Крылов Алексей Николаевич: другие произведения.

Мясищев - ночной кошмар Пентагона

Журнал "Самиздат": [Регистрация] [Найти] [Рейтинги] [Обсуждения] [Новинки] [Обзоры] [Помощь]
Peклaмa:

Конкурсы: Киберпанк Попаданцы. 10000р участнику!
Конкурсы романов на Author.Today
 Ваша оценка:

  
  В СССР, в отличие от США, создание атомного бомбардировщика воспринималось не просто как желательная, пусть даже очень, но как жизненно необходимая задача. Это отношение сформировалось среди высшего руководства армии и военно-промышленного комплекса в результате осознания двух обстоятельств. Во-первых, огромного, подавляющего преимущества Штатов с точки зрения самой возможности атомной бомбардировки территории потенциального противника. Действуя с десятков военно-воздушных баз в Европе, на Ближнем и Дальнем Востоке, самолеты США, даже обладая дальностью полета всего 5-10 тыс. км, могли достичь любой точки СССР и вернуться обратно. Советские же бомбардировщики вынуждены были работать с аэродромов на собственной территории, и для аналогичного рейда на США должны были преодолеть 15-20 тыс. км. Самолетов с такой дальностью в СССР не было вообще. Первые советские стратегические бомберы М-4 и Ту-95 могли "накрыть" лишь самый север США и сравнительно небольшие участки обоих побережий. Но даже этих машин в 1957 г. насчитывалось всего 22. А количество американских самолетов, способных наносить удары по СССР, достигло к тому времени 1800! Причем это были первоклассные бомбардировщики-носители атомного оружия В-52, В-36, В-47, а через пару лет к ним присоединились сверхзвуковые В-58.
  Во-вторых, задача создания реактивного бомбардировщика необходимой дальности полета с обычной силовой установкой в 1950-е гг. представлялась непреодолимо сложной. Тем более, сверхзвукового, потребность в котором диктовалась стремительным развитием средств ПВО. Полеты первого в СССР сверхзвукового стратегического носителя М-50 показали, что с грузом 3-5 т даже при двух дозаправках в воздухе его дальность едва может достичь 15000 км. Но как дозаправляться на сверхзвуковой скорости, да к тому же, над территорией противника, ответить не мог никто. Необходимость дозаправок значительно снижала вероятность выполнения боевой задачи, а кроме того, такой полет требовал огромного количества топлива - в сумме более 500 т для заправляемого и заправляющего самолетов. То есть, только за один вылет полк бомбардировщиков мог израсходовать более 10 тыс. т керосина! Даже простое накопление таких запасов топлива вырастало в огромную проблему, не говоря уже о безопасном хранении и защите от возможных ударов с воздуха.
  В то же время, в стране существовала мощная научно-производственная база для решения различных задач применения ядерной энергии. Свое начало она брала от Лаборатории Љ 2 Академии наук СССР, организованной под руководством И.В.Курчатова в самый разгар Великой отечественной войны - в апреле 1943 г. Вначале главной задачей ученых-ядерщиков было создание урановой бомбы, однако затем начался активный поиск других возможностей использования нового вида энергии. В марте 1947 г. - лишь на год позже, чем в США - в СССР впервые на государственном уровне (на заседании Научно-технического совета Первого главного управления при Совете Министров) подняли проблему использования тепла ядерных реакций в энергосиловых установках. Совет принял решение начать систематические исследования в этом направлении с целью разработки научных основ получения с помощью деления ядер электроэнергии, а также приведения в движение кораблей, подводных лодок и самолетов.
  Научным руководителем работ стал будущий академик А.П.Александров. Рассматривались несколько вариантов ядерных авиационных силовых установок: открытого и закрытого цикла на основе прямоточных, турбореактивных и турбовинтовых двигателей. Разрабатывались различные типы реакторов: с воздушным и с промежуточным жидкометаллическим охлаждением, на тепловых и быстрых нейтронах и т.д. Исследовались приемлемые для применения в авиации теплоносители и способы защиты экипажа и бортового оборудования от воздействия излучения. В июне 1952 г. Александров докладывал Курчатову: "...Наши знания в области атомных реакторов позволяют поставить вопрос о создании в ближайшие годы двигателей на атомной энергии, применяемых для тяжелых самолетов...".
