В носовой части самолета располагался герметизированный отсек оборудования, снизу которого размещался спасаемый отсек, в котором находилась разведывательная и другая специальная аппаратура.
Беспилотный летательный аппарат D-21 с твердотопливным ускорителем на пилоне бомбардировщика В-52
Рис.
В-четвертых, технология изготовления и сборки планера была достаточно простой и не требовала специальной сложной подготовки производства. Несмотря на применение в конструкции планера достаточно тяжелого в обработке титана, основные элементы соединялись с помощью точечной сварки внахлест. Сборка планера осуществлялась из крупногабаритных агрегатов, автономно изготовлявшихся, поэтому основным трудоемким в технологической оснастке был общий сборочный стапель. Собранная конструкция по внешней поверхности имела далеко не авиационный вид. Много неровностей, ступенек, выступающих от общей поверхности на несколько миллиметров и т. д. Внешне сваренный и собранный планер в металлическом исполнении без внешнего покрытия выглядел весьма непривычно для авиационного глаза. Но далее, до монтажа оборудования, планер по всей внешней поверхности покрывался пористой массой, а сверху слоем черной пленки черного.
Рис.
В-пятых, это широкое применение на D-21 неметаллических материалов.
Особое впечатление осталось от элементов теплозащиты фюзеляжа. Теплоизоляция фюзеляжа представляла собой слой достаточно эластичной пористой массы толщиной 8-10 мм, состоящей из стеклянных полых микросфер диаметром 60-120 микрон, связанных между собой легким неорганическим составом. Сверху, как уже упоминалось выше, теплоизоляция покрывалась эластичной высокотермостойкой пленкой черного цвета.
Что касается разведывательного оборудования, то тут возникли определенные проблемы. Дело в том, что в отсеке с ним штатно сработал самоликвидатор. Однако специалистам ОКБ по сохранившимся фрагментам аппаратуры удалось получить некоторое представление о ней. В частности, можно было с большой долей вероятности утверждать, что в состав фотооборудования входил панорамный аэрофотоаппарат, обеспечивавший многомаршрутное фотографирование подстилающей поверхности с помощью качающегося зеркала (ориентировочное фокусное расстояние объектива 400–600 мм).
Рис.
Когда специалисты ОКБ приступили к работам по изучению американского самолета-разведчика, практически по всем направлениям и системам, их внимание в основном концентрировалось по следующим направлениям:
– основные ЛТХ, компоновка и боевое применение;
– оборудование и, прежде всего, НПК и специальное разведывательное оборудование;
– конструкционные материалы;
– тепловые нагрузки, теплоизоляционные материалы;
– технологии изготовления отдельных агрегатов и их сборки.
Именно по этим вопросам специалисты ОКБ в основном работали, готовили информационные материалы в отчет, естественно согласуя их со смежными предприятиями и НИИ.
По результатам исследований
были сделаны следующие выводы:
– американский дальний беспилотный сверхзвуковой самолет-разведчик имеет высокие летно-технические характеристики:
– скорость – 3500–3800 км/ч;
– высоту – 23000 – 27000 м;
– дальность – 4000–4600 км;
– стартовую массу – 6100 кг;
– конструктивное и технологическое исполнение разведчика имеет высокий технологический уровень, отличается совершенством, а также применением ряда эффективных, но простых технологических процессов по конструкционным материалам (титан) и внешним теплозащитным покрытиям.
– особенности разведчика представляют значительный интерес для отечественной промышленности;
– установленное на разведчике разведывательное оборудование имеет ограниченный состав и может обеспечить решение только специальных задач по разведке;
– уровень развития отечественной промышленности дает возможность воспроизвести самолет-разведчик с аналогичными ЛТХ.
На этом работы по исследованию американского самолета-разведчика были завершены. Они дали ОКБ большой полезный объем информации в решении ряда конкретных конструкторских вопросов по изделиям, разрабатывавшимся в ОКБ, в том числе и по летательным аппаратом, предназначенным для полетов с гиперзвуковыми скоростями, в том числе и по проекту 90-х годов БПЛА Ту-500.
Далее решением Правительства страны в марте 1971 года и указанием Министра авиационной промышленности в апреле 1971 года ОКБ с участием других предприятий и организаций МАП, МРП и МОП была задана разработка аванпроекта дальнего беспилотного сверхзвукового самолета-разведчика (шифр «Ворон»). В том же 1971 году ОКБ был подготовлен подобный аванпроект, подтвердивший реальность создания в СССР летательного аппарата типа американского самолета-разведчика D-21 с более широкими техническими возможностями как по летно-техническим данным, так и по составу разведывательного оборудования. Кроме панорамного аэрофотоаппарата, на борту нашей машины устанавливалась аппаратура радиотехнической разведки с широким диапазоном захвата и регистрации всех радиоизлучающих средств военного назначения. Панорамный аэрофотоаппарат так же должен был иметь более высокие данные, как по ширине полосы захвата, так и по разрешающей способности. На тот период мы имели более высокий уровень в области разработки оптических средств воздушной и космической разведки.
Ниже приводятся некоторые материалы по проекту дальнего беспилотного разведчика «Ворон».
Дальний сверхзвуковой беспилотный разведчик «Ворон» и самолет-носитель, с которого стартует разведчик, представлял собою комплекс стратегической и оперативной воздушной разведки.
Принципиальным отличием этого комплекса от других средств воздушной разведки (включая и перспективные стратегические пилотируемые самолеты-разведчики), являлось его значительное превосходство перед ними по суммарному радиусу действия и высокая эффективность преодоления БПЛП «Ворон» систем противодействия вероятного противника.
Обладая высокой детальностью и достоверностью получаемых разведданных, а также возможностью ведения разведки не только в военное, но и в мирный период, БПЛА «Ворон» мог оперативно использоваться для уточнения данных космической разведки. Возможность выбора маршрута полета самолета-носителя вне зон действия систем ПВО противника, большая дальность полета обеспечивали мобильность и многообразие возможных оперативно-стратегических направлений боевого применения.
Беспилотный разведчик «Ворон», обеспечивая ведение воздушной разведки практически в любой точке земного шара с высокой эффективностью, в то же время имел ряд особенностей, ограничивавших его возможности.
Использование в качестве основного сменного варианта разведывательного оборудования панорамно-кадрового аэрофотоаппарата позволяло вести фотографирование объектов только в дневное время в хороших метеоусловиях, а ведение всепогодной общей радиотехнической разведки давало сравнительно малый объем информации.
Отсутствие в отечественной промышленности в то время возможности специального разведывательного оборудования, обеспечивавшего ведение эффективной всепогодной воздушной разведки с больших высот, не позволяло полностью реализовать, на тот период, высокие летные характеристики «Ворона». Это была одна из причин, почему программа «Ворон» не получила дальнейшего развития. Кроме того, постоянно совершенствовавшиеся средства космической разведки ставили под сомнение общее направление развития стратегических средств на базе авиационных носителей.
Тем не менее отмечалось, что создание такого летательного аппарата в СССР может стать значительным шагом в области создания сверхзвуковых БПЛА, а также в направлении освоения отечественной авиацией высоких сверхзвуковых скоростей полета и создания предпосылок к переходу к гиперзвуковым скоростям полета.
Предлагавшийся комплекс стратегической и оперативной разведки включал:
– дальний сверхзвуковой беспилотный разведчик «Ворон»;
– самолет носитель БПЛА (на первом этапе в качестве самолета-носителя для воздушного старта предусматривался самолет Ту-95К, с модернизированной штатной системой подвески, на втором этапе – Ту-160);
– средства наземного инженерно— технического обеспечения;
– средства приема и обработки полученной информации.
Наряду с воздушным стартом была проведена оценка возможности наземного старта, который был признан нецелесообразным из-за громоздкости и маломаневренности комплекса, что значительно снижало боевые возможности системы и повышало в целом ее уязвимость.
Говоря о проекте «Ворон», следует подчеркнуть тот факт, что с технической стороны особых проблем при создании данного БПЛА специалисты ОКБ не видели. Дело в том, что уже много лет в ОКБ А.Н.Туполева велись масштабные работы по проектированию еще более скоростных гиперзвуковых летательных аппаратов, о чем будет подробно рассказано в ближайших номерах журнала.
