Авиация и космонавтика 2007 02 - [23]
Силовой шпангоут выдержал удар, что позволило конструкторам на практике проверить соответствие их прочностных расчетов испытанным нагрузкам, но в элементе шасси возникла трещина.
Заместитель главного конструктора НПО «Молния» по летным испытаниям С.А.Микоян (до апреля 1978 г. занимавший должность заместителя начальника ГНИКИ ВВС и отвечавший в Институте за работы по теме «Спираль») по поручению Лозино-Лозинского ездил в г. Горький на предприятие, изготавливавшее шасси для всех самолетов в СССР, и долго уговаривал генерального директора Лузянина отремонтировать шасси. Тот пообещал, но так как финансирования ЭПОСа уже не было – ничего не сделал… Таким образом, взлететь ЭПОСу было уже не суждено. Аналог «105.11» можно увидеть и сегодня – после прекращения полетов он был передан в качестве экспоната в музей ВВС в подмосковном Монино.
Самолет-носитель Ту-95КМ планировалось переоборудовать в носитель экспериментального гиперзвукового самолета «139» ОКБ А.Н.Туполева, а также в носитель экспериментального летательного аппарата для испытаний гиперзвуковых ПВРД, но эти программы так и не получили своего дальнейшего развития.
В соответствии с первоначальной программой НИОКР кроме дозвукового аналога «105.11» был также построен аналог ОС для испытаний на сверхзвуковой скорости «105.12». Он был оборудован уже поворотными консолями крыла, способными изменять поперечный угол установки консолей V в диапазоне от +45 градусов до -5 (95 градусов вниз от вертикали) Не исключено, что именно этот максимальный угол раскладки консолей крыла на дозвуковом режиме полета мог быть в конечном итоге принят и для боевых вариантов орбитального самолета.
В качестве ракетного ускорителя использовалась первая ступень зенитной ракеты С-25, закрепленная в хвостовой части аналога между фюзеляжем и теплозащитным экраном.
Разработанный профиль сверхзвукового полета выглядел следующим образом. Сброс с самолета-носителя происходит на высоте 11000 м при скорости М=0,8. Снижаясь в планирующем полете, пилот отклоняет управляющие поверхности на 12 градусов для создания кабрирующего момента и на высоте 10300 м при скорости М=0,65 включает ракетный двигатель.
Сброс отработавшего ускорителя происходит на высоте 15500 м при достижении скорости М=1,69. В этот момент траектория должна иметь наибольший угол возвышения к горизонту, равный 26 градусов. Дальше аппарат летит по инерции с потерей скорости по траектории, близкой к параболе, поднимаясь в наивысшей точке до 1 6500 метров. Имея оклозвуковую скорость (М=1), аппарат в этот момент находится практически над ВПП. Затем начинается участок равновесного планирования, в конце которого летчик, выполняя правый разворот на высоте 11000 м (при М=0,7), должен на высоте около 6000 м при достижении скорости 420 км/час запустить турбореактивный двигатель РД36-35К. В случае отказа двигателя летчик совершает правый разворот на 90 градусов и выходит в створ ВПП, после чего совершает планирующую посадку. При нормальном запуске двигателя летчик отворачивает на 90 градусов влево и совершает обычную посадку после выполнения штатной «коробочки». Несмотря на полную готовность сверхзвукового аналога, испытания с его участием так и не проводились. У гиперзвукового аналога «105.13» был изготовлен только фюзеляж, который принимал участие в испытаниях ТЗЭ в термобарокамере.
В изготовлении все аналоги ЭПОСа были максимально унифицированы – основные конструкторские решения по всем комплектациям аналогов ОС были выполнены в единой сквозной схеме, благодаря которой трудоемкость в производстве при переходе от дозвукового варианта к гиперзвуковому возрастала очень незначительно, да и то потому, что по мере усложнения решаемых задач на борт должно было устанавливаться дополнительное и более совершенное оборудование. Это также позволяло сократить время на подготовку производства самих орбитальных самолетов.
Теплопрочностные испытания гиперзвукового аналога «105.13» проводились на специальном стенде КТПИ в ЦАГИ. Они показали, что при спуске в атмосфере при угле атаки 53 градусов при гиперзвуковом качестве 0,8 основная тепловая нагрузка воспринималась ТЗЭ, который нагревался до + 1500°С. Остальные элементы конструкции, находясь в аэродинамической тени от ТЗЭ, нагревались значительно меньше.
Эксперименты показали, что в случае уменьшения угла атаки до 30 градусов гиперзвуковое аэродинамическое качество возрастало до 1,5, существенно увеличивая возможную величину бокового маневра до 1500- 1800 км. Но в этом случае нагрев ТЗЭ увеличивался до +1700 градусов С – рубежа, допустимого для имевшихся в разработке сплавов. В процессе наземной экспериментально-стендовой отработки теплозащиты были достигнуты рабочие температуры до +1300 градусов С, однако несмотря на то, что полный цикл испытаний не был завершен, расчетный ресурс теплозащиты оценивался в более чем 50 полетов.
Тем не менее, как позднее вспоминал Г.Е.Лозино-Лозинский:
«…для металлической теплозащиты так и не удалось решить проблему остаточного коробления металла при циклических температурных нагрузках. Становилось очевидно, что теплозащита из жаропрочных сплавов сложна и громоздка в эксплуатации, и решить с ней задачу чрезвычайно тяжело. Нужно искать другие материалы. Керамическая защита, о которой мы получили сведения по «шаттлу», мне показалась намного убедительней. Хотя, приступая к ее созданию, мы были абсолютно «голые короли». Начиная с того, что даже кварцевого песка, из которого можно было сделать тонкие кварцевые нити, у нас в стране не было. Было только задание Министерству геодезии постараться найти месторождение, а пока планировали получать из Бразилии (кварцевая теплозащита американского «шаттла» тоже была изготовлена из бразильского кварцевого песка)».