  Однако чтобы идея пробила себе дорогу, понадобилось еще три года. За это время успели подняться в небо первые М-4 и Ту-95, в Подмосковье начала работать первая в мире атомная электростанция, началась постройка первой советской атомной подлодки. Наша агентура в США стала передавать сведения о проводимых там масштабных работах по созданию атомного бомбардировщика. Эти данные воспринимались как подтверждение перспективности нового вида энергии для авиации. Наконец, 12 августа 1955 г. вышло Постановление Совета Министров СССР Љ 1561-868, предписывавшее ряду предприятий авиационной промышленности начать работы по атомной тематике. В частности, ОКБ-156 А.Н.Туполева, ОКБ-23 В.М.Мясищева и ОКБ-301 С.А.Лавочкина должны были заняться проектированием и постройкой летательных аппаратов с ядерными силовыми установками, а ОКБ-276 Н.Д.Кузнецова и ОКБ-165 А.М.Люльки - разработкой таких СУ.
  Наиболее простая в техническом отношении задача была поставлена перед ОКБ-301, возглавлявшимся С.А.Лавочкиным - разработать экспериментальную крылатую ракету "375" с ядерным прямоточным воздушно-реактивным двигателем конструкции ОКБ-670 М.М.Бондарюка. Место обычной камеры сгорания в этом двигателе занимал реактор, работавший по открытому циклу - воздух протекал прямо сквозь активную зону. За основу конструкции планера ракеты были приняты разработки по межконтинентальной крылатой ракете "350" с обычным ПВРД. Несмотря на сравнительную простоту, тема "375" не получила сколько-нибудь значительного развития, а смерть С.А.Лавочкина в июне 1960 г. и вовсе поставила точку в этих работах.
  Коллективу Мясищева, занятому тогда созданием М-50, предписывалось выполнить предварительный проект сверхзвукового бомбардировщика "со специальными двигателями главного конструктора А.М.Люлька". В ОКБ тема получила индекс "60", ведущим конструктором по ней назначили Ю.Н.Труфанова. Поскольку в самых общих чертах решение задачи виделось в простом оснащении М-50 двигателями на ядерной энергии, причем работающими по открытому циклу (из соображений простоты), то считалось, что М-60 станет первым в СССР атомным самолетом. Однако уже к середине 1956 г. выяснилось, что так просто поставленную задачу не решить. Оказалось, что машина с новой СУ обладает целым рядом специфических особенностей, с которыми авиаконструкторы никогда ранее не сталкивались. Новизна возникших проблем была столь большой, что никто в ОКБ, да и во всей могучей советской авиапромышленности даже понятия не имел, с какой стороны подойти к их решению.
  Первой проблемой стала защита людей от радиоактивного излучения. Какой она должна быть? Сколько должна весить? Как обеспечить нормальное функционирование экипажа, заключенного в непроницаемую толстостенную капсулу, в т.ч. обзор с рабочих мест и аварийное покидание? Вторая проблема - резкое ухудшение свойств привычных конструкционных материалов, вызванное мощными потоками радиации и тепла, исходящими от реактора. Отсюда - необходимость создавать новые материалы. Третья - необходимость разработки совершенно новой технологии эксплуатации атомных самолетов и постройки соответствующих авиабаз с многочисленными подземными сооружениями. Ведь оказалось, что после остановки двигателя открытого цикла ни один человек к нему не сможет подойти еще 2-3 месяца! А значит, есть необходимость в дистанционном наземном обслуживании самолета и двигателя. Ну и, конечно, проблемы безопасности - в самом широком понимании, особенно в случае аварии такого самолета.
