... Losy genialnych projektantów potoczyły się inaczej. Część z nich, „odnotowana” w sprawach cywilnych, była już za życia powszechnie znana. A każdy chłopiec, który złożył model samolotu, marzył o byciu „jak Tupolew, Iljuszyn czy Jakowlew”.

Innych, którzy zawsze działali wyłącznie na rzecz obronności kraju, do końca życia trzymano w tajemnicy. Dopiero po ich wyjeździe poznaliśmy nazwiska Korolewa, Głuszki, Jangela, Czelomeja i wielu innych, oddając im pośmiertne honory.

Ale są losy szczególne, złożone i niesamowite - to projektanci, którzy stworzyli w swoim życiu coś tak wyjątkowego, że ich nazwisko, przełamując bariery tajemnicy, stało się powszechnie znane za ich życia. I ta epokowa, widoczna dla wszystkich twórczość, w połączeniu z całkowitą bliskością przemysłu obronnego, przyćmiła inne naprawdę istotne myśli, idee, dzieła, projekty i osiągnięcia talent projektowy. Taki właśnie los spotkał głównego projektanta statku orbitalnego wielokrotnego użytku „Buran” Gleba Jewgienijewicza Łozino-Łozinskiego, którego stulecie obchodzimy 25 grudnia 2009 roku.

Wydawać by się mogło, że dziś wiemy o nim już sporo – twórcy „Burana”, głównego projektanta „Spirali”, generalnego projektanta systemu lotniczego 9A-10485, znanego szerzej jako MAX…

Tak naprawdę niewiele więcej na ten temat wiemy – oprócz Burana i MAXa, pod przewodnictwem G.E. Lozino-Lozinsky’ego, NPO Molniya pracowała nad prawie setką (!) projektów, które wciąż są utajnione…

Można postawić tezę, że dziś jest już niemal tak „zamknięty”, jak za życia – dlatego każda informacja o tym wybitnym Projektancie jest tak cenna.

Wczesne lata 60. Zimna wojna trwa pełną parą. W Stanach Zjednoczonych trwają prace nad programem Dyna Soar – hipersonicznym samolotem rakietowym na orbicie X20. W odpowiedzi na ten program prace nad rozwojem własnych samolotów rakietowych prowadzone są w naszym kraju przez wiele instytutów i biur projektowych, zarówno na zlecenie rządu, w formie prac badawczo-rozwojowych, jak i z własnej inicjatywy. Jednak rozwój systemu kosmicznego Spiral był pierwszym oficjalnym tematem na dużą skalę, wspieranym przez kierownictwo kraju, po serii wydarzeń, które stały się tłem projektu.

Zgodnie z pięcioletnim planem tematycznym Sił Powietrznych dla samolotów orbitalnych i hipersonicznych, praktyczne prace nad astronautyką lotniczą w naszym kraju w 1965 roku powierzono OKB-155 AI Mikoyana, którym kierował 55-letni główny projektant OKB, Gleb Jewgienijewicz Łozino-Łoziński. Temat stworzenia dwustopniowego samolotu powietrzno-orbitalnego (we współczesnej terminologii - system lotniczy - AKS) otrzymał indeks „Spirala”. Związek Radziecki poważnie przygotowywał się do wojny na dużą skalę w kosmosie i z kosmosu.

Zgodnie z wymaganiami klienta projektanci rozpoczęli prace nad dwustopniowym kompleksem wielokrotnego użytku składającym się z hipersonicznego samolotu wspomagającego (HSA) oraz wojskowego statku powietrznego orbitalnego (OS) ze wzmacniaczem rakietowym. Uruchomienie systemu odbyło się poziomo, za pomocą wózka rozpędzającego, start nastąpił przy prędkości 380-400 km/h. Po osiągnięciu wymaganej prędkości i wysokości za pomocą silników GSR, OS został rozdzielony i dalsze przyspieszanie odbywało się za pomocą silników rakietowych z dwustopniowym akceleratorem zasilanych paliwem fluorowodorowym.

Bojowy, jednomiejscowy system operacyjny wielokrotnego użytku z załogą, przeznaczony do użytku w wersjach dziennego samolotu rozpoznawczego fotograficznego, samolocie rozpoznania radarowego, przechwytującym cele kosmiczne lub samolocie szturmowym z rakietą klasy kosmos-Ziemia i może być używany do inspekcji obiektów kosmicznych. Masa samolotu we wszystkich wariantach wynosiła 8800 kg, w tym 500 kg obciążenia bojowego w wariancie rozpoznawczym i przechwytującym oraz 2000 kg w przypadku samolotu szturmowego. Zasięg orbit referencyjnych podczas startu z terytorium ZSRR wynosił 130...150 km wysokości i 450...1350 nachylenia w kierunku północnym i południowym, a zadanie lotu należało wykonać w ciągu 2-3 orbit (trzecia orbita lądowała). Możliwości manewrowe OS wykorzystującego pokładowy układ napędowy rakietowy zasilany wysokoenergetycznymi komponentami paliwa – fluorem F2 + amidolem (50% N2H4 + 50% BH3N2H4) miały zapewnić zmianę nachylenia orbity samolotu rozpoznawczego i przechwytującego o 170 , dla samolotu szturmowego z rakietą na pokładzie (i zmniejszonym zapasem paliwa) - 70...80. Przechwytywacz był także w stanie wykonać manewr kombinowany - jednoczesną zmianę nachylenia orbity o 120 przy wznoszeniu się na wysokość do 1000 km.

Po zakończeniu lotu orbitalnego i włączeniu silników hamujących OS musi wejść w atmosferę z dużym kątem natarcia; sterowanie w fazie opadania polegało na zmianie przechyłu przy stałym kącie natarcia. Na trajektorii zniżania w atmosferze określono możliwość wykonania manewru aerodynamicznego na dystansie 4000...6000 km z odchyleniem bocznym plus/minus 1100...1500 km.

System operacyjny musiał zostać wystrzelony na lądowisko z możliwością wyboru wektora prędkości wzdłuż osi drogi startowej, co osiągnięto poprzez wybór programu zmiany przechyłu. Zwrotność samolotu umożliwiła lądowanie w nocy i w trudnych warunkach atmosferycznych na jednym z lotnisk rezerwowych na terenie Związku Radzieckiego z dowolnej z 3 orbit. Lądowanie odbyło się przy użyciu silnika turboodrzutowego („36-35” opracowanego przez OKB-36), na lotnisku nieutwardzonym klasy II, z prędkością nie większą niż 250 km/h.

Według wstępnego projektu „Spirale” zatwierdzonego przez G.E. Łozino-Łozinskiego 29 czerwca 1966 r. AKS o szacunkowej masie 115 ton był zadokowanym skrzydlatym szerokokadłubowym pojazdem do poziomego startu i lądowania wielokrotnego użytku - 52-tonowym hipersonicznym samolot wspomagający (otrzymał indeks „50-50”) i znajdujący się na nim załogowy system operacyjny (indeks „50”) z dwustopniowym akceleratorem rakietowym – jednostką startową.

Ze względu na brak rozwoju ciekłego fluoru jako utleniacza, w celu ogólnego przyspieszenia prac nad AKS-em zaproponowano alternatywny rozwój dwustopniowego akceleratora rakietowego wykorzystującego paliwo tlenowo-wodorowe oraz etapowy rozwój paliwa fluorowego na OS jako etap pośredni - w pierwszej kolejności zastosowanie paliwa wysokowrzącego na bazie czterotlenku azotu i asymetrycznej dimetylohydrazyny (AT+UDMH), następnie paliwa fluorowo-amoniakalnego (F2+NH3), a dopiero po zdobyciu doświadczenia planowano zastąpić amoniak amidolem.

Dzięki specyfice zastosowanych rozwiązań konstrukcyjnych i wybranemu schematowi startu samolotu umożliwiło to wdrożenie zasadniczo nowych właściwości środków wystrzeliwania ładunków wojskowych w przestrzeń kosmiczną:

Wystrzelenie na orbitę ładunku o wadze co najmniej 9% masy startowej systemu;

Obniżenie kosztów wyniesienia na orbitę jednego kilograma ładunku o 3-3,5 razy w porównaniu do systemów rakietowych wykorzystujących te same komponenty paliwowe;

Wystrzelenie statku kosmicznego w szerokim zakresie kierunków i możliwość szybkiego ponownego wycelowania startu ze zmianą wymaganej paralaksy ze względu na zasięg statku powietrznego;

Samodzielne przeniesienie samolotu wspomagającego;

Minimalizacja wymaganej liczby lotnisk;
- szybkie wystrzelenie bojowego statku powietrznego w dowolne miejsce na świecie;

Efektywne manewrowanie statkiem powietrznym orbitalnym nie tylko w przestrzeni kosmicznej, ale także podczas etapu opadania i lądowania;

Lądowanie samolotu w nocy i przy niesprzyjających warunkach pogodowych na lotnisku wyznaczonym lub wybranym przez załogę z dowolnej z trzech orbit.

KOMPONENTY SPIRALI AX.

Hiperdźwiękowy samolot wspomagający (GSR) „50-50”.

GSR był samolotem bezogonowym o długości 38 m, ze skrzydłem typu delta o dużym zmiennym skosie wzdłuż krawędzi natarcia typu „podwójna delta” (skok 800 w obszarze dziobu i przedniej części oraz 600 na końcu skrzydła) rozpiętość 16,5 m i powierzchnia 240,0 m2 z pionowymi powierzchniami stabilizującymi – stępkami (pow. 18,5 m2) – na końcach skrzydła.

Sterowanie GSR odbywało się za pomocą sterów na stępkach, sterach wysokości i klapach do lądowania. Samolot wspomagający został wyposażony w 2-miejscową ciśnieniową kabinę załogi z fotelami wyrzucanymi.

Startując z wózka akceleracyjnego, do lądowania GSR wykorzystuje trójnożne podwozie z przednią kolumną, wyposażone w bliźniacze opony pneumatyczne o wymiarach 850x250, wypuszczane do strumienia w kierunku „pod prąd”. Skrzynia główna wyposażona jest w dwukołowy wózek typu tandem o wymiarach 1300x350, który pozwala zmniejszyć wymaganą objętość w komorze podwozia po złożeniu. Rozstaw podwozia głównego wynosi 5,75 m.

W górnej części GSR sama płaszczyzna orbity i akcelerator rakiety zostały przymocowane w specjalnej skrzynce, której przednia i tylna część została pokryta owiewkami.

