М-19
воздушно-космический самолет

• История проекта
• Техническое описание

    ВКС М-19 был выполнен по аэродинамической схеме «несущий корпус».
    Корпус аппарата имел треугольную форму в плане с углом стреловидности по передней кромке 75°.
    Такая стреловидность была выбрана из условия сохранения высоких несущих свойств аппарата при малом сопротивлении и аэродинамическом нагреве передних кромок на больших скоростях полета. Носовая часть корпуса имела эллиптические поперечные сечения с соотношением полуосей 1/4.
    Миделевое сечение располагалось в точке перехода носовой части корпуса в кормовую, на расстоянии 0,67 длины корпуса от носка. Конфигурация ВКС, выполненного по схеме «несущий корпус», обеспечивала достаточно высокий уровень аэродинамических характеристик.
    Так, например, аэродинамическое качество на дозвуке составляло величину порядка -7,0, а на гиперзвуке около 3,0, что подтверждалось экспериментальными исследованиями в ЦАГИ.
    Проведенные исследования по определению оптимального облика крылатых космических аппаратов, совершающих горизонтальные взлет и посадку «по-самолетному», показали, что наиболее приемлемой формой многорежимного ВКС, летающего на до-, сверх- и гиперзвуковых скоростях в условиях интенсивного нагрева является форма типа «несущий корпус».
    Придание ВКС такой формы обеспечивало ему следующие преимущества:
        хорошие маневренные возможности;
        малые перегрузки при спуске в атмосфере;
        устойчивость полета на гиперзвуковых скоростях;
        малое отношение поверхности аппарата к его объему;
        наличие больших внутренних полезных объемов;
        умеренные требования к тепловой защите.
    Аэродинамическая подъемная сила ВКС создавалась крылом небольшой площади, стреловидные консоли которого располагались по бокам кормовой части корпуса, передним горизонтальным оперением и непосредственно самим несущим корпусом аппарата.
    Приемлемые характеристики устойчивости и управляемости во всем диапазоне скоростей полета на ВКС М-19 обеспечивалось использованием так называемого верньерного управления в продольном канале.
    При такой схеме управления наряду с элевонами на крыле используются малые аэродинамические поверхности, расположенные в носовой части корпуса и имеющие большое плечо приложения силы относительно ЦТ аппарата.
    Верньерные поверхности работали при больших, а основные поверхности крыла работали при малых значениях скоростного напора.
    Вертикальное оперение было выполнено двухкилевым, разнесенным по ширине кормовой части корпуса, для уменьшения эффекта «затенения» при полете на больших углах атаки.
    Геометрические параметры поверхностей стабилизации и управления выбирались с учетом минимальных волновых потерь и приемлемых характеристик аэродинамического нагрева.
    Носовая часть и передние кромки корпуса, крыла и оперения были затуплены с целью уменьшения аэродинамических тепловых нагрузок при больших скоростях полета.
    Как известно, важным показателем эффективности ВКС является его маневренность, тоесть способность менять параметры своего движения. Для космического аппарата это прежде всего маневрирование на орбите как по высоте орбиты, так и по боковому маневру (посадка в стороне от плоскости орбиты).
    Имея достаточное аэродинамическое качество, ВКС М-19 был способен выполнять маневрирование на орбите с так называемым «погружением» в атмосферу до высот порядка 50-60 км.
    Расчетами также было показано, что для КЛА, имеющих аэродинамическое качество около 3,0, при изменении плоскости орбиты на 90° аэродинамический маневр становится гораздо выгоднее (~ в 3 раза) чем орбитальный.
    Днище несущего корпуса было выполнено плоским для образования так называемого «плато поджатия» перед входом в воздухозаборники двигателей, расположенных по корпусом аппарата.
    На нижней части корпуса аппарата располагалась мотогондола воздушно-реактивной силовой установки, скомпонованной по схеме «пакет» и обеспечивающей полет аппарата в атмосфере на всех скоростях.
    Компоновка двигателей на нижней части корпуса в единый «пакет» обеспечивало благоприятные условия работы двигателей при различных углах атаки.