  Осознание этих и многих других проблем камня на камне не оставило от первоначальной идеи использовать планер М-50. Конструкторы сосредоточились на поиске новой компоновки, в рамках которой упомянутые проблемы представлялись решаемыми. При этом основным критерием выбора расположения атомной силовой установки на самолете было признано максимальное ее удаление от экипажа. В соответствии с этим был разработан эскизный проект М-60, на котором четыре атомных ТРД располагались в хвостовой части фюзеляжа попарно в "два этажа", образуя единый ядерный отсек. Самолет имел схему среднеплана с тонким свободнонесущим трапециевидным крылом и таким же горизонтальным оперением, расположенным на вершине киля. Ракетное и бомбовое вооружение планировалось размещать на внутренней подвеске. Длина самолета должна была составлять порядка 66 м, взлетная масса - превысить 250 т, а крейсерская скорость полета - 3000 км/ч на высоте 18000-20000 м.
  Экипаж предполагалось разместить в глухой капсуле с мощной многослойной защитой из специальных материалов. Радиоактивность атмосферного воздуха исключала возможность использования его для наддува кабины и дыхания. Для этих целей пришлось использовать кислородно-азотную смесь, получаемую в специальных газификаторах путем испарения жидких газов, находящихся на борту. Отсутствие визуального обзора должно было компенсироваться перископами, телевизионным и радиолокационным экранами, а также установкой полностью автоматической системы управления самолетом. Последняя должна была обеспечивать все этапы полета, включая взлет и посадку, выход на цель и т.д. Это логически подводило к идее беспилотного стратегического бомбардировщика. Однако в ВВС настаивали на пилотируемом варианте как более надежном и гибком в использовании.
  Ядерные турбореактивные двигатели для М-60 должны были развивать взлетную тягу порядка 22500 кгс. ОКБ А.М.Люльки разрабатывало их в двух вариантах: "соосной" схемы, в которой кольцевой реактор располагался позади обычной камеры сгорания, и сквозь него проходил вал турбокомпрессора; и схемы "коромысло" - с изогнутой проточной частью и выведением реактора за пределы вала. Мясищевцы пытались применить и тот, и другой тип двигателя, находя в каждом из них как преимущества, так и недостатки. Но главный вывод, который содержался в Заключении к предварительному проекту М-60, звучал так: "...наряду с большими трудностями создания двигателя, оборудования и планера самолета возникают совершенно новые проблемы обеспечения наземной эксплуатации и защиты экипажа, населения и местности в случае вынужденной посадки. Эти задачи... еще не решены. В то же время, именно возможностью решения этих проблем определяется целесообразность создания пилотируемого самолета с атомным двигателем". Чтобы перевести решение названных проблем в практическую плоскость, В.М.Мясищев начал разработку проекта летающей лаборатории на основе М-50, на которой один атомный двигатель размещался бы в носовой части фюзеляжа. А с целью радикального повышения живучести баз атомных самолетов в случае начала войны было предложено вообще отказаться от использования бетонных ВПП, а атомный бомбардировщик превратить в сверхзвуковую летающую лодку М-60М. Этот проект разрабатывался параллельно сухопутному варианту и сохранял с ним значительную преемственность. Конечно, при этом крыло и воздухозаборники двигателей были максимально подняты над водой. Взлетно-посадочные устройства включали в себя носовую гидролыжу, подфюзеляжные выдвижные подводные крылья и поворотные поплавки боковой устойчивости на концах крыла.
  Проблемы перед конструкторами стояли сложнейшие, однако работа шла, и складывалось впечатление, что все трудности можно преодолеть в сроки, существенно меньшие, чем повысить дальность полета обычных самолетов. В 1958 г. В.М.Мясищев по заданию Президиума ЦК КПСС подготовил доклад "Состояние и возможные перспективы стратегической авиации", в котором однозначно утверждал: "...В связи со значительной критикой проектов М-52К и М-56К [бомбардировщики на обычном топливе, - авт.] Министерством обороны по линии недостаточности радиуса действия таких систем, нам представляется полезным сосредоточить все работы по стратегическим бомбардировщикам на создании сверхзвуковой бомбардировочной системы с атомными двигателями, обеспечивающей необходимые дальности полета для разведки и для точечного бомбометания подвесными самолетами-снарядами и ракетами по подвижным и неподвижным целям".