W GSR jako paliwo stosowano skroplony wodór, układ napędowy miał postać bloku czterech silników turboodrzutowych (TRD) opracowanych przez A.M. Lyulkę o ciągu startowym 17,5 tony każdy, mających wspólny wlot powietrza i działanie na pojedynczej naddźwiękowej zewnętrznej dyszy rozprężnej. Przy masie własnej 36 ton GSR mógł zabrać na pokład 16 ton ciekłego wodoru (213 m3), na którego rozmieszczenie przeznaczono 260 m3 objętości wewnętrznej

Silnik otrzymał indeks AL-51 (w tym samym czasie OKB-165 opracowywał silnik turbowentylatorowy trzeciej generacji AL-21F, a dla nowego silnika wybrano indeks „z rezerwą”, zaczynając od okrągłej liczby „50 ”, zwłaszcza, że ​​ten sam numer pojawił się w indeksie tematycznym). Specyfikację techniczną jego stworzenia otrzymała firma A.M. Lyulka OKB-165 (obecnie Centrum Badawczo-Rozwojowe A.M. Lyulka w ramach Saturn NPO).

Pokonanie bariery termicznej dla GSR zapewniono poprzez odpowiedni dobór materiałów konstrukcyjnych i termoochronnych.

Samolot akceleracyjny.

W trakcie prac projekt był stale udoskonalany. Można powiedzieć, że był w stanie „permanentnego rozwoju”: ciągle pojawiały się pewne niespójności - i wszystko musiało być „połączone”. W obliczeniach wzięto pod uwagę rzeczywistość – istniejące materiały konstrukcyjne, technologie, możliwości zakładu itp. W zasadzie na każdym etapie projektowania silnik działał, ale nie zapewniał właściwości, jakich oczekiwali od niego projektanci. „Docieranie” trwało przez kolejne pięć do sześciu lat, aż do początku lat 70. XX wieku, kiedy zakończono prace nad projektem Spiral.

Dwustopniowy wzmacniacz rakietowy.

Jednostka startowa to jednorazowy dwustopniowy pojazd nośny umieszczony w pozycji „częściowo zagłębionej” w kołysce „z tyłu” GSR. Aby przyspieszyć rozwój, wstępny projekt przewidywał opracowanie pośredniej (paliwo wodorowo-tlenowe, H2+O2) i głównej (paliwo wodorowo-fluorowe, H2+F2) wersji akceleratora rakietowego.

Przy wyborze komponentów paliwowych projektanci wychodzili od warunku zapewnienia możliwości wyniesienia na orbitę jak największego ładunku. Ciekły wodór (H2) uznano za jedyne obiecujące paliwo dla samolotów hipersonicznych i za jedno z obiecujących paliw do silników rakietowych na paliwo ciekłe, pomimo jego istotnej wady – niskiego ciężaru właściwego (0,075 g/cm3). Nafty nie uważano za paliwo do wzmacniacza rakietowego.

Jako środki utleniające wodór można stosować tlen i fluor. Z punktu widzenia możliwości produkcyjnych i bezpieczeństwa tlen jest bardziej preferowany, ale jego zastosowanie jako utleniacza paliwa wodorowego prowadzi do znacznie większych wymaganych objętości zbiorników (101 m3 w porównaniu z 72,12 m3), czyli do zwiększenia środkowej części oraz dlatego w oporze samolotu wspomagającego, który zmniejsza jego maksymalną prędkość uwalniania do M=5,5 zamiast M=6 w przypadku fluoru.

Akcelerator.

Całkowita długość wzmacniacza rakietowego (na paliwo fluorowodorowe) wynosi 27,75 m, w tym 18,0 m pierwszego stopnia z dolnym układarką i 9,75 m drugiego stopnia z ładunkiem statku powietrznego orbitalnego. Wersja wzmacniacza rakiety tlenowo-wodorowej okazała się o 96 cm dłuższa i o 50 cm grubsza.

Założono, że silnik rakietowy z fluorowodorem o ciągu 25 ton do wyposażenia obu stopni akceleratora rakiety zostanie opracowany w OKB-456 przez wiceprezesa Głuszko na bazie zużytego silnika rakietowego na ciecz o ciągu 10 ton przy użyciu fluoroamoniaku paliwo (F2+NH3).

Samolot orbitalny.

Samolot orbitalny (OS) był samolotem latającym o długości 8 m i szerokości płaskiego kadłuba 4 m, wykonanym według schematu „korpusu nośnego”, mającym w planie silnie tępy trójkątny kształt pióra.

Podstawą konstrukcji była spawana kratownica, do której od dołu przymocowano osłonę termiczną mocy (HSE), wykonaną z płyt platerowanych stopem niobu VN5AP pokrytym dwukrzemkiem molibdenu, ułożonych według zasady „rybiej łuski”. Ekran zawieszono na łożyskach ceramicznych, które pełniły rolę bariery termicznej, łagodząc naprężenia termiczne wynikające z mobilności TZE względem korpusu, zachowując jednocześnie zewnętrzny kształt urządzenia.

Górna powierzchnia znajdowała się w miejscu zacienionym i nagrzana do temperatury nie wyższej niż 500°C, dlatego też górną część korpusu pokryto panelami osłonowymi wykonanymi ze stopu kobaltowo-niklowego EP-99 oraz stali VNS.

W skład układu napędowego wchodziły:

Orbitalny silnik rakietowy manewrujący o ciągu 1,5 tf (impuls właściwy 320 s, zużycie paliwa 4,7 kg/s) umożliwiający wykonanie manewru zmiany płaszczyzny orbity i wydanie impulsu hamowania w celu deorbitacji; następnie planowano zainstalować mocniejszy silnik rakietowy na paliwo ciekłe o ciągu próżniowym 5 tf z płynną regulacją ciągu do 1,5 tf w celu wykonywania precyzyjnych korekt orbity;

Dwa silniki rakietowe na paliwo ciekłe z hamulcem awaryjnym o ciągu podciśnieniowym 16 kgf, napędzane z układu paliwowego głównego silnika rakietowego na paliwo ciekłe z układem wyporowym do zasilania elementów sprężonym helem;

Zespół silnika rakietowego do orientacji ciekłej, składający się z 6 silników do orientacji zgrubnej o ciągu 16 kgf i 10 silników do precyzyjnej orientacji o ciągu 1 kgf;

Silnik turboodrzutowy o ciągu próbnym 2 tf i jednostkowym zużyciu paliwa 1,38 kg/kg na godzinę w przypadku lotu i lądowania poddźwiękowego, paliwo – nafta. U podstawy płetwy znajduje się regulowany wlot powietrza typu czerpakowego, który otwiera się dopiero przed uruchomieniem silnika turboodrzutowego.

W etapie pośrednim pierwsze próbki bojowych manewrowych systemów operacyjnych przewidywały zastosowanie paliwa fluorowo-amoniakalnego do silników rakietowych na paliwo ciekłe.

Do awaryjnego ratowania pilota na każdym etapie lotu projekt przewidywał odłączaną kabinę kapsułową w kształcie reflektora, która posiadała własne silniki proszkowe do strzelania z samolotu na wszystkich etapach jego ruchu, od startu do lądowania. Kapsuła została wyposażona w silniki sterujące wejściem w gęste warstwy atmosfery, radiolatarnię, baterię i awaryjną jednostkę nawigacyjną. Lądowanie odbyło się przy użyciu spadochronu z prędkością 8 m/s, a absorpcja energii przy tej prędkości wynika z odkształcenia szczątkowego specjalnej struktury narożnika kapsuły o strukturze plastra miodu.

Masa odłączanej kabiny wyposażonej w osprzęt, system podtrzymywania życia, kabinowy system ratunkowy i pilota wynosi 930 kg, masa kabiny po wylądowaniu wynosi 705 kg.

System nawigacji i automatycznego sterowania składał się z autonomicznego systemu nawigacji astro-inercyjnej, pokładowego komputera cyfrowego, silnika rakiety orientacyjnej, astrokorektora, celownika optycznego i wysokościomierza radiowo-pionowego.

Aby kontrolować trajektorię samolotu podczas opadania, oprócz głównego automatycznego systemu sterowania, zapewniony jest zapasowy uproszczony system sterowania ręcznego oparty na sygnałach reżyserskich.

Kapsuła ratunkowa.

Przypadków użycia.

Rekonesans fotograficzny dzienny.

Dzienny samolot fotorozpoznawczy przeznaczony był do szczegółowego rozpoznania operacyjnego małych, ustalonych celów naziemnych i ruchomych, morskich. Sprzęt fotograficzny umieszczony na pokładzie zapewniał rozdzielczość terenową 1,2 m podczas fotografowania z orbity na wysokości 130 plus/minus 5 km.

Założono, że pilot będzie szukał celu i wizualnie obserwował powierzchnię Ziemi poprzez celownik optyczny umieszczony w kokpicie o płynnie zmieniającym się powiększeniu od 3x do 50x. Celownik został wyposażony w sterowane lusterko odblaskowe umożliwiające śledzenie celu z odległości do 300 km. Strzelanie miało odbywać się automatycznie po ręcznym zestrojeniu przez pilota płaszczyzny osi optycznej kamery i celownika z celem; Rozmiar obrazu na ziemi wynosi 20x20 km przy odległości fotografowania na trasie do 100 km. Podczas jednego orbitowania pilot musi zdążyć sfotografować 3-4 cele.

Samolot fotorozpoznawczy wyposażony jest w stacje HF i VHF służące do przekazywania informacji na ziemię. W przypadku konieczności ponownego przelotu nad celem manewr obrotu płaszczyzną orbity wykonywany jest automatycznie na polecenie pilota.

Rozpoznanie radarowe.

Charakterystyczną cechą rozpoznania radarowego była obecność zewnętrznej rozkładanej anteny jednorazowej o wymiarach 12x1,5 m. Szacowana rozdzielczość powinna mieścić się w zakresie 20-30 m, co jest wystarczające do rozpoznania formacji morskich lotniskowców i dużych obszarów naziemnych obiektów, o szerokości pokosu obiektów naziemnych – 25 km i do 200 km podczas rozpoznania nad morzem.

Orbitalny samolot uderzeniowy.