    Использование предварительного поджатия сверхзвукового потока перед входом в двигатели позволяло уменьшить потребные размеры воздухозаборников, вес и соответственно теплозащиту единой мотогондолы.
    В хвостовой части аппарата располагалось сопло ЯРД, непосредственно связанное с бортовым ядерным реактором. На атмосферном участке траектории полета, с целью снижения аэродинамического сопротивления, сопло было закрыто сбрасываемым каплевидным обтекателем.
    Шасси аппарата трехстоечное с носовым управляемым колесом. Тележки основных стоек шасси шести колесные убирались в ниши корпуса аппарата, расположенные в местах сопряжения корпуса с консолями крыла.
    Рабочие помещения для экипажа были оборудованы в носовой части корпуса аппарата и включали в себя саму кабину, бытовой отсек и шлюзовую камеру.
    Кабина экипажа имела остекление, аналогичное самолетному, что обеспечивало необходимый обзор при взлете и посадке ВКС. В зависимости от выполняемых задач и типа полезной нагрузки количество членов экипажа ВКС могло составлять от трех до семи человек
    Шлюзовая камера располагалась за задней гермоперегородкой кабины и была предназначена как для выхода космонавтов в открытый космос, так и для обеспечения доступа в грузовой отсек. Стыковочное устройство располагалось на верхней поверхности носовой части для обеспечения визуального наблюдения за стыковочными операциями на орбите.
    Для размещения полезной нагрузки в корпусе аппарата был предусмотрен достаточно большой грузовой отсек, закрываемый герметичными створками.
    Размеры грузового отсека 4,0x20,0x4,0 м позволяли разместить различные полезные нагрузки массой до 40 т.
    Крепление полезной нагрузки в грузовом отсеке обеспечивалось дистанционно управляемыми электромеханическими замками. Для выполнения на орбите операций погрузки и разгрузки в грузовом отсеке были предусмотрены дистанционные электромеханические манипуляторы.
    Водородные баки были вкладными и не входили в силовую конструкцию корпуса аппарата. Для максимального использования всех внутренних объемов в корпусе аппарата топливные водородные баки были выполнены по так называемой «сиамской» схеме, когда форма сечения топливных баков была образована несколькими пересекающими окружностями.
    Такая схема обеспечивала оптимальное соотношение параметров конструкции баков, таких как: вес - прочность - коэффициент использования полезного объема.
    Для гашения колебаний жидкого водородного топлива в топливных баках были предусмотрены перфорированные демпфирующие перегородки.
    Конструкция планера ВКС включала в себя: непосредственно сам корпус (фюзеляж), состоящий из переднего, центрального и хвостового отсеков, консоли крыла, двухкилевое вертикальное и переднее горизонтальное оперение, мотогондолу воздушно-реактивной силовой установки и водородные баки.
    Силовая конструкция корпуса должна была быть выполнена в основном из алюминиевых сплавов, защищаемых многоразовым теплоизолирующим покрытием на наружной поверхности.
    Передний отсек корпуса состоял из двух половин, между которыми располагался герметичный модуль кабины экипажа. Остекление кабины экипажа предполагалось выполнить из трехслойных панелей, аналогично иллюминаторам космических кораблей.
    Средний и хвостовой отсеки предполагалось сделать ферменно-балочной конструкции с обшивкой из алюминиевого проката.
    Теплозащита ВКС от аэродинамического нагрева на атмосферных участках выведения и спуска выполнялись по типу «холодной» конструкции, то есть силовые элементы конструкции были рассчитаны на нормальные температурные условия работы, а высокие температуры от кинетического нагрева воспринимались внешним теплоизолирующим покрытием.
    Тип внешней теплозащиты определялся условиями полета аппарата в атмосфере, его аэродинамической формой и т. д. Как показывали расчеты, максимальная температура на передних кромках корпуса, крыла и оперения могла достигать 19200°К.
    С учетом температурного «портрета» аппарата в разных местах его конструкции предполагалось использование различных теплоизолирующих материалов.