  Мясищев имел в виду, прежде всего, новый проект стратегического бомбардировщика-ракетоносца с ядерной силовой установкой закрытого цикла, которую проектировало ОКБ Н.Д.Кузнецова.
  Соответствующие постановления ЦК КПСС и Совмина СССР были приняты летом 1959 г., и со второй половины того же года началась эскизная проработка сверхзвукового высотного самолета с АСУ "закрытой" схемы.
  Этим же постановлением было поручено ОКБ-276 генерального конструктора Н.Д. Кузнецова разработать для самолета М-30 атомный двигатель НК-5. Силовая установка самолета помимо шести воздушно-реактивных двигателей НК-5 содержала системы:
  - первого контура с реактором;
  - второго контура;
  - питания двигателей углеводородным топливом;
  - смазки, наддува, противопожарной защиты;
  - управления двигателями;
  - регулирования мощности реактора и тяги двигателей;
  - охлаждения реактора;
  - подогрева жидкометаллического теплоносителя при выведенном реакторе;
  - контроля состояния систем и агрегатов;
  - энергоснабжения.
  Двигатель должен был на высоте 20 км при числе М = 2,5 развивать тягу 3060 кгс. Углеводородное топливо планировали использовать на этапе взлета и посадки, выхода на крейсерский режим и выполнения маневра в районе цели. На остальных режимах полета самолет использовал только энергию, выдаваемую АСУ.
  В реакторе предполагали применить жидкометаллический теплоноситель - натрий и литий. Схема двухконтурной АСУ "закрытого" типа обеспечивала отсутствие радиоактивности во втором (газовом) контуре, создавая приемлемые условия для эксплуатации самолета на земле.
  В 1959 г. для М-30 была выбрана аэродинамическая схема "утка" с треугольными крылом и передним оперением значительной стреловидности. Шесть ядерных турбореактивных двигателей предполагалось расположить в хвостовой части самолета и объединить в один или два пакета. Реактор размещался в фюзеляже. Двигатели имели возможность работать и на керосине. Закрытый цикл работы СУ позволял сделать кабину экипажа вентилируемой атмосферным воздухом и намного снизить вес защиты. При взлетной массе примерно 170 т масса двигателей с теплообменниками предполагалась 30 т, защита реактора и кабины экипажа 38 т, полезная нагрузка 25 т. Длина самолета получалась около 46 м при размахе крыла примерно 27 м.
  Первый полет М-30 планировался на 1966 г., однако ОКБ-23 Мясищева не успело даже приступить к рабочему проектированию. В результате интриг Туполева и хрущёвского ракетного сумасшествия ОКБ-23 Мясищева привлекли к разработке многоступенчатой баллистической ракеты конструкции ОКБ-52 В.Н. Челомея, а осенью 1960 г. ликвидировали как самостоятельную организацию, сделав филиалом Љ1 этого ОКБ и полностью переориентировав на ракетно-космическую тематику.
  О работах того периода вспоминает А.Д.Тохунц:
   "Когда в начале 70-х годов всем стало ясно, что создание в США МТКС "Спейс-Шаттл" - это реальность, а не очередной миф, во что очень хотелось верить руководству страны, так как все понимали, какими затратами это ляжет на экономику всей страны, Минавиапром в числе многих других предприятий стал все больше привлекать ЭМЗ к работам по космической тематике. Результатом этих работ явился проект воздушно-космического самолета с горизонтальным взлетом и посадкой, размерность которого должна была обеспечить выведение такого же полезного груза (30 т), какой был заявлен для американской МТКС "Спейс Шаттл".
   Первоначально Владимир Михайлович отнесся к идее ВКС скептически. Ход его рассуждений был прост.
   Вес конструкции обычной ракеты, как известно, составляет всего несколько процентов от стартового веса (примерно 7-8 %), в то время как вес конструкции самолета, даже хорошего в весовом отношении (Владимир Михайлович приводил в качестве примера сверхзвуковой стратегический бомбардировщик ВВС США В-58 "Хастлер") составляет примерно 30% от взлетного веса (и это без учета теплозащиты, ЖРД и т. п. будущего ВКС).