Samolot uderzeniowy miał za zadanie niszczyć ruchome cele morskie. Założono, że wystrzelenie rakiety kosmos-Ziemia z głowicą nuklearną nastąpi zza horyzontu w obecności wyznaczenia celu z innego systemu rozpoznawczego lub satelity. Aktualne współrzędne celu ustalane są przez lokalizator, który jest upuszczany przed deorbitacją, oraz przez pomoce nawigacyjne statku powietrznego. Prowadzenie rakiety drogą radiową w początkowych fazach lotu umożliwiło przeprowadzenie korekt zwiększających dokładność nakierowania rakiety na cel.

Pocisk o masie startowej 1700 kg i dokładności wyznaczania celu plus/minus 90 km zapewniał zniszczenie celu morskiego (np. lotniskowca) poruszającego się z prędkością do 32 węzłów z prawdopodobieństwem 0,9 (okrągły prawdopodobne odchylenie głowicy 250 m).

Przechwytywacz celów kosmicznych „50-22”.

Ostatnią opracowaną wersją bojowego systemu operacyjnego był przechwytujący cele kosmiczne, opracowany w dwóch modyfikacjach:

Inspektor-przechwytywacz z wejściem na orbitę celu, zbliżając się do niego na odległość 3-5 km i wyrównując prędkość między przechwytywaczem a celem. Następnie pilot mógł dokonać inspekcji celu za pomocą celownika optycznego o powiększeniu 50x (rozdzielczość celu 1,5–2,5 cm), a następnie wykonać fotografię.

Jeżeli pilot zdecydował się zniszczyć cel, miał do dyspozycji sześć samonaprowadzających rakiet opracowanych przez SKB MOP o wadze 25 kg każda, zapewniających niszczenie celów w zasięgu do 30 km przy prędkościach względnych do 0,5 km/s. Zapas paliwa przechwytywacza wystarcza do przechwycenia dwóch celów znajdujących się na wysokościach do 1000 km przy kątach niewspółpłaszczyznowości orbit celów do 100;

Przechwytywacz dalekiego zasięgu wyposażony w rakiety samonaprowadzające opracowany przez SKB MOP z koordynatorem optycznym do przechwytywania celów kosmicznych na przecinających się kursach, gdy przechwytywacz nie trafi na odległość do 40 km, kompensowaną przez pocisk. Maksymalny zasięg wystrzelenia rakiety wynosi 350 km. Masa rakiety z kontenerem wynosi 170 kg. Wyszukiwanie i wykrywanie ustalonego celu, a także nakierowanie rakiety na cel odbywa się ręcznie przez pilota za pomocą celownika optycznego. Energia tego wariantu przechwytującego zapewnia również przechwycenie 2 celów znajdujących się na wysokościach do 1000 km.

Kosmonauci „Spirala”.

W 1966 roku w Centrum Szkolenia Kosmonautów (CPC) utworzono grupę mającą przygotować lot na „Produkcie-50” - tak w Centrum Szkolenia Kosmonautów zaszyfrowano samolot orbitalny w ramach programu Spiral. W skład grupy wchodziło pięciu kosmonautów z dobrym przeszkoleniem lotniczym, w tym kosmonauta N2 Niemiec Stepanowicz Titow (1966–70) i ​​Anatolij Pietrowicz Kuklin (1966–67), Wasilij Grigoriewicz Łazariew (1966–67), którzy jeszcze nie polecieli w kosmos gg) i Anatolij Wasiljewicz Filipczenko (1966-67).

Personel 4. wydziału zmieniał się z biegiem czasu - Leonid Denisowicz Kizim (1969–73), Anatolij Nikołajewicz Bieriezowoj (1972–74), Anatolij Iwanowicz Dedkow (1972–74), Władimir Aleksandrowicz Dżanibekow (lipiec-grudzień 1972), Władimir Siergiejewicz Kozelski (sierpień 1969 - październik 1971), Władimir Afanasjewicz Łachow (1969-73), Jurij Wasiljewicz Malyszew (1969-73), Aleksander Jakowlewicz Pietruszka (1970-73) i Jurij Wiktorowicz Romanenko (1972).

Pojawiająca się tendencja do zamykania programu Spirala doprowadziła w 1972 roku do redukcji liczebnej IV wydziału do trzech osób i zmniejszenia intensywności szkolenia. W 1973 r. Grupa astronautów o tematyce „Spirala” zaczęła nazywać się VOS - Air Orbital Aircraft (czasami spotykana jest inna nazwa - Military Orbital Aircraft).

11 kwietnia 1973 r. Zastępcą szefa 4. wydziału 1. dyrekcji został mianowany instruktor-kosmonauta-tester Lew Wasiljewicz Worobiow. Rok 1973 był ostatnim rokiem działalności Oddziału IV I Dyrekcji Centrum Kosmonautów – dalsza historia korpusu kosmonautów VOS poszła na marne.

Zamknięcie projektu.

Z technicznego punktu widzenia praca poszła dobrze. Zgodnie z harmonogramem rozwoju projektu Spiral przewidywano, że tworzenie poddźwiękowego OS rozpocznie się w 1967 r., hipersonicznego analogu w 1968 r. Eksperymentalne urządzenie miało zostać wyniesione na orbitę po raz pierwszy w wersji bezzałogowej w 1970 r. Jego pierwszy załogowy lot zaplanowano na 1977 r. Prace nad GSR powinny rozpocząć się w 1970 r., gdyby jego 4 wielomodowe silniki turboodrzutowe pracowały na nafcie. Jeżeli zostanie przyjęta opcja obiecująca, tj. Ponieważ paliwem do silników jest wodór, jego budowę zaplanowano rozpocząć w 1972 roku. W drugiej połowie lat 70-tych. Można było rozpocząć loty w pełni wyposażonego Spiral AKS.

Jednak pomimo rygorystycznego studium wykonalności projektu przywódcy kraju stracili zainteresowanie tematem „Spirala”. Negatywny wpływ na przebieg programu miała interwencja D.F. Ustinova, ówczesnego sekretarza KC KPZR, nadzorującego przemysł obronny i opowiadającego się za rakietami. A kiedy A.A. Grechko, który został ministrem obrony, poznał się na początku lat 70. przy „Spirali” wyraził się jasno i jednoznacznie: „Nie będziemy fantazjować”. Dalsza realizacja programu została wstrzymana.

Jednak dzięki rozległym opracowaniom naukowym i technicznym oraz wadze poruszanych tematów, realizacja projektu „Spirala” przekształciła się w różne projekty badawcze i związane z nimi opracowania projektowe. Stopniowo program został przeorientowany na testy w locie urządzeń analogowych bez perspektywy stworzenia w oparciu o nie rzeczywistego systemu (program BOR (Unmanned Orbital Rocket Plane)).

Oto historia projektu, który nawet bez realizacji odegrał znaczącą rolę w programie kosmicznym kraju.

Projekt Spiral miał w zasadzie dwa problemy – techniczny i ludzki.

Sprawa techniczna dotyczy hipersonicznego samolotu wspomagającego (GSR). Tak naprawdę w tamtym czasie problem hiperdźwięków nie został rozwiązany. GSR miał mocne silniki turboodrzutowe, których nie mógł zapewnić projekt 5-6M. Nadal nie ma silników strumieniowych niezbędnych do hiperdźwięku. Zarówno my, jak i Amerykanie jesteśmy dopiero na drodze do stworzenia stabilnego i niezawodnego silnika do prędkości hipersonicznych. Nieprzypadkowo dalszy rozwój projektu Spiral poszedł drogą wykorzystania poddźwiękowych ciężkich samolotów transportowych (projekt MAKS).

„Czynnik ludzki” jest drażliwym punktem nie tylko dla „Spirali”, ale także dla wszystkich programów kosmicznych ZSRR w latach 70. i 80. Było wielu bystrych, silnych i ambitnych projektantów, którzy nie chcieli się ze sobą dogadać. Konflikt między Siergiejem Pawłowiczem Korolowem a Walentinem Pietrowiczem Głuszką doszedł do tego, że przeklinali się nawzajem. Konfrontacja między „inżynierami” V.N. Chelomey i N.D. Kuzniecow itp.

Każdy z nich dla swoich programów i projektów pozyskiwał wsparcie członków Komitetu Centralnego KPZR, wydobywał finanse i zasoby, wydawał odpowiednie uchwały, które następnie korygowano pod względem treści i terminu... Rezultatem nie był skoordynowany cios z pięść, ale szturchnięcie w niebo wyciągniętymi palcami.

Bardzo dobrze pisze o tej zakulisowej walce Boris Evseevich Chertok w serii książek „Rakiety i ludzie”. Polecam wszystkim naprawdę zainteresowanym historią rosyjskiej kosmonautyki bez upiększeń: http://flibusta.net/a/20774

Generał Gwiezdnych Wojen: Gleb Lozino-Lozinsky.

Latem 1966 roku rozpoczęto prace nad projektem w biurze projektowym OKB-155 A. I. Mikoyana. W latach 1969-1974 prowadzono testy modeli zrzutów. W latach 1976–1978 przeprowadzono 7 udanych lotów testowych Mig-105.11.

Program Spiral, w szczególności statki BOR-5 i Mig-105.11, dał początek amerykańskim opracowaniom, w tym programowi HL-20, na podstawie którego stworzono statek kosmiczny Dream Chaser i X-37B.

Projekt Spiral, rozpoczęty w latach 60. XX wieku, był odpowiedzią na amerykański program kosmicznego bombowca przechwytującego-rozpoznawczego-przechwytującego X-20 „Dyna Soar”.

Szefem projektu Spiral był Gleb Evgenievich Lozino-Lozinsky.

Historia programu

BOR-2 - suborbitalne urządzenie analogowe

Około 1964 roku grupa naukowców i specjalistów Sił Powietrznych opracowała koncepcję stworzenia zasadniczo nowych sił powietrzno-kosmicznych, które w najbardziej racjonalny sposób integrowałyby idee samolotu, rakiety i obiektu kosmicznego oraz spełniałyby powyższe wymagania. W połowie 1965 roku Minister Przemysłu Lotniczego P.V. Dementiew zlecił Biuru Projektowemu AI Mikojana opracowanie projektu tego systemu, nazwanego „Spiral”. Głównym projektantem systemu został G. E. Lozino-Lozinsky. Z Sił Powietrznych kierownictwo pracami wykonał S. G. Frołow, wsparcie wojskowo-techniczne powierzono kierownikowi Centralnego Instytutu Badawczego 30 - Z. A. Ioffe, a także jego zastępcy ds. Nauki V. I. Semenow i szefowie wydziałów - V. A. Matveev i O. B Rukosuev - główni ideologowie koncepcji VKS. .