Основные летно-технические данные БПЛА «Ворон»
Длина, м 13,06
Размах крыла, м 5,80
Высота, м 2,08
Площадь крыла, кв. м 37,0
Стартовая масса, кг 6300
Скорость полета, км/ч 3500–3800
Дальность полета, км 4600
Высота полета, м 23000-26400
Воздушно-космические самолеты
Научно-исследовательские работы проводились в двух направлениях: создания воздушно-космических самолетов и гиперзвуковых самолетов.
Создание воздушно-космических самолетов (ВКС) стало принципиально новым направлением, родившимся на стыке авиационной, ракетной и космической техники, которое интенсивно развивалось, начиная с конца 60-х годов, ведущими аэрокосмическими фирмами мира. По замыслам разработчиков, реализация столь сложной и масштабной программы создания подобного воздушно-космического самолета (ВКС) должна была позволить не только создать принципиально новый класс летательных аппаратов, способных экономически и экологически эффективно решать многие проблемы военного и гражданского характера, но и дать возможность освоить перспективные технологии, которые могли бы определять во многом уровень передовых отраслей ведущих стран в XXI веке. Работы велись в двух направлениях: создание многоступенчатых авиационно-космических систем (АКС) и одноступенчатых ВКС. Туполевское ОКБ сосредоточило свои усилия на работах по одноступенчатым ВКС.
Увеличение частоты запусков ракетно-космических систем и дальнейший их рост в перспективе ставили перед разработчиками ряд экономических и экологических проблем и ограничений. Необходимо было снизить стоимость вывода полезной нагрузки на орбиту, прекратить засорение ближнего космоса отработанными частями ракетоносителей, значительно уменьшить или даже ликвидировать территории, отчуждаемые для падения отработанных ступеней. Большое значение имело обеспечение гарантированной частоты запусков, снижение стоимости и сложности наземного комплекса, а также гибкости базирования.
Обеспечить все эти весьма противоречивые требования можно было в случае создания и широкого использования одноступенчатых воздушно-космических летательных аппаратов горизонтального взлета и посадки многоразового использования.
Рис.
Наиболее важным фактором для улучшения экономических показателей являлась возможность эксплуатации ВКС подобно самолету, что позволяло значительно сократить количество наземного обслуживающего персонала и исключить сложные элементы наземного комплекса (системы вертикальной сборки, стартовые площадки, специальные мероприятия и помещения для хранения блоков первых ступеней и т. д.). Значительно сокращались затраты на оперативное техническое обслуживание (за счет сокращения времени на подготовку к повторному вылету), что приближало ВКС к существующим тяжелым самолетам.
Одноступенчатым ВКС целесообразно было решать все задачи, связанные с выведением грузов малой и средней размерности на относительно низкие орбиты. Эксплуатационная гибкость подобного ВКС позволяла один и тот же летательный аппарат использовать для выполнения практически любого из возможных заданий с помощью системы сменных модулей.
В 1968–1971 годах в ОКБ А.Н.Туполева в проработке находилось несколько технических предложений по ВКС с горизонтальным стартом и посадкой. Взлетная масса летательных аппаратов, согласно предлагавшихся проектов, достигала 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.
В тот период основное внимание ОКБ было сосредоточено на СПС-1 и многорежимных тяжелых боевых самолетах, а потому на развертывание крупномасштабных и дорогостоящих исследовательских работ по одноступенчатым ВКС не было ни средств, ни свободных необходимых научно-технических людских ресурсов. Кроме того, до первых успехов в американской программе по «Спейс Шаттл» военные не проявляли особого интереса к проектам отечественных ВКС, делая ставку в оборонных космических программах на традиционные ракетно-космические системы, поэтому все эти оригинальные предложения ОКБ не вышли из стадии эмбрионального состояния.
В качестве иллюстрации работ того периода можно привести материалы по проекту ВКС 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);
– жесткие ограничения по боковым перегрузкам;
– недопустимость глубокого дросселирования ЯРД;
– 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 взлетной массой 400–500 т. Относительная масса полезной нагрузки (масса экипажа, специального оборудования, необходимого на орбите и запас топлива, неизрасходованного к моменту выхода на орбиту) должна была составлять 11–17 % стартовой массы системы. Это было в 2–3 раза больше относительной массы полезной нагрузки, выводимой двухступенчатой ракетной системой с кислородно-водородными ЖРД. Близкие параметры могли иметь лишь сложные двух-трехступенчатые системы с частично теряемыми ступенями, использующие такие неординарные технические решения, как накопление по полету окислителя или гиперзвуковое сгорание. Большая масса маневрирующего на орбите ВКС, во многом определявшаяся большой относительной массой радиационной защиты кабины (5 – 10 %), приводила к высокой доле топлива в полезной нагрузке, выводимой на орбиту. За вычетом топлива, выводимого на орбиту, относительная масса полезной нагрузки определялась величиной 1,3–3,0 %. Ограничения по боковой перегрузке ЯРД приводило к необходимости выведения ВКС по баллистической траектории. При исследовании способа выхода на баллистическую траекторию предпочтение было отдано горизонтальному старту.
Предлагавшийся проект ВКС с ЯРД имел отношение взлетной массы к посадочной в пределах двух, то есть как у большинства тяжелых самолетов, а не 7 – 14, как у предлагавшихся в то время проектов ВКС с ЖРД с вертикальным стартом. Крыло и шасси ВКС, необходимые для горизонтальной посадки, одновременно обеспечивали и горизонтальный взлет. Из-за возможности заражения местности, старт и посадка ВКС с ЯРД должны были производиться с помощью ТРДФ, работающих на водороде. Суммарная взлетная тяга ТРДФ определялась в 240 тс. Большие размеры ВКС с ЯРД были вызваны необходимостью разместить большое количество жидкого водорода. Выполнение снижения с орбиты на больших углах атаки потребовали решения задачи обеспечения удовлетворительных запасов статической устойчивости на этих режимах полета за счет специальной выпуклой профилировки нижней поверхности ВКС. Для крыла ВКС была выбрана треугольная форма в плане с большой стреловидностью по передней кромке. На консолях крыла имелись кили площадью, составляющей 14–25 % от площади крыла. Особенности центровки ВКС с ЯРД связаны с наличием в силовой установке ядерного реактора и необходимости обеспечения радиационной защиты экипажа и оборудования. Рациональным, сокращающим стартовую массу ВКС, решением был отказ от абсолютной защиты планера самолета от излучения и концентрация защиты лишь на далеко расположенной от реактора кабине экипажа. Ограничения по дросселированию двигателя потребовали разместить на борту ВКС кислородно-водородные ЖРД. Для торможения и схода с орбиты на ВКС предназначались специальные тормозные твердотопливные двигатели. При отработке системы радиационной защиты ВКС с ЯРД ОКБ использовало свой опыт работ по программе создания самолетов с ядерной силовой установкой, над которой ОКБ активно работало в 50-е годы (самолет-летающая лаборатория Ту-95ЛАЛ, проходивший летные испытания в начале 60-х годов с «холодным» и «горячим» реактором; проекты экспериментальных самолетов Ту-119 и Ту-120, проект самолета ПЛО с ЯСУ).
Траектория полета ВКС с ЯРД состояла из следующих участков:
– взлет с земли по-самолетному на 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;
– полет 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;
– полет на посадку происходил с работающими ТРДФ начиная с высот 10000 – 20000 м со скоростью 1000–2000 км/ч, с расстояния до 500 км;
– заход на посадку производился по-самолетному. Длина пробега 1000–1400 м.
Основные расчетные характеристики ВКС с ЯРД
стартовая масса, т 380 – 450
масса полезной нагрузки, выводимой на орбиту, т 68
площадь крыла, м2 1150
площадь килей, м2 300
длина ВКС, м 74
размах крыла ВКС, м 38
высота ВКС на стоянке, м 17
Важным фактором, во многом определявшим успех программ создания ВКС и гиперзвуковых самолетов, должно было стать освоение и внедрения в практику авиационно— космической техники криогенных технологий. В русле этих работ значительным достижением ОКБ стало создание и испытания экспериментального самолета Ту-155, силовая установка которого успешно работала на двух видах криогенного топлива: жидком водороде и СПГ.
Опыт создания, испытаний и доводок Ту-155, его криогенной силовой установки, а также сложнейшего наземного криогенного комплекса дал ценнейший практический материал для дальнейших работ ОКБ в области создания криогенных летательных аппаратов, в том числе и с гиперзвуковой скоростью полета.