    В наиболее теплонагруженных местах предполагалось использовать материал на основе углерода с противоокислительным покрытием, состоящим из углеродных волокон и матрицы из того же материала с покрытием из карбида кремния.
    Верхняя поверхность корпуса, нагреваемая до 5900°К, должна была защищаться плитками ~500x500 мм высокотемпературной многоразовой изоляции, состоящей из волокон чистого плавленого кварца.
    Наружная поверхность плиток защищалась плавленым боросиликатным покрытием, обеспечивающим необходимое соотношение между количеством поглощаемого и испускаемого излучения. Для менее нагреваемых частей корпуса предполагалось использование низкотемпературной многоразовой теплоизоляции в виде аналогичных плиток, отличающихся только типом покрытия и их толщиной.
    В состав основных систем ВКС входили:
    Система жизнеобеспечения, включающая подсистемы регенерации атмосферы, обеспечения жизнедеятельности экипажа, терморегулирования, обеспечение работы шлюзовой камеры.
    Бортовое электронное оборудование, обеспечивающее навигацию и управление полетом, отработку полетных данных, связь, индикацию и контроль, измерение параметров подсистем, распределение электроэнергии и др.
    Система управления полетом.
    Система бортового электропитания, при этом источниками энергии на борту ВКС были как батареи топливных кислородно-водородных элементов, так и сам бортовой ядерный реактор.
    Гидросистема, состоящая из четырех независимых подсистем с высокой степенью резервирования.
    Система вспомогательных силовых установок, состоящая из двигателей орбитального маневрирования и двигателей газодинамического управления ориентацией ВКС.
    Система орбитального маневрирования, состоящая из двух блоков, располагалась в хвостовой части корпуса ВКС. В состав каждого блока входил ЖРД, шар-баллон с гелием для подачи компонентов топлива. Для стабилизации и ориентации ВКС во время орбитального полета предусматривалась система ориентации, состоящая из блоков небольших двухкомпонентных ЖРД.
    При возникновении аварийных ситуаций предусматривались следующие схемы возвращения аппарата на землю: непосредственное возвращение по штатной схеме или один виток вокруг земли по суборбитальной траектории, выход на низковысотную орбиту и вход в атмосферу по типовой программе.
    В случае экстренной необходимости, для спасения экипажа на любом участке полета предусматривалось отделение спасаемой капсулы с кабиной экипажа и спасение ее на парашюте.
    Наличие на борту ВКС М-19 ядерного реактора предполагало безусловное выполнение соответствующих мероприятий по обеспечению радиационной безопасности, в том числе:
    создание круговой радиационной защиты вокруг реактора и установка радиационного экрана за кабиной экипажа;
    предотвращение разрушения оболочки реактора в случае аварии за счет создания специальной амортизационной системы (способной проглотить энергию при ударе о землю) и средств защиты реактора от прогорания;
    применение в конструкции комбинированной силовой установки теплообменника, предотвращающего прямой выброс из двигателя продуктов распада в атмосферу в виде радиоактивной газовой струи.
    Вопросы радиационной безопасности применения ЯРД становились на первый план при реализации проекта. Хорошо известно, какими бедами может сопровождаться радиационное заражение окружающей среды для человека.
    Заражение радиоактивными продуктами может угрожать здоровью и жизни людей в течение даже многих тысячелетий. Так, например, период полураспада «плутония 239» составляет 24 тысячи лет а «цезия 137» - 33 года.
    Что касается обеспечения радиационной защиты и безопасности при разрушении корпуса реактора в катастрофических ситуациях, то в СССР и за рубежом проводились подобные исследования.
    В частности, в качестве конструктивного решения на М-19 предлагалось использовать пластически-деформируемую оболочку, устанавливаемую вокруг корпуса ядерного реактора.
    Сам корпус реактора также изготавливался из пластичного высокопрочного материала. По расчетам пластическая деформация как самого корпуса реактора, так и его оболочки должны были обеспечить поглощение энергии удара при скоростях столкновения до 300 м/с.

КОМБИНИРОВАННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

    Основным проблемным вопросом создания ВКС М-19 было создание комбинированной силовой установки. На ней, как на главной идее, строилась концепция всего проекта.
    Схема силовой установки носила элементы новизны, и главное, с чем справились разработчики, это то, что был предложен специальный агрегат (теплообменник), благодаря которому радиоактивный контур был полностью изолирован, что исключало радиационное заражение атмосферы при включении двигателя у земли.
    Кстати, идея подобной комбинированной силовой установки была запатентована, среди авторов изобретения были: В.М.Мясищев, Н.Д.Кузнецов, Н.Д.Барышов, А.А.Брук, М.А.Борчев, О.В.Гурко, И.М.Яцунский, А.Б.Чернышев.
    Комбинированная двигательная установка включала в себя:
    маршевый ядерный ракетный двигатель (ЯРД) включая ядерный реактор с радиационной защитой;
    десять двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРДФ) с теплообменниками во внутреннем и наружном контурах и с форсажной камерой;
    гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД);
    два турбокомпрессора для обеспечения прокачки водорода через теплообменники ДТРДФ;
    распределительный узел с турбонасосными агрегатами, теплообменниками и вентилями трубопроводов, системы регулирования подачи топлива.
    В качестве топлива для ДТРДФ и ГПВРД использовался водород, он же являлся и рабочим телом в замкнутом контуре ЯРД. Комбинированная двигательная установка ВКС М-19 предполагала поэтапное включение различных типов двигателей в зависимости от режима полета.
    Работа комбинированной силовой установки ВКС регламентировалась оптимальными режимами работы на всех фазах полета и предусматривала следующие режимы:
    Режим «взлет» и «начальный разгон» до скоростей, соответствующих числам М=2,5-2,7 на высотах 12-15 км.
    На этом режиме работает ДТРДФ с подогревом воздуха перед турбиной от замкнутого контура с реактором при включенной форсажной камере.
    Режим полета «разгон», соответствующий скоростям М=2,7-5,0 на высотах ~ 15 км.
    На этом режиме работают только ДТРДФ в режиме авторотации с подогревом воздуха на входе в форсажную камеру от замкнутого контура с реактором при включенной форсажной камере.
    В диапазоне скоростей, соответствующих числам М=3,5-4,5 к ДТРДФ подключаются ГПВРД, которые обеспечивают разгон аппарата до условий полета: высота -50 км, скорость М~16,0.

РЕЖИМ ПОДКЛЮЧЕНИЯ ЯРД

    Только по достижении заданных высокоскоростных параметров происходит включение ЯРД. В этих условиях отстреливается хвостовой обтекатель и заглушка горловины сопла маршевого ЯРД, включается ЯРД.
    На режимах полета с работающим воздушно-реактивным контуром мощность реактора могла изменяться в пределах 2100-4000 МВт.
    Тяга силовой установки на режиме ЯРД (Н~50 км, М=1б,0) должна была составлять около 280-300 тс, при эффективной мощности ядерного реактора порядка N~14800-15600 МВт.
    Исследуя концепцию ВКС с комбинированной ядерной установкой, разработчики прекрасно понимали, какие проблемы и трудности стоят на пути создания подобной системы.
    В том числе, одной из них было создание новых конструкционных материалов, и особенно проблематичным было получение материалов для создания активной зоны реактора и теплообменников.
    Так, например, максимальная температура воздуха перед турбиной ДТРДФ составляла 1600°К, а максимальная температура центрального тепловыделяющего элемента реактора доходила до 3300°К.
    В связи с этим рассматривался вопрос использования для изготовления теплообменников специального молибденового сплава, конструкции из которого для предотвращения интенсивного окисления имели специальное защитное покрытие.
    В качестве входного устройства силовой установки был выбран регулируемый многорежимный двухскачковый воздухозаборник.
    При полетах на гиперзвуковых скоростях воздухозаборники переключались на гиперзвуковой режим путем изменения площади горла и углов стенок каналов воздухозаборников за счет поворотных плоских рамп.
    Необходимо отметить, что при расчетах характеристик двигателя на турбопрямоточном, ракетно-прямоточном и гиперзвуковом режимах полета использовались результаты экспериментальных исследований, проведенных в ЦИАМ, ЦАГИ и ИТПМ СО АН СССР.

Источники информации:

1. «Иллюстрированная энциклопедия ЭМЗ им.В.М.Мясищева» т.8 / А.А.Брук, К.Г.Удалов, С.Г.Смирнов, Авико пресс, 2005 /