W ramach programu w celu przetestowania stworzenia statku powietrznego orbitalnego i wykazania jego wykonalności, podprojekty analogowego samolotu MiG-105.11, suborbitalnych pojazdów analogowych BOR-1 (Unmanned Orbital Rocket Plane), BOR-2, BOR-3 i analogowego statku kosmicznego ” EPOS” (Eksperymentalny załogowy statek powietrzny orbitalny) BOR-4 i BOR-5.

Wszystkie urządzenia wykonano w skali 1:3 ze względu na ograniczone możliwości energetyczne rakiety nośnej 8K63B – zmodyfikowanego R-12 MRSD. Starty przeprowadzono z poligonu testowego Kapustin Yar:

BOR-1 - 15.07.1969, prototyp wykonany z tekstolitu, spalony podczas opadania balistycznego;
BOR-2 - 12.06.1969, awaria układu sterowania, zejście balistyczne, spalony;
BOR-2 - 31.07.1970, lot udany;
BOR-2 - 22.04.1971, spalone zabezpieczenie termiczne, spadochron nie wyskoczył, rozbił się;
BOR-2 - 08.02.1972, lot udany, urządzenie przechowywane w LII;
BOR-3 – 24.05.1973, zniszczenia na wysokości 5 km, rozbił się;
BOR-3 - 07.11.1974, spadochron uszkodzony, rozbity.

Prace nad stworzeniem „Spirali”, obejmującej analogi samolotu orbitalnego, przerwane w 1969 r., zostały wznowione w 1974 r. W latach 1976-1978 w LII wykonano 7 lotów próbnych Mig-105.11.

Poddźwiękowy odpowiednik samolotu orbitalnego Mig-105.11 testowali piloci Piotr Ostapenko, Igor Volk, Walery Menitsky, Aleksander Fiedotow. MiG-105.11 został wystrzelony spod kadłuba ciężkiego bombowca Tu-95 K przez Aviarda Fastovetsa, ostatni etap testów analogu przeprowadził Wasilij Uryadow.

Również " na bazie BOR-4 opracowano kosmiczne głowice manewrowe, których głównym zadaniem było zbombardowanie Ameryki z kosmosu przy minimalnym czasie lotu do celów (5...7 minut)" Łukaszewicz wiceprezes, dyrektor finansowy OJSC „Międzynarodowe konsorcjum wielozadaniowe systemy lotnicze”.

Własne prace nad „Spiralą” (z wyjątkiem analogów BOR) zostały ostatecznie zatrzymane po rozpoczęciu prac nad większym, mniej ryzykownym technologicznie, pozornie bardziej obiecującym i pod wieloma względami powtarzającym program amerykańskiego promu kosmicznego projektu Energia-Buran. Minister obrony A. A. Grechko nie wyraził nawet zgody na orbitalne testy prawie ukończonego EPOS-u, wyciągając, według różnych źródeł, uchwałę „Nie będziemy fantazjować” lub „To jest fantazja. Musimy wykonać prawdziwą pracę”. Główni specjaliści, którzy wcześniej pracowali nad projektem Spiral, zostali przeniesieni z Biura Projektowego AI Mikoyan i Biura Projektowego Raduga na mocy zarządzenia Ministra Przemysłu Lotniczego do NPO Molniya.

W tej chwili analogowy samolot 105.11 można oglądać w Centralnym Muzeum Sił Powietrznych Rosji w Monino.

Wideo na ten temat

Samolot wspomagający

Potężny sterowiec wspomagający (waga 52 ton, długość 38 m, rozpiętość skrzydeł 16,5 m) miał rozpędzić się do sześciokrotnej prędkości dźwięku (6), a następnie z „pleców” na wysokości 28-30 km 10-tonowy załogowy statek powietrzny orbitalny o długości 8 m i rozpiętości 7,4 m.

« Samolot rozpędzający się do 6 Machów miał służyć jako samolot pasażerski, co oczywiście było racjonalne: jego wysokie właściwości prędkościowe umożliwiłyby zwiększenie prędkości lotnictwa cywilnego».

Samolot wspomagający był pierwszym technologicznie rewolucyjnym szczegółowym projektem samolotu hipersonicznego z silnikami oddychającymi powietrzem. Na 40. Kongresie Międzynarodowej Federacji Lotniczej (FAI), który odbył się w 1989 roku w Maladze (Hiszpania), przedstawiciele amerykańskiej Narodowej Agencji Aeronautyki i Przestrzeni Kosmicznej (NASA) pochwalili samolot wspomagający, zauważając, że został on „zaprojektowany zgodnie ze współczesnymi wymogami .”

Ze względu na zapotrzebowanie na duże fundusze na zasadniczo nowe technologie napędu, aerodynamiki i materiałoznawstwa w celu stworzenia takiego hipersonicznego samolotu wspomagającego, w najnowszych wersjach projektu rozważano tańszą i szybszą do osiągnięcia możliwość stworzenia nie hipersonicznego, ale naddźwiękowego wzmacniacza , który był uważany za zmodyfikowany samolot rozpoznawczy uderzeniowy T-4 („100”), jednak i to nie zostało wdrożone.

Samolot orbitalny

Na zamknięcie programu Spiral wpływ miało rozpoczęcie tworzenia programu Buran w odpowiedzi na rozpoczęcie programu amerykańskiego promu kosmicznego, a także zamknięcie programu PILOT w 1975 roku.

Według pracowników NASA, na stronie internetowej organizacji, na konstrukcję Bora-4 mogły mieć wpływ dane dotyczące tworzenia i testowania zakupionych pojazdów załogowych M2-F1, M2-F2, HL-10, X-24A, X-24B przez Związek Radziecki. [ ]

Wpływ projektu na programy amerykańskie

Krajowi eksperci, tacy jak Aleksiej Leonkow, upierają się, że samolot orbitalny X-37B jest kopią radzieckiego samolotu orbitalnego BOR-5, samolotu orbitalnego Dream Chaser, kopii samolotu EPOS powstałego w ramach projektu Spiral, Stratolaunch, bliźniaka Molniya -1000.

HL-20, którego projekt stał się podstawą statku kosmicznego Dream Chaser, powstał m.in. na podstawie fotografii radzieckich urządzeń eksperymentalnych serii BOR-4, wystrzelonych w ramach programu Energia-Buran: Kosmos-1374 w czerwcu 1982 i Kosmos-1445 z marca 1983, które były modyfikacją urządzeń powstałych w ramach programu Spiral, realizowanego od początku lat 60-tych. Zdobyte w wyniku szpiegostwa CIA i przekazane NASA, gdzie wykonały i przetestowały modele w tunelu aerodynamicznym, korzystając ze zdobytych doświadczeń. Ale dzięki Markowi Sirangelo, który odwiedził Rosję i spotkał się z krajowymi inżynierami, nazwiska rosyjskich specjalistów polecą podczas pierwszego lotu na pokładzie statku kosmicznego Dream Chaser wraz z amerykańskimi specjalistami, którzy pracowali nad projektem HL-20.

Film

• d/f „Star Wars General” studia telewizyjnego Roscosmos (wideo)

Zobacz też

• SpaceShipOne
• SpaceShipTwo – praktyczna realizacja pomysłu
• Rosyjski samolot kosmiczny (RAKS)

Notatki

1. Początki technologii kosmicznej. O projekcie systemu przestrzeni wielokrotnego użytku „spirala”

Wczesne lata 60. Zimna wojna trwa pełną parą. W Stanach Zjednoczonych trwają prace nad programem Dyna Soar, czyli hipersoniczną rakietą orbitalną X20. W odpowiedzi na ten program prace nad rozwojem własnych samolotów rakietowych prowadzone są w naszym kraju przez wiele instytutów i biur projektowych, zarówno na zlecenie rządu, w formie prac badawczo-rozwojowych, jak i z własnej inicjatywy. Jednak rozwój systemu kosmicznego Spiral był pierwszym oficjalnym tematem na dużą skalę, wspieranym przez kierownictwo kraju, po serii wydarzeń, które stały się tłem projektu.

Zgodnie z pięcioletnim planem tematycznym Sił Powietrznych dla samolotów orbitalnych i hipersonicznych, praktyczne prace nad astronautyką lotniczą w naszym kraju w 1965 roku powierzono OKB-155 AI Mikoyana, którym kierował 55-letni główny projektant OKB, Gleb Jewgienijewicz Łozino-Łoziński. Temat stworzenia dwustopniowego samolotu powietrzno-orbitalnego (we współczesnej terminologii - system lotniczy - AKS) otrzymał indeks „Spirala”. Związek Radziecki poważnie przygotowywał się do wojny na dużą skalę w kosmosie i z kosmosu.

Zgodnie z wymaganiami klienta projektanci rozpoczęli prace nad dwustopniowym kompleksem wielokrotnego użytku składającym się z hipersonicznego samolotu wspomagającego (HSA) oraz wojskowego statku powietrznego orbitalnego (OS) ze wzmacniaczem rakietowym. Uruchomienie systemu odbyło się poziomo, za pomocą wózka rozpędzającego, start nastąpił przy prędkości 380-400 km/h. Po osiągnięciu wymaganej prędkości i wysokości za pomocą silników GSR, OS został rozdzielony i dalsze przyspieszanie odbywało się za pomocą silników rakietowych z dwustopniowym akceleratorem zasilanych paliwem fluorowodorowym.

Bojowy, jednomiejscowy system operacyjny wielokrotnego użytku z załogą, przeznaczony do użytku w wersjach dziennego samolotu rozpoznawczego fotograficznego, samolocie rozpoznania radarowego, przechwytującym cele kosmiczne lub samolocie szturmowym z rakietą klasy kosmos-Ziemia i może być używany do inspekcji obiektów kosmicznych. Masa samolotu we wszystkich wariantach wynosiła 8800 kg, w tym 500 kg obciążenia bojowego w wariancie rozpoznawczym i przechwytującym oraz 2000 kg w przypadku samolotu szturmowego. Zasięg orbit referencyjnych podczas startu z terytorium ZSRR wynosił 130...150 km wysokości i 450...1350 nachylenia w kierunku północnym i południowym, a zadanie lotu należało wykonać w ciągu 2-3 orbit (trzecia orbita lądowała). Możliwości manewrowe OS wykorzystującego pokładowy układ napędowy rakietowy zasilany wysokoenergetycznymi komponentami paliwa – fluorem F2 + amidolem (50% N2H4 + 50% BH3N2H4) miały zapewnić zmianę nachylenia orbity samolotu rozpoznawczego i przechwytującego o 170 , dla samolotu szturmowego z rakietą na pokładzie (i zmniejszonym zapasem paliwa) - 70...80. Przechwytywacz był także w stanie wykonać manewr kombinowany - jednoczesną zmianę nachylenia orbity o 120 przy wznoszeniu się na wysokość do 1000 km.