   Возникает естественный вопрос - какой же эффективностью должна обладать силовая установка этого ВКС, чтобы вывести такую тяжелую конструкцию в космос? На поиски ответа на этот вопрос ушло примерно полгода.
   По результатам предварительной проработки проекта ВКС Владимиру Михайловичу был предоставлен солидный отчет, который он "изучал" около месяца никак его не комментируя.
   И вот однажды утром, помнится это было в начале весны, Владимир Михайлович вызвал меня и спросил как о чем-то совершенно обыденном:
   - А где же план-график работ по ВКС?
   После этого мне стало ясно - наши доказательства реальности заявляемых характеристик проекта ВКС Генеральным приняты, и можно срочно начинать работу. В связи с этим уместно вспомнить пословицу: "Медленно запрягает, но быстро едет".
   План-график всех этапов создания ВКС был составлен очень оперативно. Для развертывания работ была задействована обширная кооперация со смежниками.
   Как то раз, рассматривая график работ по ВКС, Владимир Михайлович заметил:
   - Эта тема, видимо, станет моей "лебединой песней", окончания ее я конечно, не застану, но ведь очень важно пойти в правильном направлении".
   В тот же период был сформирован проект технического задания на будущий ВКС, где определялись основные технические характеристики и требования к будущему аппарату. Эти требования, в частности, предусматривали то, что М-19 мог использоваться:
   как основа для перспективной многоразовой транспортной космической системы многоцелевого применения в интересах народного хозяйства и науки;
   как составной элемент перспективных систем космического оружия;
   как составной элемент перспективных космических средств обеспечения и ведения военных действий на театрах военных действий на земле.
   Применение ВКС М-19 в качестве транспортного средства позволяло решать следующие задачи:
   доставка и смена экипажей на орбитальных станциях;
   материально-техническое снабжение орбитальных объектов;
   возвращение грузов на Землю;
   аварийное спасение экипажей;
   доставка и смена отдельных блоков орбитальных станций;
   транспортировка космических аппаратов в космосе с опорных орбит на рабочие и наоборот;
   проведение на орбите профилактических и регламентных работ, выполнение ремонтных и восстановительных работ и др.;
   проведение военно-научных исследований и экспериментов в космосе.
   С самого начала проект М-19 рассматривался как одноступенчатый ВКС с горизонтальными взлетом и посадкой (по-самолетному). Благодаря многоразовости ВКС, все перечисленные задачи должны были выполняться более эффективно, чем обычными средствами.
   Эта эффективность выражалась в возможности периодической доставки на орбиту различных объектов и грузов одним и тем же аппаратом с восполнением лишь необходимого запаса горючего и расходуемых запасов спецгазов и спецжидкостей.
   Разрабатывая проект отечественного ВКС, проектантам важно было учитывать одно безусловное обстоятельство, которое заключалось в том, что для получения в условиях СССР транспортной системы, обладающей, как минимум, такими же энергетическими и транспортными характеристиками как американская "Space Shuttle", отечественная система должна была быть даже более совершенной, чем американская.
   Это было обусловлено тем, что точки старта в СССР имели менее благоприятное географическое положение, чем у американцев, (это, в первую очередь, наличие жестких ограничений на азимуты пусков, необходимость в отчуждении огромных территорий по направлению пусков ракет, ограничения мест пуска по широте), а также усугублялось уже имеющимся отставанием СССР от США в этой области.
   Создание подобной системы в СССР явилось бы наиболее крупным качественным шагом в развитии авиационно-космической науки и техники, который следовало рассматривать как важнейшую общегосударственную задачу на конец 70-х начало 80-х годов.
   Проведенный анализ возможных сроков создания подобной МТКС показывал, что при условии принятия решения о начале работ и выделении необходимых финансовых средств, а также выполнения единой общегосударственной координации всех работ можно было обеспечить её создание уже в 1986-1987 гг.