Анализ положительных свойств криогенного топлива в авиационно— космической технике показал, что оно с наибольшим эффектом может использоваться при создании гиперзвуковых и воздушно-космических самолетов, а также в авиационно— космических системах.
В 70-е годы в ОКБ, в рамках начавшихся в СССР работ по многоступенчатым многоразовым воздушно-космическим аппаратам (МВКА), рассматривалось техническое предложение по подобным системам. К рассмотрению предлагалась воздушно-космическая система с МВКА, первой ступенью которой являлись разгонные блоки вокруг которого по периметру крепились МВКА и два дополнительных спасаемых топливных бака, выполненных в виде безмоторных крылатых аппаратов, оснащенных разворачивающимися консолями килей. После старта системы, горючее первоначально вырабатывалось из этих топливных самолетов— баков, после чего они отделялись от системы и они осуществляли планирующий полет к земле, в ходе которого их должны были перехватывать и подцеплять к себе специальные самолеты-спасатели. Затем самолеты-спасатели вместе с самолетами— баками выполняли посадку на аэродром.
Проект одноступенчатого орбитального самолета (ООС)
С началом работ на Западе по одноступенчатым ВКС, работы по данной тематике оживились и в СССР. В первой половине 80-х годов совместно с ЦАГИ, другими предприятиями и организациями отечественного ВПК, ОКБ подготовило ряд конкретных технических предложений по созданию авиационно-космических систем на базе орбитального самолета с маршевой и корректирующей силовыми установками на основе ЖРД, с наземным или воздушным стартом с тяжелых самолетов-носителей.
В процессе детального изучения и анализа проблемы создания перспективной авиационно-космической системы (АКС) в плане наиболее оптимальных решений использования околоземного космического пространства в интересах оборонного комплекса страны и ее народного хозяйства на данном этапе в ОКБ рассматривались следующие возможные альтернативные варианты:
Рис.
Рис.
Рис.
Рис.
– одноступенчатый орбитальный самолет (ООС), стартующий горизонтально с аэродрома с помощью разгонной тележки;
– ООС, стартующий со специальной летающей платформы, обеспечивающей взлет и набор стартовых высоты и скорости ООС;
– ООС, стартующий со сверхтяжелого самолета-носителя со стартовой массой 1300–1500 т.
Проведенное сравнение основных характеристик трех альтернативных концепций показало, что наибольшими возможностями по выводимой нагрузке и параллаксу при выведении груза на заданную орбиту обладает концепция АКС на базе комбинации ООС с сверхтяжелым самолетом-носителем.
В каждой из предложенных концепций рассматривались двигательные установки ООС на основе ЖРД и комбинации ЖРД + ПВРД. На том этапе, с учетом развития силовых установок был принят вариант с ЖРД, хотя и было признано, что системы с использованием ПВРД способны обеспечить более высокую эффективность по топливу, чем аппараты с ЖРД. Для ВРД эффективность использования на ООС возрастала с увеличением диапазона скоростей (чисел М), на котором работал ПВРД, вплоть до скоростей, соответствующих М=15–25. Однако характеристики конструкции ПВРД и их входных устройств в условиях отсутствия экспериментальных данных по опытным образцам, особенно на больших числах М полета (в частности, сверхзвуковое и гиперзвуковое горение), в тот период не позволяли принять их для практической проработки. В дальнейшем именно это направление стало основным в ОКБ для перспективных работ по ВКС. На тот период ООС с ЖРД, работавшим на компонентах: горючее – жидкий водород и окислитель – жидкий кислород, являлся наиболее реальным, как по степени готовности основных направлений (конструкции, двигатели, теплозащита и т. д.), так и по требуемым срокам создания (5–7 лет с учетом максимальной интенсификации по финансированию и привлечению людских и материальных ресурсов), по сравнению с вариантом АКС на базе ООС с ПВРД+ЖРД.
Строго говоря, предлагавшиеся варианты ООС с ЖРД не получались одноступенчатыми. В каждом из вариантов предполагалось использование промежуточного стартового или разгонного носителя (самолет, стартовая тележка).
Предлагавшийся ОКБ ООС был выполнен по аэродинамической схеме «бесхвостка» с низкорасположенным крылом малого удлинения оживальной формы в плане. Крыло имело развитый корневой наплыв. Профиль крыла – дозвуковой, 5-образный. Топливо и шасси размещались в корпусе (фюзеляже), крыло выполнялось без вырезов и люков. Для балансировки и управления использовались элевоны.
В принятой схеме аэродинамической компоновки ООС на малых скоростях подъемная сила создавалась в основном крылом и частично несущим корпусом с плоским днищем. На больших скоростях подъемная сила в основном создавалась корпусом.
Корпус ООС технологически делился на четыре отсека: носовой, топливный, полезной нагрузки и силовой установки. Носовой отсек помимо кабины экипажа, состоявшего из двух человек, включал передний технический отсек, люк-трап доступа в кабину и носовая стойка шасси. В топливном отсек находился бак жидкого водорода и бак жидкого кислорода. В отсеке полезной нагрузки, помимо целевого груза, размещались два вставных бака с жидким кислородом, баки с керосином, основные стойки шасси и центральный технический отсек. В отсеке силовой установки размещались три маршевых ЖРД, три ЖРД орбитального маневрирования, бак с жидким водородом и задний технический отсек.
К отсеку силовой установки крепился стреловидный киль с двухсекционным рулем направления.
Конструкционные материалы и решения по системе теплозащиты ООС были выбраны с учетом собственного опыта ОКБ, а также опыта создания летательных аппаратов близкого назначения, как отечественной, так и западной разработки.
Для ООС была принята конструкция с несущими топливными баками из алюминиевых сплавов, крылом и вертикальным оперением из перспективных графитовых композиционных материалов. Створки грузового люка, внутренние элементы конструкции, элементы крепления ЖРД и подсистем изготавливались из графито— эпоксидных композиционных материалов.
Для обеспечения работоспособности и ресурса конструкции применялась внешняя система теплозащиты. На разных участках поверхности в зависимости от уровня температур и тепловых потоков применялись различные по материалам, технологиям изготовления и толщине теплозащитные покрытия. Для носков фюзеляжа, крыла и оперения, где температура должна была достигать 2000 0 С., использовались композиционный материал из углерода, армированный углеродным волокном с покрытием из карборунда и двуокиси кремния. В зонах поверхностей, нагревающихся до температур в диапазоне 600 – 1300 °C. применялась теплозащита из керамических плиток с боросиликатным покрытием. На нижней поверхности и в носовой части, где тепловые потоки выше, плитки имели большую толщину, а в покрытие добавлялся тетраборид кремния для повышения излучательной способности нагретых поверхностей. Участки поверхности с более низкими температурами покрывались гибкой низкотемпературной теплоизоляцией на основе кремнеземного волокна. В зоне навески элевонов и руля направления и для крепления носков крыла и фюзеляжа применялись жаропрочные сплавы. Теплоизолирующий слой баков жидкого водорода из пенополиуретана заключался в герметичную внешнюю оболочку из композиционных материалов. Баки с высококипящими компонентами топлива, которые использовались в течение всего полета, защищались экранно-вакуумной теплоизоляцией.
ООС на подвеске под сверхтяжелым самолетом
Силовая установка ООС включала в себя три маршевых ЖРД с максимальной тягой по 200 тс., три ЖРД орбитального маневрирования и 38 ЖРД реактивной системы управления. В основу маршевых ЖРД были положены перспективные разработки по двухконтурным трехкомпонентным ЖРД, использующих две топливные пары: керосин + жидкий кислород и жидкий водород + жидкий кислород. Достоинствами подобного технического решения являлась то, что двигатели работали как единый агрегат с питанием и на керосине, и на водороде, что значительно снижало массу двигательной установки по сравнению с вариантом с раз
дельными ЖРД. Первый контур ЖРД работал в режиме максимальной тяги, второй – в режиме максимальной экономичности. Конструктивно ЖРД выполнялись с коаксиальными камерами сгорания. Контуры по конструкции были аналогичны обычным ЖРД с дожиганием генераторного газа. Габариты и удельная масса практически соответствовали по своим параметрам аналогичным параметрам обычных одноконтурных ЖРД, выполненных на одинаковом технологическом уровне того времени.