Po zakończeniu lotu orbitalnego i włączeniu silników hamujących OS musi wejść w atmosferę z dużym kątem natarcia; sterowanie w fazie opadania polegało na zmianie przechyłu przy stałym kącie natarcia. Na trajektorii zniżania w atmosferze określono możliwość wykonania manewru aerodynamicznego na dystansie 4000...6000 km z odchyleniem bocznym plus/minus 1100...1500 km.

System operacyjny musiał zostać wystrzelony na lądowisko z możliwością wyboru wektora prędkości wzdłuż osi drogi startowej, co osiągnięto poprzez wybór programu zmiany przechyłu. Zwrotność samolotu umożliwiła lądowanie w nocy i w trudnych warunkach atmosferycznych na jednym z lotnisk rezerwowych na terenie Związku Radzieckiego z dowolnej z 3 orbit. Lądowanie odbyło się przy użyciu silnika turboodrzutowego („36-35” opracowanego przez OKB-36), na lotnisku nieutwardzonym klasy II, z prędkością nie większą niż 250 km/h.

Według wstępnego projektu „Spirale” zatwierdzonego przez G.E. Łozino-Łozinskiego 29 czerwca 1966 r. AKS o szacunkowej masie 115 ton był zadokowanym skrzydlatym szerokokadłubowym pojazdem do poziomego startu i lądowania wielokrotnego użytku - 52-tonowym hipersonicznym samolot wspomagający (otrzymał indeks „50-50”) i znajdujący się na nim załogowy system operacyjny (indeks „50”) z dwustopniowym akceleratorem rakietowym – jednostką startową.

Ze względu na brak rozwoju ciekłego fluoru jako utleniacza, w celu ogólnego przyspieszenia prac nad AKS-em zaproponowano alternatywny rozwój dwustopniowego akceleratora rakietowego wykorzystującego paliwo tlenowo-wodorowe oraz etapowy rozwój paliwa fluorowego na OS jako etap pośredni - w pierwszej kolejności zastosowanie paliwa wysokowrzącego na bazie czterotlenku azotu i asymetrycznej dimetylohydrazyny (AT+UDMH), następnie paliwa fluorowo-amoniakalnego (F2+NH3), a dopiero po zdobyciu doświadczenia planowano zastąpić amoniak amidolem.

Dzięki specyfice zastosowanych rozwiązań konstrukcyjnych i wybranemu schematowi startu samolotu umożliwiło to wdrożenie zasadniczo nowych właściwości środków wystrzeliwania ładunków wojskowych w przestrzeń kosmiczną:

Wystrzelenie na orbitę ładunku o wadze co najmniej 9% masy startowej systemu;

Obniżenie kosztów wyniesienia na orbitę jednego kilograma ładunku o 3-3,5 razy w porównaniu do systemów rakietowych wykorzystujących te same komponenty paliwowe;

Wystrzelenie statku kosmicznego w szerokim zakresie kierunków i możliwość szybkiego ponownego wycelowania startu ze zmianą wymaganej paralaksy ze względu na zasięg statku powietrznego;

Samodzielne przeniesienie samolotu wspomagającego;

Minimalizacja wymaganej liczby lotnisk;
- szybkie wystrzelenie bojowego statku powietrznego w dowolne miejsce na świecie;

Efektywne manewrowanie statkiem powietrznym orbitalnym nie tylko w przestrzeni kosmicznej, ale także podczas etapu opadania i lądowania;

Lądowanie samolotu w nocy i przy niesprzyjających warunkach pogodowych na lotnisku wyznaczonym lub wybranym przez załogę z dowolnej z trzech orbit.

KOMPONENTY SPIRALI AX.

Hiperdźwiękowy samolot wspomagający (GSR) „50-50”.

GSR był samolotem bezogonowym o długości 38 m, ze skrzydłem typu delta o dużym zmiennym skosie wzdłuż krawędzi natarcia typu „podwójna delta” (skok 800 w obszarze dziobu i przedniej części oraz 600 na końcu skrzydła) rozpiętość 16,5 m i powierzchnia 240,0 m2 z pionowymi powierzchniami stabilizującymi – stępkami (pow. 18,5 m2) – na końcach skrzydła.

Sterowanie GSR odbywało się za pomocą sterów na stępkach, sterach wysokości i klapach do lądowania. Samolot wspomagający został wyposażony w 2-miejscową ciśnieniową kabinę załogi z fotelami wyrzucanymi.

Startując z wózka akceleracyjnego, do lądowania GSR wykorzystuje trójnożne podwozie z przednią kolumną, wyposażone w bliźniacze opony pneumatyczne o wymiarach 850x250, wypuszczane do strumienia w kierunku „pod prąd”. Skrzynia główna wyposażona jest w dwukołowy wózek typu tandem o wymiarach 1300x350, który pozwala zmniejszyć wymaganą objętość w komorze podwozia po złożeniu. Rozstaw podwozia głównego wynosi 5,75 m.

W górnej części GSR sama płaszczyzna orbity i akcelerator rakiety zostały przymocowane w specjalnej skrzynce, której przednia i tylna część została pokryta owiewkami.

W GSR jako paliwo stosowano skroplony wodór, układ napędowy miał postać bloku czterech silników turboodrzutowych (TRD) opracowanych przez A.M. Lyulkę o ciągu startowym 17,5 tony każdy, mających wspólny wlot powietrza i działanie na pojedynczej naddźwiękowej zewnętrznej dyszy rozprężnej. Przy masie własnej 36 ton GSR mógł zabrać na pokład 16 ton ciekłego wodoru (213 m3), na którego rozmieszczenie przeznaczono 260 m3 objętości wewnętrznej

Silnik otrzymał indeks AL-51 (w tym samym czasie OKB-165 opracowywał silnik turbowentylatorowy trzeciej generacji AL-21F, a dla nowego silnika wybrano indeks „z rezerwą”, zaczynając od okrągłej liczby „50 ”, zwłaszcza, że ​​ten sam numer pojawił się w indeksie tematycznym). Specyfikację techniczną jego stworzenia otrzymała firma A.M. Lyulka OKB-165 (obecnie Centrum Badawczo-Rozwojowe A.M. Lyulka w ramach Saturn NPO).

Pokonanie bariery termicznej dla GSR zapewniono poprzez odpowiedni dobór materiałów konstrukcyjnych i termoochronnych.

Samolot akceleracyjny.

W trakcie prac projekt był stale udoskonalany. Można powiedzieć, że był w stanie „permanentnego rozwoju”: ciągle pojawiały się pewne niespójności - i wszystko musiało być „połączone”. W obliczeniach wzięto pod uwagę rzeczywistość – istniejące materiały konstrukcyjne, technologie, możliwości zakładu itp. W zasadzie na każdym etapie projektowania silnik działał, ale nie zapewniał właściwości, jakich oczekiwali od niego projektanci. „Docieranie” trwało przez kolejne pięć do sześciu lat, aż do początku lat 70. XX wieku, kiedy zakończono prace nad projektem Spiral.

Dwustopniowy wzmacniacz rakietowy.

Jednostka startowa to jednorazowy dwustopniowy pojazd nośny umieszczony w pozycji „częściowo zagłębionej” w kołysce „z tyłu” GSR. Aby przyspieszyć rozwój, wstępny projekt przewidywał opracowanie pośredniej (paliwo wodorowo-tlenowe, H2+O2) i głównej (paliwo wodorowo-fluorowe, H2+F2) wersji akceleratora rakietowego.

Przy wyborze komponentów paliwowych projektanci wychodzili od warunku zapewnienia możliwości wyniesienia na orbitę jak największego ładunku. Ciekły wodór (H2) uznano za jedyne obiecujące paliwo dla samolotów hipersonicznych i za jedno z obiecujących paliw do silników rakietowych na paliwo ciekłe, pomimo jego istotnej wady – niskiego ciężaru właściwego (0,075 g/cm3). Nafty nie uważano za paliwo do wzmacniacza rakietowego.

Jako środki utleniające wodór można stosować tlen i fluor. Z punktu widzenia możliwości produkcyjnych i bezpieczeństwa tlen jest bardziej preferowany, ale jego zastosowanie jako utleniacza paliwa wodorowego prowadzi do znacznie większych wymaganych objętości zbiorników (101 m3 w porównaniu z 72,12 m3), czyli do zwiększenia środkowej części oraz dlatego w oporze samolotu wspomagającego, który zmniejsza jego maksymalną prędkość uwalniania do M=5,5 zamiast M=6 w przypadku fluoru.

Akcelerator.

Całkowita długość wzmacniacza rakietowego (na paliwo fluorowodorowe) wynosi 27,75 m, w tym 18,0 m pierwszego stopnia z dolnym układarką i 9,75 m drugiego stopnia z ładunkiem statku powietrznego orbitalnego. Wersja wzmacniacza rakiety tlenowo-wodorowej okazała się o 96 cm dłuższa i o 50 cm grubsza.

Założono, że silnik rakietowy z fluorowodorem o ciągu 25 ton do wyposażenia obu stopni akceleratora rakiety zostanie opracowany w OKB-456 przez wiceprezesa Głuszko na bazie zużytego silnika rakietowego na ciecz o ciągu 10 ton przy użyciu fluoroamoniaku paliwo (F2+NH3).

Samolot orbitalny.

Samolot orbitalny (OS) był samolotem o długości 8 m i płaskim kadłubie o szerokości 4 m, zaprojektowanym według projektu „korpusu nośnego”, mającym w rzucie z góry mocno tępą trójkątną płetwę.

Podstawą konstrukcji była spawana kratownica, do której od dołu przymocowano osłonę termiczną mocy (HSE), wykonaną z płyt platerowanych stopem niobu VN5AP pokrytym dwukrzemkiem molibdenu, ułożonych według zasady „rybiej łuski”. Ekran zawieszono na łożyskach ceramicznych, które pełniły rolę bariery termicznej, łagodząc naprężenia termiczne wynikające z mobilności TZE względem korpusu, zachowując jednocześnie zewnętrzny kształt urządzenia.

