Авиация и космонавтика 2009 11 - [5]
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 ожи- вальной формы в плане. Крыло имело развитый корневой наплыв. Профиль крыла - дозвуковой, S-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.
ООС на подвеске под сверхтяжелым самолетом
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° С. 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 тетра- борид 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-вакуум- ной теплоизоляцией.
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 трехком- понентным 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 раздельными 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.