Взлетная расчетная масса ООС определялась в 700 т., полезная нагрузка -10 т. При принятых размерностях ООС его посадочная масса была близка к посадочной массе «Бурана». Посадочная скорость определялась величиной 240 км/ч.
ООС мог взлетать или с ракетной тележки, или с летающей платформы, или с самолета-носителя. Для старта ООС массой в 675 т при требуемом разгоне до скорости 200 м/с требовалась ракетная тележка со стартовой массой 175 т или летающая платформа массой 475 т, или самолет-носитель массой 625 т. В случае старта с ракетной тележки, ООС помещался на ней в разгонном положении. Под действием маршевых ЖРД ООС, которые питались топливом от установленных на тележке баков, и стартовых ЖРД тележки, происходил интенсивный разгон. При этом специальное гидроподъемное устройство переводило его с установочного разгонного угла атаки 0° на взлетный угол атаки 20°. ООС, отделившись от тележки, взлетал, а тележка тормозилась аэродинамическим, гидравлическим и колодочными тормозными устройствами и затем ловилась специальными заградительными устройствами.
Рис.
Варианты сверхтяжелого самолета-носителя
Проведенные исследования показали возможность создания сверхтяжелого самолета-носителя на базе имеющихся компонентов существовавших самолетов (двигатели, бортовые системы, элементы конструкции). Такой самолет-носитель должен был обеспечивать, помимо воздушного старта ООС, перевозку различных, в том числе и уникальных крупногабаритных тяжеловесных грузов в интересах различных отраслей народного хозяйства страны, особенно при переброске их в труднодоступные районы. АКС со сверхтяжелым самолетом-носителем должна была обладать интегральными достоинствами авиационных и ракетных систем, позволяя выводить на низкие околоземные орбиты нагрузки массой в 10 и более тонн с уникальными оперативно-стратегическими и эксплуатационными возможностями. Из всех трех рассматривавшихся альтернатив АКС, этот вариант обладал наибольшими возможностями по выводимым нагрузкам и параллаксу.
Для развертывания работ по созданию «туполевского» ООС необходимо было в кратчайшие сроки форсировать научно-исследовательские работы для решения следующих основных задач:
– детальная проработка компоновок ООС с использованием двухрежимных трехкомпонентных ЖРД для обеспечения малых габаритов ООС и уменьшения потребной массы конструкции;
– создание и отработка гиперзвуковых прямоточных двигателей для широкого диапазона чисел М полета (М= 6 – 15), альтернатива использования ЖРД для ООС;
– разработка и создание нового легкого малогабаритного и высокоэффективного оборудования для ООС и АКС;
– разработка, создание и внедрение перспективных композиционных материалов с повышенными прочностными и тепловыми характеристиками.
С учетом интенсивной работы предприятий и организаций, подключенных к программе, и с учетом того, что к этому времени предприятия и организации МАП уже накопили соответствующий опыт в процессе проектирования и разработки таких летательных аппаратов как «Спираль», «Бор», «Буран» и др., а также с учетом того огромного опыта, который накопила к этому времени наша страна в создании ракетных и ракетно-космических систем различного назначения, время, необходимое для создания подобного ООС, оценивалось в 10 лет.
Программа создания одноступенчатого ВКС Ту-2000
Следующим этапом работ по созданию одноступенчатого ВКС в ОКБ стало начало проектирования летательного аппарата с маршевой силовой установкой, построенной на комбинации двигателей принципиально различного типа (ТРД + ПВРД + ЖРД). За прошедшие годы ОКБ удалось накопить большой научно-технический и технологический материал, дающий возможность перейти к практической реализации проекта одноступенчатого ВКС. По теме одноступенчатого орбитального ВКС ОКБ за эти годы подготовило несколько проектов, отличавшихся различными техническими решениями в части компоновки летательного аппарата и его силовой установки. Одним из проектов стал проект, получивший обозначение Ту-2000 (самолет «Т») с комбинированной силовой установкой (ТРД + ПВРД + ЖРД).
Рис.
Исследования, проведенные в ОКБ по проблеме создания одноступенчатого ВКС, дают основание утверждать, что одноступенчатый ВКС способен стать реальностью, если решить, в частности, проблемы существенного повышения экономичности силовой установки и значительно поднять относительный запас топлива на взлете летательного аппарата.
На сегодняшний день существенно повысить экономичность силовой установки можно, используя в качестве окислителя кислород воздуха, то есть применяя ВРД. Единственным типом ВРД, который можно использовать при гиперзвуковых скоростях полета, на которые рассчитывается ВКС, является ПВРД. В свою очередь, использование ПВРД требует выполнение полета в атмосфере с высокими скоростными напорами для ограничения габаритов и массы силовой установки. Высокие скоростные и тепловые нагрузки конструкции летательного аппарата требуют увеличения массы пустого аппарата. Это увеличение целесообразно лишь тогда, когда существенно снижается общая масса бортового запаса топлива. Использование в качестве окислителя атмосферного воздуха позволяет уменьшить секундный расход топлива, однако существенное снижение общей массы ВКС может быть достигнуто только при условии работы ПВРД в широком диапазоне чисел М полета (широкодиапазонный ПВРД – ШПВРД). Это дает существенную разность между уменьшением массы топлива и увеличением массы конструкции, связанным с использованием ПВРД, и обеспечивает выигрыш в относительной массе полезной нагрузки.
Рис.
Другим определяющим условием реализации одноступенчатого ВКС является использование в качестве топлива жидкого водорода. Уникальное сочетание высокой массовой теплотворной способности и высокой удельной теплоемкости позволяют создать более легкие и компактные двигатели с требуемым удельным расходом топлива. Одновременно использование хладоресурса жидкого водорода дает возможность спроектировать достаточно легкую охлаждаемую конструкцию планера и воздухозаборника, а также обеспечивать необходимые температурные режимы бортовых систем и оборудования. Применение ПВРД требует большую часть разгонной траектории до орбитальной скорости выполнять в плотных слоях атмосферы, что вызывает сильный кинетический нагрев конструкции, особенно передних кромок крыла, воздухозаборника, носка фюзеляжа и всей нижней поверхности ВКС. Расчеты, проведенные в ОКБ, показали, что без применения жидкого водорода в качестве охлаждающего хладоагента, не удается обеспечить нормальный температурный режим конструкции планера, самих ПВРД, оборудования, а также обеспечить нормальные условия для экипажа, грузов, в том числе и специальных, а в перспективе и для пассажиров.
Из условий применения на ВКС основной разгонной силовой установки на базе ПВРД для него наиболее рационально применение комбинированной силовой установки, включающей экономичные ТРД, работающие в диапазоне скоростей соответствующих диапазону М = 0–2,5, ПВРД (ШПВРД), обеспечивающих разгон до М = 20–25, и ЖРД для доразгона до орбитальной скорости и маневрирования на орбите.
Для того, чтобы одноступенчатый ВКС был конкурентоспособен в сравнении с другими транспортными ракетно-космическими средствами, при его проектировании необходимо обеспечить выполнение ряда требований к летным характеристикам. ВКС должен обладать способностью совершать взлеты и посадки со стандартных взлетно-посадочных полос длиною до 3000 м, совершать полеты с разворотом на дозвуковой скорости после взлета для выхода в заданную точку начала разгона, и перед посадкой для захода на заданный аэродром, осуществлять перелеты для изменения аэродрома базирования, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту, выполнять неоднократные орбитальные маневры, выполнять автономный орбитальный полет продолжительностью до суток, выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями, выполнять торможение со снижением при возвращении с орбиты, в процессе разгона до орбитальных параметров, а в процессе снижения выполнять маневрирование для прохода заданной трассы и выхода на заданную орбиту и заданный аэродром.
Из-за сложности решения комплекса научно-технических, технологических и эксплуатационных проблем создания одноступенчатого ВКС, в ходе проектирования решено было, что целесообразно практические работы начать с постройки и испытаний экспериментального ВКС несколько меньшей размерности, чем окончательный вариант. На этом летательном аппарате будут проверены в реальных условиях полета новые концепции и технические решения, заложенные в аэродинамическую схему, силовую установку, конструкцию и теплозащиту планера, самолетных систем и двигателей и оборудования. Необходимость создания экспериментального ВКС обусловлена, кроме всего прочего, отсутствием условий натурного моделирования на наземных установках при числах М = 6–8 явлений аэротермодинамики, процессов горения в двигательной установке, процессов нагрева конструкции.