Górna powierzchnia znajdowała się w miejscu zacienionym i nagrzana do temperatury nie wyższej niż 500°C, dlatego też górną część korpusu pokryto panelami osłonowymi wykonanymi ze stopu kobaltowo-niklowego EP-99 oraz stali VNS.

W skład układu napędowego wchodziły:

Orbitalny silnik rakietowy manewrujący o ciągu 1,5 tf (impuls właściwy 320 s, zużycie paliwa 4,7 kg/s) umożliwiający wykonanie manewru zmiany płaszczyzny orbity i wydanie impulsu hamowania w celu deorbitacji; następnie planowano zainstalować mocniejszy silnik rakietowy na paliwo ciekłe o ciągu próżniowym 5 tf z płynną regulacją ciągu do 1,5 tf w celu wykonywania precyzyjnych korekt orbity;

Dwa silniki rakietowe na paliwo ciekłe z hamulcem awaryjnym o ciągu podciśnieniowym 16 kgf, napędzane z układu paliwowego głównego silnika rakietowego na paliwo ciekłe z układem wyporowym do zasilania elementów sprężonym helem;

Zespół silnika rakietowego do orientacji ciekłej, składający się z 6 silników do orientacji zgrubnej o ciągu 16 kgf i 10 silników do precyzyjnej orientacji o ciągu 1 kgf;

Silnik turboodrzutowy o ciągu próbnym 2 tf i jednostkowym zużyciu paliwa 1,38 kg/kg na godzinę w przypadku lotu i lądowania poddźwiękowego, paliwo – nafta. U podstawy płetwy znajduje się regulowany wlot powietrza typu czerpakowego, który otwiera się dopiero przed uruchomieniem silnika turboodrzutowego.

W etapie pośrednim pierwsze próbki bojowych manewrowych systemów operacyjnych przewidywały zastosowanie paliwa fluorowo-amoniakalnego do silników rakietowych na paliwo ciekłe.

Do awaryjnego ratowania pilota na każdym etapie lotu projekt przewidywał odłączaną kabinę kapsułową w kształcie reflektora, która posiadała własne silniki proszkowe do strzelania z samolotu na wszystkich etapach jego ruchu, od startu do lądowania. Kapsuła została wyposażona w silniki sterujące wejściem w gęste warstwy atmosfery, radiolatarnię, baterię i awaryjną jednostkę nawigacyjną. Lądowanie odbyło się przy użyciu spadochronu z prędkością 8 m/s, a absorpcja energii przy tej prędkości wynika z odkształcenia szczątkowego specjalnej struktury narożnika kapsuły o strukturze plastra miodu.

Masa odłączanej kabiny wyposażonej w osprzęt, system podtrzymywania życia, kabinowy system ratunkowy i pilota wynosi 930 kg, masa kabiny po wylądowaniu wynosi 705 kg.

System nawigacji i automatycznego sterowania składał się z autonomicznego systemu nawigacji astro-inercyjnej, pokładowego komputera cyfrowego, silnika rakiety orientacyjnej, astrokorektora, celownika optycznego i wysokościomierza radiowo-pionowego.

Aby kontrolować trajektorię samolotu podczas opadania, oprócz głównego automatycznego systemu sterowania, zapewniony jest zapasowy uproszczony system sterowania ręcznego oparty na sygnałach reżyserskich.

Kapsuła ratunkowa

Przypadków użycia.

Rekonesans fotograficzny dzienny.

Dzienny samolot fotorozpoznawczy przeznaczony był do szczegółowego rozpoznania operacyjnego małych, ustalonych celów naziemnych i ruchomych, morskich. Sprzęt fotograficzny umieszczony na pokładzie zapewniał rozdzielczość terenową 1,2 m podczas fotografowania z orbity na wysokości 130 plus/minus 5 km.

Założono, że pilot będzie szukał celu i wizualnie obserwował powierzchnię Ziemi poprzez celownik optyczny umieszczony w kokpicie o płynnie zmieniającym się powiększeniu od 3x do 50x. Celownik został wyposażony w sterowane lusterko odblaskowe umożliwiające śledzenie celu z odległości do 300 km. Strzelanie miało odbywać się automatycznie po ręcznym zestrojeniu przez pilota płaszczyzny osi optycznej kamery i celownika z celem; Rozmiar obrazu na ziemi wynosi 20x20 km przy odległości fotografowania na trasie do 100 km. Podczas jednego orbitowania pilot musi zdążyć sfotografować 3-4 cele.

Samolot fotorozpoznawczy wyposażony jest w stacje HF i VHF służące do przekazywania informacji na ziemię. W przypadku konieczności ponownego przelotu nad celem manewr obrotu płaszczyzną orbity wykonywany jest automatycznie na polecenie pilota.

Rozpoznanie radarowe.

Charakterystyczną cechą rozpoznania radarowego była obecność zewnętrznej rozkładanej anteny jednorazowej o wymiarach 12x1,5 m. Szacowana rozdzielczość powinna mieścić się w zakresie 20-30 m, co jest wystarczające do rozpoznania formacji morskich lotniskowców i dużych obszarów naziemnych obiektów, o szerokości pokosu obiektów naziemnych – 25 km i do 200 km podczas rozpoznania nad morzem.

Orbitalny samolot uderzeniowy.

Samolot uderzeniowy miał za zadanie niszczyć ruchome cele morskie. Założono, że wystrzelenie rakiety kosmos-Ziemia z głowicą nuklearną nastąpi zza horyzontu w obecności wyznaczenia celu z innego systemu rozpoznawczego lub satelity. Aktualne współrzędne celu ustalane są przez lokalizator, który jest upuszczany przed deorbitacją, oraz przez pomoce nawigacyjne statku powietrznego. Prowadzenie rakiety drogą radiową w początkowych fazach lotu umożliwiło przeprowadzenie korekt zwiększających dokładność nakierowania rakiety na cel.

Pocisk o masie startowej 1700 kg i dokładności wyznaczania celu plus/minus 90 km zapewniał zniszczenie celu morskiego (np. lotniskowca) poruszającego się z prędkością do 32 węzłów z prawdopodobieństwem 0,9 (okrągły prawdopodobne odchylenie głowicy 250 m).

Przechwytywacz celów kosmicznych „50-22”.

Ostatnią opracowaną wersją bojowego systemu operacyjnego był przechwytujący cele kosmiczne, opracowany w dwóch modyfikacjach:

Inspektor-przechwytywacz z wejściem na orbitę celu, zbliżając się do niego na odległość 3-5 km i wyrównując prędkość między przechwytywaczem a celem. Następnie pilot mógł dokonać inspekcji celu za pomocą celownika optycznego o powiększeniu 50x (rozdzielczość celu 1,5–2,5 cm), a następnie wykonać fotografię.

Jeżeli pilot zdecydował się zniszczyć cel, miał do dyspozycji sześć samonaprowadzających rakiet opracowanych przez SKB MOP o wadze 25 kg każda, zapewniających niszczenie celów w zasięgu do 30 km przy prędkościach względnych do 0,5 km/s. Zapas paliwa przechwytywacza wystarcza do przechwycenia dwóch celów znajdujących się na wysokościach do 1000 km przy kątach niewspółpłaszczyznowości orbit celów do 100;

Przechwytywacz dalekiego zasięgu wyposażony w rakiety samonaprowadzające opracowany przez SKB MOP z koordynatorem optycznym do przechwytywania celów kosmicznych na przecinających się kursach, gdy przechwytywacz nie trafi na odległość do 40 km, kompensowaną przez pocisk. Maksymalny zasięg wystrzelenia rakiety wynosi 350 km. Masa rakiety z kontenerem wynosi 170 kg. Wyszukiwanie i wykrywanie ustalonego celu, a także nakierowanie rakiety na cel odbywa się ręcznie przez pilota za pomocą celownika optycznego. Energia tego wariantu przechwytującego zapewnia również przechwycenie 2 celów znajdujących się na wysokościach do 1000 km.

Kosmonauci „Spirala”.

W 1966 roku w Centrum Szkolenia Kosmonautów (CPC) utworzono grupę mającą przygotować lot na „Produkcie-50” - tak w Centrum Szkolenia Kosmonautów zaszyfrowano samolot orbitalny w ramach programu Spiral. W skład grupy wchodziło pięciu kosmonautów z dobrym przeszkoleniem lotniczym, w tym kosmonauta N2 Niemiec Stepanowicz Titow (1966–70) i ​​Anatolij Pietrowicz Kuklin (1966–67), Wasilij Grigoriewicz Łazariew (1966–67), którzy jeszcze nie polecieli w kosmos gg) i Anatolij Wasiljewicz Filipczenko (1966-67).

Personel 4. wydziału zmieniał się z biegiem czasu - Leonid Denisowicz Kizim (1969–73), Anatolij Nikołajewicz Bieriezowoj (1972–74), Anatolij Iwanowicz Dedkow (1972–74), Władimir Aleksandrowicz Dżanibekow (lipiec-grudzień 1972), Władimir Siergiejewicz Kozelski (sierpień 1969 - październik 1971), Władimir Afanasjewicz Łachow (1969-73), Jurij Wasiljewicz Malyszew (1969-73), Aleksander Jakowlewicz Pietruszka (1970-73) i Jurij Wiktorowicz Romanenko (1972).

Pojawiająca się tendencja do zamykania programu Spirala doprowadziła w 1972 roku do redukcji liczebnej IV wydziału do trzech osób i zmniejszenia intensywności szkolenia. W 1973 r. Grupa astronautów o tematyce „Spirala” zaczęła nazywać się VOS - Air Orbital Aircraft (czasami spotykana jest inna nazwa - Military Orbital Aircraft).

11 kwietnia 1973 r. Zastępcą szefa 4. wydziału 1. dyrekcji został mianowany instruktor-kosmonauta-tester Lew Wasiljewicz Worobiow. Rok 1973 był ostatnim rokiem działalności Oddziału IV I Dyrekcji Centrum Kosmonautów – dalszy korpus kosmonautów VOS poszedł na marne.

Zamknięcie projektu.