   Учитывая высокий риск и сложность создания подобной системы программа создания МТКС носила поэтапный характер.
  В рамках многоплановой темы "Холод-2" в 1974 г. на ЭМЗ была разработана комплексная программа, которая предусматривала выполнение работ сразу по нескольким направлениям одновременно. Выполнение работ проводилось под шифром тема "19" и предусматривало следующее:
   Тема 19-1. Создание летающей лаборатории с силовой установкой на жидком водородном топливе, отработка технологии работ с криогенным топливом;
   Тема 19-2. Проектно-конструкторские работы по определению облика гиперзвукового самолета;
   Тема 19-3. Проектно-конструкторские работы по определению облика перспективного ВКС;
   Тема 19-4; 19-5. Проектно-конструкторские работы по определению облика альтернативных вариантов ВКС с ядерной двигательной установкой.
  В программе явно просматривался поэтапный подход и систематизация в разработке будущего ВКС. Работы по перспективному ВКС проводились на предприятии под индексом М-19.
  При непосредственном руководстве Генерального конструктора В.М.Мясищева, работы по теме "19" возглавил заместитель Генерального конструктора, начальник проектного комплекса, ближайший соратник Мясищева - А.Д.Тохунц.
  Ведущим конструктором по теме был назначен И.3.Плюснин. У истоков идеи перспективного ВКС М-19 с комбинированной силовой установкой стояли ближайшие подвижники В.М.Мясищева - сотрудники проектного комплекса: начальник отдела аэродинамики А.А.Брук и начальник отдела силовых установок Н.Д.Барышов.
  Проектно-конструкторские проработки проводились в отделе проектов под руководством начальника отдела проектов И.С.Говора ведущими специалистами А.Н.Уразовым, В.А.Петровым и многими другими. Комбинированную силовую установку с ядерным реактором разрабатывал Генеральный конструктор Куйбышевского моторостроительного завода Н.Д.Кузнецов.
  Использование ВКС с комбинированной ядерной двигательной установкой потенциально обеспечивало неограниченные возможности интенсивного освоения как околоземного космического пространства, включая удаленные геостационарные орбиты, так и области удаленного космоса, в том числе Луну и окололунное пространство. Энергетика бортовой ядерной установки обеспечивала автономное длительное пребывание и свободное маневрирование в космосе. Наличие на борту ВКС ядерной установки, позволяло бы также использовать ее в качестве мощного энергетического узла для обеспечения функционирования новых типов космического оружия (лучевое, пучковое оружие, средства воздействия на климатические условия и т. п.). От таких перспектив захватывало дух, и это была поистине фантастика.
  Если систематизировать возможные области применения ВКС с ядерной двигательной установкой, то получалась довольно многообещающая картина.
  1. В научных целях:
  - изучение околоземного космического пространства;
  - проведение научных экспериментов в прикладных целях;
  - медико-биологические исследования;
  - изучение планет и дальнего космоса.
  2. В интересах народного хозяйства:
  - создание космических служб, обеспечивающих связь, навигацию, экологический мониторинг, метеопрогноз и т. п.;
  - создание космического комплекса новых промышленных технологий.
  3. В интересах обороноспособности:
  -техническая основа создания космического рода войск, для боевого использования, космической разведки, транспортного обеспечения на орбите.
  При взлетной массе 500 т., ВКС М-19 должен был выводить на опорную орбиту с наклонением 57,3№ полезную нагрузку массой порядка 30 т. Создание подобного проекта одноступенчатого ВКС базировалось на реализации следующих физико-технических принципов:
  - использование бортового ядерного реактора;
  - использование устройства для эффективной передачи тепла набегающему потоку;
  - использование окружающей среды в качестве рабочего тела и окислителя (кислород из атмосферы);
  - использование водорода в качестве бортового запаса горючего, рабочего тела и теплоносителя в контуре ЯРД;
  - использование аэродинамической подъемной силы аппарата.