В 1987–1988 гг. ОКБ, совместно с ЦАГИ, ЦИАМ и другими предприятиями и организациями разработало концепцию одноступенчатого ВКС с комбинированной двигательной установкой, имеющей в своем составе гиперзвуковой ВРД (ГПВРД) Принципиальная новизна разрабатываемого ВКС, неопределенность в характере внешних воздействий на него, отсутствие проверенных технических решений по ряду направлений, а также необходимого набора конструкционных материалов, обуславливали необходимость поэтапной разработки и испытаний экспериментального ВКС. Поэтому вся программа по созданию экспериментального ВКС была разбита на два этапа: создание экспериментального гиперзвукового самолета ЭГС с максимальной скоростью полета до М = 5–6 и создание экспериментального ВКС – прототипа одноступенчатого многоразового ВКС, обеспечивающего проведение летного эксперимента во всей области полетов, вплоть до выхода в космос.
В рамках работ по второму этапу в ОКБ в конце 80-х годов было подготовлено техническое предложение по проекту экспериментального ВКС Ту-2000А и техническое предложение к одноступенчатому ВКС Ту-2000. В дальнейшем, в течение нескольких лет, исходная концепция развивалась. В частности, появилось предложение по переходу в двигательной установке от ГПВРД к ШПВРД. Создание экспериментального ВКС Ту-2000А являлось необходимым этапом работ, на нем должны были быть проверены в реальных условиях все новые концепции, заложенные в аэродинамическую схему, силовую установку, конструкцию и теплозащиту планера. Учитывая экономические и организационные сложности 90-х годов ОКБ предложило начинать работы по Ту-2000А с создания промежуточных ВКС Ту-2000А-1 и Ту-2000А-2 как летающих лабораторий первого этапа, рассчитанных на полеты с максимальными скоростями, соответствующих М = 5–6. Для выполнения программы предлагалось создание летающей лаборатории на базе модернизированного двигателя АЛ-41Ф (Д-101) в модификациях: Д-101В с основной и форсажной камерой, работающих на водороде, и Д-101К с форсажной и основной камерами, работающими на керосине. Соответственно предлагались к проектированию и постройке самолет Ту-2000А-1 с двумя стартовыми двигателями Д-101, с взлетной массой 40 т и Ту-2000А-2 с одним стартовым двигателем Д-101, с взлетной массой 20 т. Ближайшим этапом работ должно было стать создание самолета Ту-2000А-2 с одним Д-101. После проведения этих работ можно было переходить к окончательному варианту Ту-2000А с взлетной массой 70 т с двумя новыми двигателями Д-100 тягой по 30 тс.
Некоторые данные варианта ТУ-2000А
Для Ту-2000А была принята аэродинамическая схема «бесхвостка», все элементы ВКС конструктивно интегрированы вокруг силовой установки, состоящей из двух ТРД типа Д— 100, находящихся в хвостовой части, основного разгонного ГПВРД, расположенного под фюзеляжем в задней его части и двух ЖРД для маневрирования в космическом пространстве, установленных между ТРД. ВКС имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения. Большую роль в создании подъемной силы играет фюзеляж с плоской нижней поверхностью. Органы управления традиционные для данной схемы ЛА: элевоны на крыле и руль поворота на киле. Основной двигатель – ГПВРД. Он включает в себя воздухозаборник внешне-внутреннего сжатия, регулируемые камеры сгорания с косым срезом и многоканальную систему подачи топлива. Основной разгонный режим выполняется на ГПВРД, воздушные каналы ТРД после достижения скорости М=6 и начала работы ГПВРД закрываются заслонками, которые в открытом состоянии образуют входное устройство воздухозаборников ТРД.
Особенностью конструкции ВКС является интегральное решение во взаимной компоновке планера и силовой установки, особенно в части, касающейся ГПВРД. Нижняя поверхность фюзеляжа обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ГПВРД, является верхней поверхностью замкнутой камеры внутреннего сжатия воздуха и сгорания топлива, служит верхней профилированной поверхностью сопла с косым срезом.
Фюзеляж ВКС большого размера, в основном занят топливными баками с жидким водородом. В носовой части фюзеляжа расположена кабина на двух членов экипажа. Система аварийного спасения экипажа обеспечивает покидание ВКС на всех этапах полета от земли до околоземной орбиты. Носовая часть вместе с кабиной отделяемая. Она прорабатывалась в двух вариантах: с отделяемой и спасаемой на парашюте кабиной экипажа и катапультируемыми креслами самолетного типа. На экспериментальном ВКС предполагалось использовать катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части самолета и торможением ее аналогично спускаемым аппаратам космических кораблей до скорости, соответствующей М = 2,0–2,5.
За кабиной экипажа находится технический отсек радиоэлектронного оборудования, в этот же отсек убирается передняя стойка шасси. Средняя и задняя части фюзеляжа занята топливным баком с жидким водородом. Для питания ЖРД окислителем в хвостовой части фюзеляжа установлен кислородный бак. Все двигатели в качестве горючего используют жидкий водород из единой топливной системы.
Экспериментальный ВКС Ту-2000А второго этапа согласно предварительным расчетам ОКБ должен иметь взлетную массу в пределах 70–90 тонн, запас жидкого водорода 30 тонн и жидкого кислорода 5 тонн. Длина самолета 55–60 м, размах крыла 14 м.
К середине 90-х годов в ходе работ по данной программе ОКБ подготовило техническое предложение по одноступенчатому воздушнокосмическому самолету с горизонтальным взлетом и посадкой Ту-2000.
К этому периоду в мире было известно несколько десятков проектов одноступенчатых ВКС, разработанных в разное время различными фирмами и научными центрами ряда стран, которые можно было отнести к двум большим классам: с двигательной установкой на основе ЖРД, и с комбинированной двигательной установкой, в состав которой входят воздушно-реактивные двигатели. Первая группа проектов, с учетом нынешнего уровня развития техники, на ближайшее время малоперспективна, так как представляет достаточно противоестественный симбиоз самолетных принципов полета в атмосфере с баллистическими носителями и ракетной двигательной установкой, которая из-за необходимости нести на борту запас окислителя имеет низкий удельный импульс, что требует очень легкой конструкции. Кроме того, минимум потерь характеристической скорости при взлете на ЖРД получается при вертикальном старте. Любая другая траектория увеличивает потери, особенно аэродинамические.
Рис.
Исходя из этого ОКБ для Ту-2000 приняло концепцию ВКС, предусматривающую использование ВРД. В рамках принятой концепции ОКБ совместно с другими предприятиями и организациями изучало возможности специфической группы проектов с двигательной установкой, использующей ожижение атмосферного воздуха в полете. Такая схема силовой установки возможна, особенно если траектория разгона имеет участок накопления кислорода при скоростях полета, соответствующих числу М = 4,5–5. Однако сама возможность выхода на орбиту такого самолета и масса полезного груза зависят от габаритов и массы установки ожижения и разделения воздуха, для проектирования которой в то время не было необходимого научно-технического задела. Воздухозаборник этой системы создает дополнительное сопротивление, что заставляет увеличивать тягу ВРД и т. д. Даже при благоприятных результатах разработки достаточно сложных в техническом и технологическом плане агрегатов и систем ВКС с ожижением, он не имеет преимуществ по сравнению с ВКС с ПВРД (ГПВРД, ШПВРД). Трудность освоения данной концепции была подтверждена многолетней историей разработки британского проекта «Хотол». В рамках возможного пути развития ВКС концепция «Хотол» в ОКБ рассматривалась в 1986–1987 гг., но дальнейшего развития не получила.
Компоновка экспериментального ВКС
В концепции одноступенчатого ВКС Ту-2000 выведение на околоземную орбиту выполняется с помощью комбинированной силовой установки, которая включает стартовые газотурбинные двигатели для взлета, начального разгона, маневрирования у земли и посадки, разгонный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД или ШПВРД) и жидкостной ракетный двигатель. Как и в случае с экспериментальным Ту-2000А, особенностью ВКС Ту-2000 является интегральная компоновка планера и его силовой установки, в которой нижняя поверхность фюзеляжа обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ВРД, и служит верхней профилированной поверхностью сопла ВРД с косым срезом. Варианты с ГПВРД и ШПВРД отличаются типом и диапазоном работы ВРД и соотношением масс горючего и окислителя для ЖРД и, что самое важное, значительным увеличением массы полезной нагрузки (для ГПВРД – 0,5 т, для ШПВРД – 10 т).