Z technicznego punktu widzenia praca poszła dobrze. Zgodnie z harmonogramem rozwoju projektu Spiral przewidywano, że tworzenie poddźwiękowego OS rozpocznie się w 1967 r., hipersonicznego analogu w 1968 r. Eksperymentalne urządzenie miało zostać wyniesione na orbitę po raz pierwszy w wersji bezzałogowej w 1970 r. Jego pierwszy załogowy lot zaplanowano na 1977 r. Prace nad GSR powinny rozpocząć się w 1970 r., gdyby jego 4 wielomodowe silniki turboodrzutowe pracowały na nafcie. Jeżeli zostanie przyjęta opcja obiecująca, tj. Ponieważ paliwem do silników jest wodór, jego budowę zaplanowano rozpocząć w 1972 roku. W drugiej połowie lat 70-tych. Można było rozpocząć loty w pełni wyposażonego Spiral AKS.

Jednak pomimo rygorystycznego studium wykonalności projektu przywódcy kraju stracili zainteresowanie tematem „Spirala”. Negatywny wpływ na przebieg programu miała interwencja D.F. Ustinova, ówczesnego sekretarza KC KPZR, nadzorującego przemysł obronny i opowiadającego się za rakietami. A kiedy A.A. Grechko, który został ministrem obrony, poznał się na początku lat 70. przy „Spirali” wyraził się jasno i jednoznacznie: „Nie będziemy fantazjować”. Dalsza realizacja programu została wstrzymana.

Jednak dzięki rozległym opracowaniom naukowym i technicznym oraz wadze poruszanych tematów, realizacja projektu „Spirala” przekształciła się w różne projekty badawcze i związane z nimi opracowania projektowe. Stopniowo program został przeorientowany na testy w locie urządzeń analogowych bez perspektywy stworzenia w oparciu o nie rzeczywistego systemu (program BOR (Unmanned Orbital Rocket Plane)).

Oto historia projektu, który nawet bez realizacji odegrał znaczącą rolę w programie kosmicznym kraju.

klawisz kontrolny Wchodzić

Zauważyłem BHP Tak, tak Wybierz tekst i kliknij Ctrl+Enter

Projekt radziecki, uważany w latach 70. XX w. za przestarzały, pod koniec 2010 r. okazał się zaawansowanym osiągnięciem amerykańskim.

A to już „amerykańska nowość”

Zakłada się, że Dream Chaser dostarczy na niską orbitę okołoziemską ładunek i załogę liczącą do 7 osób.

Dream Chaser powstaje w ramach kontraktu z NASA na dostawę ładunku na ISS. Pierwszy lot na stację orbitalną planowany jest na rok 2020.

Gwiezdne Wojny u zarania ery kosmicznej

Być może projekt ten nie wzbudziłby zainteresowania w Rosji, gdyby nie jedna istotna okoliczność: wygląd, a także szereg rozwiązań technicznych zastosowanych przy budowie Dream Chaser, powtarzają opracowany przez pół roku radziecki projekt statku kosmicznego wielokrotnego użytku wiek temu.

Mówimy o projekcie Spiral, który stał się prekursorem znacznie bardziej znanego „Buranu”. Ale cel „Spirali” wcale nie był pokojowy: statek ten miał stać się częścią nie fikcyjnych, ale prawdziwych „gwiezdnych wojen”.

Trzy tygodnie po wejściu na orbitę pierwszego sztucznego satelity Ziemi Stany Zjednoczone rozpoczęły przygotowania do reakcji. Nie chodziło o wystrzelenie własnego „sztucznego księżyca”, ale o stworzenie bojowego statku kosmicznego.

X-20 Dyna-Soar został pomyślany jako kosmiczny bombowiec przechwytujący i rozpoznawczy. Oprócz prowadzenia rozpoznania miał niszczyć satelity wroga oraz „nurkując” w atmosferę przeprowadzać ataki bombowe na cele na Ziemi. Oczywiście rozmawialiśmy o bombardowaniach nuklearnych.

Uderzenie z orbity

Kiedy w ZSRR okazało się, nad czym pracują Amerykanie, kierownictwo kraju postawiło sobie za zadanie stworzenie podobnego bojowego statku kosmicznego.

Tak narodził się projekt o nazwie „Spirala”. Statek kosmiczny miał zostać wystrzelony na orbitę za pomocą hipersonicznego samolotu wspomagającego i członu rakietowego. Lądowanie zaplanowano jak zwykły samolot.

Po powstaniu ogólnej koncepcji w Centralnym Instytucie Badawczym 30 Sił Powietrznych zadanie zostało przekazane biuru projektowemu OKB-155 Artem Mikojan. Powołano kierownika projektu Spiral Gleb Łozino-Łoziński.

Wojsko chciało zdobyć statek kosmiczny, który mógłby rozwiązać kilka problemów jednocześnie. Dlatego twórcy przewidzieli kilka modyfikacji statku kosmicznego jednocześnie: samolot rozpoznawczy, przechwytujący i bombowiec kosmiczny.

Na szczególną uwagę zasługuje ostatnia rola. Radziecki statek kosmiczny był przygotowywany do ataków na grupy lotniskowców potencjalnego wroga. Uzbrojony w rakietę przestrzeń-ziemia z głowicą nuklearną statek kosmiczny miał zaatakować cel już na pierwszej orbicie. Nawet odchylenie pocisku od celu o 200 metrów gwarantowało zniszczenie wrogiego lotniskowca.

Twórcy Spirala przygotowywali się także do walki statków kosmicznych na orbicie. Oprócz broni opracowano dla radzieckiego statku kosmicznego unikalną kapsułę, w której załoga miała uciec w przypadku trafienia statku przez wroga.

Genialny „Bastard”

Projekt Spiral powstawał w warunkach, w których technologia komputerowa była daleka od doskonałości. Dlatego wielu rozwiązań, które dziś powierza się komputerom, trzeba było szukać w innych obszarach.

Ogromnym problemem było pokonanie gęstych warstw atmosfery podczas opadania. Obszary krytyczne zabezpieczono specjalną ochroną termiczną, która została później udoskonalona podczas tworzenia Burana.

Ale to nie wystarczyło. W latach 60. XX w. praktycznie niemożliwe było kontrolowanie zniżania, tak że napływający strumień powietrza dotykał jedynie obszarów chronionych zabezpieczeniami termicznymi. A potem Gleb Lozino-Lozinsky zaproponował wyposażenie Spirali w składane konsole skrzydłowe.

System samobalansowania działał w ten sposób: w momencie, gdy prędkość osiągnęła maksimum podczas zejścia z orbity, konsole skrzydeł delta automatycznie złożyły się, „wystawiając” chroniony dziób i spód na uderzenie.

Kadłub statku kosmicznego został wykonany zgodnie z projektem korpusu nośnego o mocno stępionym pierzastym kształcie trójkąta w rzucie.

Jeden z twórców, patrząc na swoje dzieło, nagle powiedział: „To but łykowy!” I tak się stało: bojowy statek kosmiczny został pieszczotliwie nazwany przez jego twórców „Laptem” lub „kosmiczny łykowy but”.

Zespół Titowa: kto powinien był pilotować kosmiczny samolot szturmowy

Podczas gdy projektanci opracowywali statek kosmiczny, jego przyszli piloci rozpoczęli szkolenie. W 1966 roku w Centrum Szkolenia Kosmonautów utworzono grupę zajmującą się tematem „Spirala”. Jej najsłynniejszym uczestnikiem był radziecki kosmonauta numer dwa Niemiecki Titow. W grupie tej znaleźli się także przyszli kosmonauci Wasilij Łazariew I Anatolij Filipczenko.

Praca nad statkiem kosmicznym była trudna. I nie chodzi tu tylko o złożoność zadania. W tym samym czasie w ZSRR realizowano kilka programów kosmicznych, a projekt Spiral znajdował się na końcu kolejki do finansowania. Być może stało się tak, ponieważ wywiad doniósł, że amerykański projekt stworzenia bojowego statku orbitalnego utknął w martwym punkcie i był bliski niepowodzenia. Poza tym OKB-1, który po śmierci Siergiej Korolow głowiasty Wasilij Miszin, był niezwykle zazdrosny o swoich konkurentów, przekonując sowieckie kierownictwo o bezsensowności samej idei samolotu orbitalnego.

W 1969 roku nastąpiła reorganizacja w Centrum Szkolenia Kosmonautów i do grona pilotów pracujących nad tematem „Spirala” dołączyli młodzi ludzie: Leonid Kizim, Władimir Dżanibekow,Jurij Romanenko, Władimir Lachow. Wszyscy polecą w kosmos, ale nie zostaną pilotami Spiral.

Jak „Spirala” została zmieniona na „Buran”

Od 1969 roku w ramach projektu rozpoczęto wystrzeliwanie pojazdów suborbitalnych analogicznych do BOR (Unmanned Orbital Rocket Plane). Trzy modyfikacje urządzeń BOR były modelami w skali 1:3. Przeprowadzono siedem startów, z czego dwa zakończyły się pełnym sukcesem.

W 1973 roku wydział korpusu kosmonautów pracujący nad projektem Spiral został rozwiązany w związku z zamknięciem projektu.

Paradoks polega jednak na tym, że w tamtym czasie w kręgach rządowych dyskutowano już o konieczności stworzenia systemu przestrzeni wielokrotnego użytku w ZSRR.

W 1976 r Minister obrony ZSRR Dmitrij Ustinow zatwierdziła specyfikacje taktyczne i techniczne dotyczące opracowania takiego systemu. A potrzebę tłumaczono faktem, że takie prace rozpoczęły się jeszcze wcześniej... w USA. Dekadę później sytuacja dokładnie się powtórzyła, tyle że teraz program Energia-Buran miał być odpowiedzią na program promu kosmicznego.

Do pracy nad projektem utworzono stowarzyszenie badawczo-produkcyjne „Molniya”, którego szefem był… Gleb Lozino-Lozinsky.

„Spiral” uznano za przestarzały projekt, który nie odpowiadał najnowszym wymaganiom tamtych czasów.

Eksperci uważają jednak, że wiele rozwiązań zastosowanych w Spirali okazało się znacznie skuteczniejszych niż te, które wykorzystali później zarówno Amerykanie, jak i nasi konstruktorzy przy tworzeniu systemu Buran.

Mimo to prototyp „Spirala” odwiedził przestrzeń kosmiczną więcej niż raz. W 1979 roku powstało urządzenie BOR-4, które było modelem wymiarowym i wagowym „Spirali” w skali 1:2.