  По предварительным оценкам, выполненным на начальном этапе работ, рациональное использование этих принципов позволяло :
  - снизить почти в два раза потребный коэффициент заполнения топливом, составляющий в существующих ракетоносителях более 90% от стартового веса;
  - исключить размещение запаса окислителя (кислорода) на борту аппарата, составляющего более 60% от стартового веса РН "Сатурн-5";
  - уменьшить более чем в два раза потребную стартовую тяговооруженность;
  - резко уменьшить (примерно в 50 раз) расход топлива на атмосферном участке выведения (до режимов полета Н~25км, М~4,0);
  - уменьшить более чем в три раза (при одной и той же полезной нагрузке) стартовый вес аппарата, по сравнению с МТКС, использующей обычное химическое топливо.
  Несмотря на фантастические характеристики будущего ВКС, достижение последних было обосновано расчетными исследованиями и имеющимся уровнем развития отечественной промышленности".
  В частности, технические возможности осуществления проекта были обусловлены последними достижениями науки и техники того времени, среди которых было:
  - наличие надежных теоретических и экспериментальных методов исследований вопросов гиперзвуковой аэродинамики и силовой установки;
  - появлением новых конструкционных материалов с заданными механическими свойствами;
  - прогрессом в области космических полетов и пилотируемой космонавтики;
  - разработкой концепции входа КЛА в земную атмосферу при больших углах атаки (a=60№);
  - созданием высокотемпературных компактных ядерных реакторов с высокими удельными показателями;
  - достигнутыми успехами в разработке и создании экспериментальных моделей ГПВРД со сверхзвуковым горением и опытных ЯРД для летательных аппаратов; большим прогрессом в развитии криогенной техники;
  - опытом разработки и реализации крупномасштабных авиационных и космических программ.
  В этот период был сформирован проект технического задания на будущий МВКС, где определялись основные технические характеристики будущего аппарата. Были также проведены предварительные расчетные исследования характеристик и возможного облика гиперзвукового самолета и воздушно-космического самолета, сформированы предварительные компоновки. Исследовались вопросы аэродинамики, динамики, варианты схем комбинированных силовых установок будущего ВКС, прочность конструкции из новых конструкционных материалов. Специально для министерских докладов были изготовлены демонстрационные модели ВКС М-19, а также подготовлены прекрасно выполненные рекламные плакаты и проспекты "Воздушно-космический самолет М-19. Основные принципы и проектные решения". В.М.Мясищев, по жизни большой эстет, всегда уделял вопросу представления материалов большое внимание и не считал это мелочью. Всегда аккуратные и безукоризненно выполненные демонстрационные материалы подчеркивали стиль работы фирмы, были, если можно так сказать, визитной карточкой фирмы при первом знакомстве с ней.
  Для совместного участия в работах были разработаны и утверждены планы совместных работ с предприятиями МАП, в том числе: ЦАГИ, ЦИАМ, НИИАС, ИТПМ и многими др., а также с НИИ Академии наук и Министерства обороны. Вопросами эффективности применения подобных аппаратов для решения различных задач совместно с ОКБ В.М.Мясищева активно участвовала группа сотрудников ЦНИИ-50 МО, руководимых О.В.Гурко, который ранее выдвинул идею атомоплана с комбинированной двигательной установкой.
  За период 1975-1977гг. были разработаны технические предложения, исследующие различные концепции МВКС, определяющие его оптимальные параметры и рациональный облик. Проводимые обширные научно-исследовательские и поисковые работы по МВКС охватывали период с 1974 г по 1980 г и были направлены в первую очередь, на решение следующих вопросов:
  - отработка конструкции элементов криогенных систем, в том числе конструкции криогенных топливных баков, систем топливоподачи, теплоизоляции;
  - создание ядерной силовой установки, теплообменника, ГПВРД;
  - создание и отработка систем управления, маневрирования, ориентации и жизнеобеспечения МВКС;
  - разработка комплекса средств эксплуатации и наземного обслуживания МВКС.
  В работах этого периода предусматривалось широкое участие предприятий МАП, МО, МСМ, АН СССР, МРП, MOM и др. Проектно-конструкторские экспериментальные исследования по аэротермодинамике, газовой динамике, аэроупругости, новым материалам, радиационной защите и т. п. охватывали период с 1978 по 1982 гг.