Некоторые основные данные Ту-2000:
длина самолета, м 75,0
размах крыла, м 28,0
высота самолета, м 19,0
площадь крыла, кв. м 430,0
взлетная масса, т 250— 280
посадочная масса, т 120
Силовая установка:
6 х ТРДДТ типа Д-100 по 30,0 – 32,0 тс
6 х ШПВРД с геометрическим и тепловым регулированием ЖРД с суммарной тягой 50 т.
В первоначальном варианте ВКС Ту-2000 с ГПВРД имел следующие особенности:
• комбинированная двигательная установка из ТРДДТ, работающих до М = 6, ГПВРД, работающего в диапазоне М = 6 – 13 и линейного ЖРД, работающего в диапазоне от М = 6 и до М, соответствующего выходу на заданную орбиту;
• горячая конструкция крыла и оперения, основным конструкционным материалом которых является никелевый сплав;
• регулируемый воздухозаборник, обеспечивающий функционирование как ГТД, так и ПВРД, и закрывающий вход в двигатели на тех этапах полета, когда они не работают.
Все это требовало решения сложных технических проблем, в частности требовалось создать высокотемпературный вентилятор для ТРД (ТРДДТ) с рабочей температурой лопаток 2000 град. С, сложный высоконагруженный воздухозаборник и т. д.
Принципиально снятие этих проблем возможно путем внедрения ШПВРД вместо ГПВРД, разделением газотурбинной и прямоточной частей двигательной установки для ТРД и ШПВРД (ТРД со своим убираемым воздухозаборником на верхней части корпуса самолета, а ПВРД – на нижней. При этом диапазон работы ТРД ограничивается по верхней границе числом М = 2–2,5, что должно снять температурные проблемы с разработки ТРД. ШПВРД в этом случае работает в диапазоне скоростей полета от М = 2–2,5 до М = 20–25. Такой ВРД невозможно создать без глубокого регулирования его геометрии в зависимости от числа М полета во всем диапазоне его работы. С установкой ШПВРД значительно снижается потребная тяга ЖРД (более чем в три раза) и время его работы на активном участке. Поэтому, если в варианте с ГПВРД целесообразна установка одного большого разгонного линейного ЖРД в комбинации со специальными ЖРД системы орбитального маневрирования (ЖРД СОМ), то в случае ШПВРД возможна установка двух более легких ЖРД, используемых и для орбитального маневрирования. В варианте с ШПВРД общее количество топлива уменьшается почти на 20 %, в то время как заправляемое количество жидкого водорода увеличивается на 40 %. Поэтому объем топливных баков и габариты фюзеляжа в варианте с ШПВРД больше, он более критичен к весовому совершенству конструкции криогенных баков.
В ходе разработки элементов программы Ту-2000 и программы криогенных самолетов были освоены многие передовые и прорывные технологические процессы, освоены перспективные материалы. В частности, освоено производство и внедрение композиционных трубопроводов, в том числе криогенных, созданы различные агрегаты систем авиационной криогенной техники (насосы, клапана и др.). Освоены технологии производства методом намотки крупногабаритных композиционных баков, в том числе и криогенных. На основе этих технологий возможно создание криогенных баков для ракетно— космической и авиационной техники с удельной массой менее 20 кг/м2. Подобные технологии позволяют изготавливать фюзеляжи самолетов из углеродного композиционного материала методом намотки с удельной массой менее 10 кг/м2. В ходе разработки программы были освоены технологии изготовления полуфабрикатов и агрегатов самолета из высокотемпературных титановых сплавов (t раб. до 600 град. С) для аэрокосмической промышленности.
Общепризнано, что наиболее рациональным типом конструкции крыла для гиперзвуковых летательных аппаратов является «горячая» конструкция. «Горячая» конструкция консолей крыла (а также оперения) позволяет вообще обходиться без теплоизоляции или иметь минимальную теплозащиту (при особо сильном нагреве, как например для ВКС). Крыло являлось объектом тщательного изучения, так как оно должно нагреваться в полете до 500–550 °C, обладая при этом необходимой прочностью, оставаясь легким и жестким, сохраняя необходимые геометрические обводы.
При разработке конструкции крыла гиперзвукового летательного аппарата предусматривается целый набор конструктивных решений, обеспечивающих при нагреве компенсацию температурных деформаций. Прочностной и тепловой анализ крыла показали, что наиболее подходящим конструкционным материалом крыла является жаропрочный титановый сплав. В ходе работ по Ту-2000, с распространением результатов на проекты гиперзвуковых самолетов, проводились экспериментальные работы по исследованиям формообразования гофра и гибки поясов лонжеронов, а также точечной сварки на образцах из реального материала. Для Ту-2000А был первоначально выбран никелевый сплав в качестве основного, так как это позволяло изготовить наиболее простое крыло экспериментального самолета первого этапа с максимальной скоростью полета, соответствующей М=6, вообще без теплоизоляции. Для полноразмерного ВКС этот вариант с теплоизоляцией имел, по расчетам, преимущество по массе по сравнению с конструкцией крыла из алюминиевого сплава (ВКС «Буран») и из титанового сплава. Механические и технологические свойства жаропрочного никелевого сплава были исследованы на элементарных образцах. Были изготовлены элементы конструкции гиперзвукового летательного аппарата (гофровые панели, лонжероны) с отработкой технологии штамповки, сварки, механообработки. Был изготовлен модельный кессон крыла с габаритами 2 х 1 м и проведены его теплопрочностные испытания в специальной установке. Изготовлен натурный кессон крыла ВКС размером 4x10 метров для теплопрочностных испытаний.
Никелевый сплав имел достаточную пластичность, обеспечивающую хорошую штамповку для качественного образования гофра, отличную свариваемость точечной, роликовой и аргонодуговой электросваркой без потери свойств. Однако в целом испытания сплава в реальных конструкциях дали больше отрицательных результатов. Уже при изготовлении не удалось полностью избавиться от коробления. Механические и тепловые методы правки не дали полностью положительных результатов. Кессон, выполненный из никелевого сплава сохранял геометрические размеры и выдерживал заданные нагрузки при нагреве до 700 °C. Вместе с тем, при остывании верхняя обшивка кессона теряла устойчивость, появлялось коробление, что говорило о высоком уровне остаточных напряжений в конструкции, отмечались явления ползучести под нагрузкой при высоких температурах. Переход на титановый сплав позволил избавиться от многих конструктивных и технологических недостатков исходной конструкции.
К достоинствам ВКС Ту-2000 можно отнести:
• минимальная удельная стоимость выведения груза на орбиту;
• многоцелевое применение;
• оперативность и гибкость применения, малое время реакции;
• базирование на обычных аэродромах, оснащенных криогенным заправочным комплексом;
– возможность изменять плоскость орбиты, осуществлять выведение и спуск с параллаксом относительно плоскости орбиты;
– более высокая безопасность полета за счет возможности резервирования работы двигателей, системы управления самолетного типа, возможности оперативного прекращения полета и выбора альтернативных траекторий возвращения на Землю;
– возможность использования как гиперзвукового или как трансатмосферного самолета.
Основным недостатком программы Ту-2000 является высокая сложность научно-технических задач, которые необходимо решить в ходе ее выполнения. К ключевым проблемам создания Ту-2000 относятся:
– создание ШПВРД, его интеграция с другими элементами силовой установки и самолетом;
– создание конструкции с требуемым весовым совершенством, в том числе разработка и освоение производства новых высокоэффективных конструкционных, теплоизоляционных материалов и покрытий, отработка конструкции криогенных топливных баков, «горячих» конструкций планера, конструкций с активным охлаждением;
– создание комплекса методов и средств расчета тягово-аэродинамических характеристик, процессов нагрева конструкции;
– разработка легкого и надежного ботового комплекса оборудования.