W latach 1982-1984 BOR-4 wykonał cztery loty orbitalne. Na potrzeby druku starty urządzenia zostały zaszyfrowane pod nazwami satelitów serii Cosmos.

Po jednym z lotów BOR-4 rozbił się na Oceanie Indyjskim, gdzie czekały na niego nie tylko radzieckie okręty wojenne, ale także przedstawiciele australijskiej marynarki wojennej, którzy wykonali ogromną liczbę zdjęć radzieckiego aparatu. Fotografie przekazano CIA, skąd przekazano je NASA.

Po przeprowadzeniu analizy amerykańscy inżynierowie byli zachwyceni: uznali konstruktywne rozwiązania swoich rosyjskich kolegów za genialne. Do tego stopnia, że ​​po raz pierwszy zostały one faktycznie skopiowane w projekcie samolotu orbitalnego HL-20, który nie został wdrożony w latach dziewięćdziesiątych, a obecnie zostały przeniesione do Dream Chaser.

Nie ma sensu obrażać Yankees. Z powodzeniem wykorzystują to, czego my nie potrzebowaliśmy. Możemy tylko gryźć się w łokcie i żałować straconych szans.

Projekt Spiral był jednym z najbardziej zamkniętych w byłym Związku Radzieckim, ale także jednym z najciekawszych. Wykazał się fantastyczną odwagą projektową i przewidywaniem. A gdyby udało się to wdrożyć w tych odległych latach, możliwe, że rozwój astronautyki poszedłby zupełnie innymi torami niż to, co dzieje się obecnie.
Projekt Spiral powstał w wyniku konkursu dwóch biur projektowych: PO Sukhoi Design Bureau i AI Mikoyan Design Bureau. Obaj proponowali podobne systemy lotnicze, a Suchoj dodatkowo miał projekt ciężkiego bombowca T-4, który miał służyć jako lotniskowiec. Ale ostatecznie konkurencja zakończyła się na korzyść Mikojana. Tak powstał projekt „Spirala”.
System lotniczy wielokrotnego użytku składający się z statku powietrznego orbitalnego, który miał zostać wystrzelony w przestrzeń kosmiczną za pomocą hipersonicznego samolotu wspomagającego, a następnie na orbitę etapem rakiety.
Projekt Spiral był odpowiedzią na amerykański program stworzenia kosmicznego bombowca przechwytującego-rozpoznawczego X-20 Dyna Soar.
Zarówno w USA, jak i ZSRR programy te zostały przerwane na różnych etapach rozwoju.

X-20 Dyna Soar (USA)

Kierownikiem projektu Spiral był główny projektant Biura Projektowego Gleb Evgenievich Lozino-Lozinsky.

Gleb Jewgienijewicz Łozino-Łoziński

Latem 1966 roku w biurze projektowym OKB-155 A.I. Mikoyana, w którym pracował Lozino-Lozinsky, rozpoczęto prace nad samolotem orbitalnym.
Potężny sterowiec wspomagający (masa 52 tony, długość 38 m, rozpiętość 16,5 m) miał rozpędzić się do sześciokrotnej prędkości dźwięku (M=6), a następnie z „tyłu” na wysokości 28-30 km a 10 - tonowy załogowy samolot orbitalny o długości 8 m i rozpiętości 7,4 m.

Powietrzny samolot orbitalny „Spirala”

Samolot wspomagający był pierwszym projektem samolotu hipersonicznego z silnikami oddychającymi powietrzem. Na 40. Kongresie Międzynarodowej Federacji Aeronautycznej (FAI), który odbył się w 1989 r. w Maladze (Hiszpania), przedstawiciele amerykańskiej Narodowej Agencji Aeronautyki i Przestrzeni Kosmicznej (NASA) pochwalili samolot wspomagający, zauważając, że jest on "zaprojektowany zgodnie ze współczesnymi wymogami.”
Samolot orbitalny był samolotem ze skośnymi skrzydłami i wyposażonymi w odchylane do góry konsole umożliwiające zmianę poprzecznego kąta natarcia. Podczas schodzenia z orbity samolot utrzymywał równowagę w różnych częściach trajektorii. Kadłub wykonano według projektu korpusu nośnego o mocno stępionym w planie pierzastym kształcie trójkąta, dlatego też otrzymał przydomek „Łap”.

Szczegółowy (z układem wewnętrznym) model 3D orbitalu
samolot „Spirala” w wersji dziennego fotorozpoznania)

Zabezpieczenie termiczne przeprowadzono za pomocą płyt platerowanych, czyli powierzchnię materiału pokryto warstwą metalu metodą walcowania na gorąco. W tym przypadku był to stop niobu pokryty dwukrzemkiem molibdenu. Temperatura powierzchni przedniego kadłuba na różnych etapach schodzenia z orbity mogła sięgać 1600°C.
Układ napędowy składał się z: silnika rakietowego na ciecz (LPRE) do manewrów orbitalnych, dwóch silników rakietowych z hamulcem awaryjnym z układem wyporowym do podawania składników paliwa na sprężony hel, zespołu orientacji składającego się z 6 silników do orientacji zgrubnej i 10 silników do orientacji precyzyjnej; silnik turboodrzutowy do lotu z prędkością poddźwiękową i lądowania, zasilany naftą.
Następujący piloci przeprowadzili testy na poddźwiękowym odpowiedniku samolotu orbitalnego (MiG -105.11): Piotr Ostapenko, Igor Volk, Valery Menitsky, Alexander Fedotov. MiG-105.11 został wystrzelony spod kadłuba ciężkiego bombowca Tu-95K przez Aviarda Fastovetsa, ostatni etap testów analogu przeprowadził Wasilij Uryadow.

MiG-105.11 to poddźwiękowy odpowiednik walki
samolot orbitalny projektu Spiral
Muzeum Lotnictwa w Monino (rejon moskiewski)

Aby uratować pilota w razie wypadku statku powietrznego na orbicie, zapewniono odłączaną kabinę w postaci kapsuły z własnymi silnikami proszkowymi do strzelania z samolotu na wszystkich etapach jego ruchu od startu do lądowania, a także z silniki sterujące umożliwiające wejście w gęste warstwy atmosfery.

Opracowano projekty samolotów orbitalnych:
. rozpoznanie fotograficzne i radiowe;
. zniszczyć lotniskowce rakietami z głowicą nuklearną i satelitarnym systemem naprowadzania;
. przechwytywacze do celów kosmicznych w dwóch wersjach. Pierwsza możliwość polega na wykonywaniu zdjęć i przesyłaniu ich kanałami komunikacyjnymi, druga na trafieniu w cel.

Aby przeszkolić pilotów samolotu orbitalnego w 1966 r., W Centrum Szkolenia Kosmonautów utworzono grupę, w skład której wchodzili członkowie korpusu kosmonautów, którzy przeszli wystarczające przeszkolenie w locie. Oryginalny skład grupy:
. G. S. Titow, który był już w kosmosie;
. A. P. Kuklin;
. V. G. Lazarev;
. A. V. Filipczenko.

Po reorganizacji Centrum Szkolenia Kosmonautów w 1969 r. utworzono IV Oddział I Dyrekcji Centrum Szkolenia Kosmonautów, którego kierownikiem został G.S. Titow. Departament rekrutował młodych pilotów odbywających szkolenie kosmiczne:
. A. N. Berezova (1972 -1974);
. A. I. Dedkov (1972 -1974);
. V. A. Dzhanibekov (lipiec - grudzień 1972);
. L. D. Kizim (szkolony w latach 1969-1973);
. V. S. Kozelsky (sierpień 1969-październik 1971);
. V. A. Lachow (1969 -1973);
. Yu W. Malyshev (1969 -1973);
. A. Ja Pietruszka (1970 -1973);
. Yu W. Romanenko (1972).

W związku z odejściem G. S. Titowa z korpusu kosmonauty, szefem wydziału został A. V. Filipczenko, a 11 kwietnia 1973 r. szefem wydziału został instruktor-kosmonauta testowy L. V. Worobow. W 1973 roku wydział został rozwiązany w związku z zakończeniem prac nad projektem.
W trakcie opracowywania najpierw powstał projekt analogowego samolotu 50-11 „Spiral”, a następnie „EPOS” (Eksperymentalny załogowy samolot orbitalny) Mig-105.11, aby wykazać wykonalność projektu, ale Minister Obrony A. A. Grechko nie wydał pozwolenia na wystrzelenie prawie ukończonego statku w przestrzeń kosmiczną, wyciągając, według różnych źródeł, uchwałę „Nie damy się w fantazjach” lub „To jest fantazja. Musimy wykonać prawdziwą pracę”.

Tak powinien wyglądać start powietrzny z hiperdźwięku
Akcelerator samolotu systemu kosmicznego „Spirala”

15 lat przed amerykańskim programem wahadłowców, w ramach projektu „Spirala”, przeprowadzono opracowanie żaroodpornych materiałów termoochronnych „typu pianki ceramicznej”, co znajduje odzwierciedlenie w dokumencie z 1966 roku. Stało się to 16 lat przed pierwszym testem radzieckich płytek kwarcowych na BOR-4, a do lotu Burana pozostały jeszcze 22 lata.
Statek kosmiczny BOR-4 (w ramach projektu Buran) był bezzałogowym pojazdem eksperymentalnym, będącym mniejszą kopią orbitalnego samolotu Spiral w skali 1:2. BOR-4 był analogowym modelem orbitalnego samolotu bojowego Spiral, na którym testowano ochronę termiczną Burana. Do budowy Burana wykorzystano także rozwiązania techniczne uzyskane podczas opracowywania silników rakietowych na paliwo ciekłe przez specjalistów z biura projektowego fabryki w Klimovie.
Prace budowlane przerwane w 1969 r. wznowiono w 1974 r. W latach 1976-1978 przeprowadzono 8 lotów testowych, podczas których urządzenie nigdy nie poleciało w kosmos. Prace nad „Spiralą” zostały ostatecznie przerwane po rozpoczęciu prac nad nowocześniejszym i pozornie bardziej obiecującym projektem „Energia-Buran”. Główni specjaliści, którzy wcześniej pracowali nad projektem Spiral, zostali przeniesieni z Biura Projektowego AI Mikoyan i Biura Projektowego Raduga na mocy zarządzenia Ministra Przemysłu Lotniczego do NPO Molniya. W tej chwili analog bojowego samolotu orbitalnego można zobaczyć w Centralnym Muzeum Sił Powietrznych Rosji w Monino (obwód moskiewski).