Более чем десятилетние научно— исследовательские работы по программе создания ВКС Ту-2000, в ходе которых были проведены конструкторские проработки различных вариантов компоновок, проведены и испытаны элементы конструкции интегральных криогенных топливных баков, элементы «горячей конструкции» крыла, новые жаропрочные конструкционные материалы в реальных самолетных конструкциях, элементы активной тепловой защиты планера, крупногабаритные конструкции из перспективных композиционных материалов с различными покрытиями, позволили ОКБ накопить бесценный опыт в области создания гиперзвуковых летательных аппаратов различного назначения.
Гиперзвуковые самолеты
Как отмечалось ранее, начиная с 70-х годов в ОКБ велись работы по созданию самолетов, способных выполнять длительный полет на крейсерских гиперзвуковых скоростях.
К означенному периоду в авиационно-космической технике и технологиях были достигнуты значительные результаты, полеты на сверхзвуковых скоростях стали обыденным явлением для самолетов военного назначения, внедрялись в эксплуатацию первые сверхзвуковые пассажирские самолеты, осуществлялись пилотируемые и беспилотные полеты в космос. Появились уже и серийные самолеты, летавшие в атмосфере со скоростями, соответствующими М=З (МиГ-25, SR-71). Космические спускаемые аппараты и воздушно-космические самолеты с большими числами М совершали полеты на очень больших высотах, кратковременно проходя плотные слои атмосферы с гиперзвуковыми скоростями.
Общая диалектика развития авиационной техники, а также желание военно-политического руководства стран по обе стороны «железного занавеса» получить в свои руки очередное абсолютное оружие, поставило перед авиационной промышленностью передовых авиационных держав задачу создания летательных аппаратов самолетного типа с большими гиперзвуковыми скоростями, соответствующим М=3-10, способными выполнять полет на высотах 30–35 км. Подобный летательный аппарат по своим техническим решениям (как по части силовой установки, так и по своей конструкции) должен был в значительной степени отличаться от современных самолетов и космических аппаратов. Существовавшие типы ВРД, эффективно использовавшие атмосферу при полетах на малых высотах, из-за ограничений по температуре были приемлемы только для летательных аппаратов со скоростями полета, соответствующим М=3. С другой стороны, ракетные двигатели, для которых таких ограничений не было, из-за необходимости нести на борту полный запас топлива (горючее + окислитель), являлись нерациональными для продолжительных полетов в атмосфере.
Наиболее рациональным для принятых режимов будущего гиперзвукового самолета являлся прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) в комбинации с разгонным двигателем (ТРД или ЖРД). С целью достижения высокой эффективности силовой установки в качестве горючего предлагалось использовать жидкий водород. Для полетов в диапазоне чисел М=3–5, наиболее приемлемой определялась комбинированная силовая установка, содержащая турбореактивный и прямоточный двигатель, работающие на углеводородном горючем или сжиженным природным газе (СПГ). Для полетов со скоростями, превышающих М=5–6, наиболее подходящим являлся ПВРД на жидком водороде с разгонными ТРД на керосине или на жидком водороде.
Коренных изменений, с учетом способности летательного аппарата длительно воспринимать в полете высокие и сверхвысокие температуры, требовала конструкция подобного летательного аппарата. Выбор конструкции должен был определяться следующими факторами: с одной стороны, интенсивностью аэродинамического нагрева и его продолжительностью, а с другой стороны, кратностью ее использования или ресурсом.
Накопленный опыт показывал, что для летательных аппаратов, подверженных интенсивному аэродинамическому нагреву продолжительное время перспективными представлялись следующие типы конструкций: «горячая», теплоизолированная и активно-охлаждаемая. «Горячая» конструкция непосредственно контактирует с окружающей средой. Теплоизолированная конструкция защищена теплоизлучающим слоем или экраном. Конструкция с активным охлаждением предполагала использование системы циркуляции теплоносителя, отводящего тепло от обшивки. Основными проблемами, требовавшими решения, являлись ослабление температурных напряжений, уменьшение коробления и увеличение ресурса конструкции. Одним из направлений, позволявшим ослабить температурные напряжения, являлось использование теплозащитных панелей (гофрированных, трубчатых и т. п.). Теплоизолированные конструкции предлагалось выполнять как сочетание силовой конструкции и теплозащиты. Самолет с умеренными требованиями к ресурсу и с крейсерским числом полета М=6 мог иметь «горячую» конструкцию или экранированную конструкцию, или упрощенную пассивную систему охлаждения. Для самолетов с большим ресурсом активная система охлаждения представлялась необходимой. В системе должны были использоваться промежуточные теплоноситель (например этиленгликоль), циркулирующий в каналах обшивки, передающий тепло через теплообменник жидкому водороду, который после этого должен был служить охладителем компонентов двигателя и поступать в камеру сгорания. Требования к активной системе могли быть снижены применением теплозащитных экранов или теплоизоляции.
Рис.
Рис.
Необходимость использования жидкого водорода в качестве топлива гиперзвукового самолета требует разработки высокоэффективной конструкции боков и низкотемпературной теплоизоляции (НТИ), Несмотря на то, что начиная с 60-х гг. было исследовано как в США, так и в СССР много различных конструкций криогенных баков и НТИ ни одна из этих конструкций не удовлетворяет как техническим, так и экономическим требованиям для гиперзвукового самолета. Ток, конструкции криогенных баков и НТИ, разработанные для применения в ракетной технике, имеют ограниченный ресурс. Отсутствие необходимости их многократного использования не требовало подробных исследований срока службы НТИ при длительном влиянии термоциклирования, вибрации, климатических условий, старения материалов с точки зрения деградации их теплофизических и физико-механических характеристик во времени.
Исследования по вопросам создания самолета на криогенном топливе показали, что среди множество технических проблем, одной из наиболее существенных является тепловая защита криогенных топливных баков.
Имевшийся, на тот период, задел в области гиперзвуковой аэродинамики был более весомый, чем в области конструкций и силовых установок будущих гиперзвуковых самолетов. Многие результаты аналитических и экспериментальных исследований, проведенных по другим авиационным, ракетным и авиационно-космическим программам (в частности, по МВКА) были во многом применимы к гиперзвуковым самолетам. Предстояло еще много сделать для определения оптимальной аэродинамической схемы, обеспечивающей полезное взаимодействие силовой установки и планера гиперзвукового самолета. Как и для обычных самолетов, необходимо было вести исследования по применению систем активного управления при уменьшении запасов статической устойчивости, что должно было снизить размеры и массу летательного аппарата.
В СССР работы по гиперзвуковым самолетам в ударных вариантах начались в середине 70-х годов. К работам над этой перспективной тематикой было подключено несколько авиационных ОКБ страны и научно-исследовательских организаций авиационной промышленности.
В Туполевском ОКБ работы шли в следующих направлениях:
– исследования и проектирование гиперзвукового дальнего ударного самолета, рассчитанного на крейсерскую скорость полета, соответствующую М=4 – проект «230» Ту-230). Проектирование было начато в 1983 г. Эскизный проект был готов в 1985 г. Взлетная масса самолета определялась в пределах 180 т. Силовая установка должна была состоять из четырех комбинированных ТРД типа Д-80. Максимальный запас топлива (керосин) – 106 т. Высота крейсерского полета 25000 – 27000 м, максимальная дальность полета определялась в 8000 – 10000 км при продолжительности полета 2,3 часа, (длина самолета – 54,15 м, размах крыла – 26,83 м);
– исследования и проектирование гиперзвукового дальнего самолета, рассчитанного на крейсерскую скорость полета, соответствующую М=6 – проект «260» (Ту-260). Это был ЛА с двигателями, работающими на крейсерском режиме но жидком водороде с дальностью полета до 12000 км при 10 т полезной нагрузки;
– исследования и проектирование гиперзвукового межконтинентального самолета, рассчитанного на крейсерскую скорость полета, соответствующую М=6, при заданной максимальной дальности полета до 16000 км и с полезной нагрузкой до 20 т – проект «360» (Ту-360). Высота крейсерского полета 30000 – 33000 м.
Рис.
Рис.
По теме «260» и «360» в ОКБ было подготовлено несколько вариантов гиперзвукового самолета с силовой установкой с 4–6 маршевыми ПВРД и с шестью разгонными ТРДД тягой по 22000 кгс. Расчетный удельный расход топлива ПВРД на крейсерском режиме составлял 1,04 кг/кгс-ч. Выбранная компоновочно-аэродинамическая схема позволила получить расчетные значения качества 5,2–5,5. Для разгонных ТРДД предполагалось использовать керосин.
Некоторые характеристики двух проектов гиперзвукового самолета
В рамках работ по гиперзвуковым самолетам в ОКБ было подготовлено предложение по проекту гиперзвукового пассажирского самолета, рассчитанного на крейсерский полет со скоростью, соответствующей М=4,5–5 на высотах 28–32 км. Дальность полета определялась в 8500 – 10000 км. Число пассажиров – 250–280 человек. Силовая установка ~ комбинированная (ТРД + ПВРД), в качестве топлива должен был использоваться сжиженный природный газ.
В ходе исследований по гиперзвуковым самолетам в ОКБ были проведены обширные исследования материалов и конструкций, работающих в условиях интенсивного аэродинамического нагрева. Был сделан вывод, что одними из наиболее перспективных являются конструкции с металлическими внешними поверхностями. Разработка таких конструкций требовала решения ряда задач, основными среди которых являлись поиски новых конструкционных материалов с повышенным сопротивлением окислению и увеличенным пределом ползучести, а также разработка качественно новых типов многослойных металлических конструкций, эксплуатирующихся в условиях больших температурных градиентов. Основными типами таких конструкций, которые рассматривались в ОКБ для гиперзвуковых самолетов, были;
– металлические теплозащитные экраны для снижения тепловых потоков к основной силовой конструкции, не включенные в работу силовой конструкции и проектируемые на местную поперечную нагрузку;
– панели, обладающие как свойствами силовой конструкции, так и теплоизолирующими свойствами.
Одними из наиболее эффективных по несущей способности при работе в условиях нагрева до 250–500 °C являются многослойные конструкции из титановых сплавов.
В ходе этих исследований были разработаны технологии получения многослойных титановых панелей с ферменным заполнителем методом СПФ/ДС (сверхпластичная формовка и диффузионная сварка), в котором за одну операцию производилось и формирование из листового материала обшивок, заполнителя, элементов заготовок и соединения их между собой в готовую монолитную конструкцию.
Проводились исследования по низкотемпературной теплозащите (НТИ) топливных баков с криогенным топливом. Как наиболее перспективная рассматривалась теплозащита на основе экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) с мягкой герметичной оболочкой, обжатой атмосферным давлением для внешней НТИ, или давлением водорода для внутренней НТИ. Конструкция бака при этом может выполняться как из алюминиевых или титановых сплавов, так и из композиционных материалов. В ОКБ были изготовлены модельные баки, как с НТИ на основе пенопластов, так и с обжатой атмосферным давлением ЭВТИ. Были проведены ресурсные испытания этих баков с использованием жидкого азота.
Большое внимание уделялось проектированию криогенных топливных баков с большим ресурсом работы. При их разработке были созданы специальные нормы прочности, обеспечивающие необходимую герметичность в процессе эксплуатации.
Все эти и другие работы ОКБ имели большое значение для решения проблем создания гиперзвуковых летательных аппаратов, над которыми в те годы работало ОКБ, а также в работах по созданию криогенных самолетов, в частности, экспериментального Ту-155, проектов криогенных пассажирских самолетов Ту-204К, Ту-334К и др., над которыми ОКБ продолжает работать в настоящее время.
Сегодня ОКБ ОАО «Туполев» является обладателем уникальных технологий по криогенной авиационной технике, многие из которых были освоены в период работ по ВКС и гиперзвуковым самолетом.
Перспективный авиационный комплекс дальней авиации
В начале декабря 2023 года «Ростех» сообщил, что в России завершились научные работы по созданию стендовой базы для прочностных испытаний бомбардировщика нового поколения ПАК ДА (Перспективный авиационный комплекс дальней авиации). Сегодня говорим о ходе проекта создания нового самолета и о его уникальных возможностях.
В апреле 2021 г. Министерством обороны утвержден окончательный облик ПАК ДА, известного также как «изделие 80», и еще раньше – в 2020 г. – были начаты работы по сборке первых экземпляров нового самолета для проведения наземных и статических испытаний. Ожидается, что новый стратегический бомбардировщик может совершить первый полет до 2027 года, а с 2027–2028 годов может начаться его серийное производство на Казанском авиационном заводе. Самолет разрабатывается КБ имени А.Н.Туполева – это традиционный разработчик тяжелых бомбардировщиков в нашей стране. Новый самолет должен заменить в дальней авиации все три типа современных боевых самолета – Ту-160, Ту-95МС и Ту-22М3.
Начиная с 2010-х годов в России стартовало несколько программ модернизации дальних бомбардировщиков, которые призваны продлить срок их службы и значительно повысить их боевые возможности. Дальние стратегические Ту-160 и Ту-95МС модернизируются по оборудованию и системам вооружения – обновленные Ту-160 и модернизированные Ту-95МСМ могут теперь применять новейшие крылатые ракеты Х-101 и их ядерную модификацию Х-102. Эти самолеты мы видели в контртеррористической операции в Сирии, где ракетами Х-101 поражались особо важные цели. Эти самолеты принимают участие и в СВО.
Сверхзвуковой Ту-22М3 также достаточно серьезно модернизируется до уровня Ту-22М3М. Первый самолет нового типа совершил полет 28 декабря 2018 г. Самолет получил новую современную кабину, кормовая артиллерийская установка заменена на комплекс радиоэлектронной борьбы, кардинально обновлен комплекс вооружения – самолет может применять новые крылатые ракеты Х-32 и «изделие 715». По программе модернизации на Казанском авиационном заводе планировалось обновить 30 бомбардировщиков Ту-22М3.
В 2015 году министр обороны России заявил о планах возобновления производства стратегического бомбардировщика Ту-160. Позже стало известно о программе строительства 50 новых сверхзвуковых бомбардировщиков, которую планируется реализовать в ближайшие годы. Считается, что поступление в дальнюю авиацию такого количества относительно современных самолетов позволит провести замену всего парка Ту-95 на Ту-160. 2 февраля 2020 г. совершил первый полет прототип будущего серийного Ту-160М – это был именно новый собранный казанским авиазаводом бомбардировщик. Ведется реконструкция и обновление производственных линий для выполнения программы строительства новых самолетов Ту-160, возобновлено производство двигателей НК-32 для них, обновлено радиоэлектронное оборудование.
Все эти программы модернизаций и возобновление производства Ту-160 обеспечат сохранение высоких боевых возможностей российской дальней авиации до 2030–2040 годов, когда, как ожидается, начнется замена дальних бомбардировщиков на ПАК ДА.
Теперь о проекте самолета ПАК ДА – конечно, проект закрыт серьезной завесой секретности, но некоторое понимание облика нового самолета в публичном поле присутствует. Новый стратег будет построен по аэродинамической схеме «летающее крыло» и будет дозвуковым. Такое решение выбрано, потому что в «летающем крыле» можно эргономично разместить отсеки для полезной нагрузки и именно в такой конфигурации и на дозвуке достигается наилучшие показатели аэродинамического качества самолета – то есть возможен полет с большой полезной нагрузкой на большую дальность.
Макет перспективного авиационного комплекса Дальней авиации (ПАК ДА)
Новый самолет будет обладать пониженной радиолокационной заметностью и сможет применять крылатые и гиперзвуковые ракеты без входа в зону действия ПВО потенциального противника. Основным вооружением самолета станут дозвуковые крылатые ракеты типа Х-БД или Х-101. Совершенно точно новый самолет будет нести и перспективные гиперзвуковые ракеты, которые будут применяться для уничтожения средств ПВО противника и расчистки коридоров для прохода обычных крылатых ракет. Ожидается, что масса полезной нагрузки может составлять до 30 тонн – это значит, что самолет сможет нести в двух отсеках вооружения не менее 12 крылатых ракет. Общая же взлетная масса самолета, по оценкам специалистов, может составить 145 тонн.
Самолет будет оснащен самым совершенным комплексом радиотехнического оборудования и комплексом обороны, который позволит поставить помехи любым системам наведения – радиолокационным и инфракрасным. Конечно, у самолета будет свой радарный комплекс обнаружения наземных и воздушных целей.
Прогнозировать ход проекта в текущих реалиях достаточно сложно. По оптимистичным планам уже в 2024–2025 годах возможен выход первого летного экземпляра ПАК ДА на испытания. Если все пойдет успешно, то уже к 2027 году возможно развертывание серийного производства самолета.