  На пути создания будущего ВКС, кроме использования новых видов топлива, необходимо было освоить также новые диапазоны высот и скоростей полета.
  В качестве первого этапа предусматривалось создание гиперзвукового самолета. В рамках этих работ определялся облик будущего ВКС как самолета гиперзвуковых скоростей. Проектные исследования этого этапа сопровождались экспериментальной отработкой в аэродинамических трубах ЦАГИ облика будущего ВКС. На многочисленных моделях исследовались аэродинамические характеристики самолета, моделировались варианты входных многорежимных устройств двигателей, определялись оптимальные параметры и конфигурация облика аппарата. Расчетно-экспериментальными методами в ЦАГИ определялись температурные портреты ВКС, влияние изменения его конфигурации на характер распределения температур по поверхности аппарата.
  Облик одноступенчатого ВКС М-19 определился после исследования многочисленных альтернативных вариантов аэродинамической компоновки. Компоновка должна была обеспечить компромисс между необходимостью иметь большие объемы для жидкого водорода и приемлемые аэродинамические характеристики во всем эксплуатационном диапазоне скоростей.
  Большой объем работ по данной тематике был проведен институтом теоретической и прикладной механики Сибирского отделения академии наук СССР (ИТПМ СО АН СССР). Проводились экспериментальные исследования аэродинамических характеристик моделей гиперзвуковых ЛА и ВКС с моделированием тракта ВРД. Исследовалась динамика разделения объектов и оценивалась интерференция при больших скоростях полета.
  В части исследований характеристик силовой установки нового типа проводились расчетно-экспериментальные работы по изучению процессов смешения и горения в камерах сгорания ВРД в сверхзвуковом и гиперзвуковом потоках, проводились испытания моделей ГПВРД в аэродинамических трубах на скоростях, соответствующих числам М=3-12. Для оценки эффективности будущего ВКС были разработаны математические модели систем аппарата и комбинированной силовой установки с ЯРД.
  По программе летных полунатурных испытаний, рассчитанной на период с 1980 по 1985 гг предусматривалось:
  1) непосредственно по МВКС:
  - изготовление и бросковые испытания крупномасштабной модели МВКС;
  - изготовление аналога для отработки спуска с орбиты;
  2) по силовой установке:
  - создание летающей лаборатории для отработки ядерной силовой установки (ЯРД);
  - создание летающей лаборатории для отработки ПВРД и ГПВРД с использованием ракет.
  Разработка эскизного проекта и изготовление полнонатурного макета ВКС М-19 планировалось на период с 1980 по 1982 г. Рабочее проектирование - 1982-1984 гг. Изготовление, стендовые и летные испытания комбинированной силовой установки и систем МВКС - 1982-1986 гг.
  Создание базы для запуска и эксплуатации МВКС - 1981-1987 гг. В этот же период предполагалось изготовление трех опытных образцов МВКС. И, наконец, вершиной всех работ многочисленных предприятий и организаций по созданию МВКС должны были стать летные испытания в период 1987-1988 гг. Такими виделись основные вехи комплексной программы создания принципиально нового МВКС. Несмотря на всю кажущуюся фантастичность заявленных характеристик и преимуществ многоразового одноступенчатого ВКС нового типа, всё это не было пустым прожектёрством.
  Авторитет Генерального конструктора В.М.Мясищева и его многолетний опыт были гарантией того, что проект подобного ВКС может быть реализован. В это твердо верил он сам, и эта уверенность Генерального заряжала его окружение. Окружающие отмечали, что у В.М.Мясищева до последних дней жизни сохранилось несмотря ни на что, желание снова вести работу с размахом, который был у него при осуществлении программ создания тяжелых бомбардировщиков в 50-60-е годы в ОКБ-23 в Филях.
  Темпы и размах работ по теме М-19 приобретали все более значительный характер, об этом красноречиво говорит хотя бы такой факт. Вспоминает заместитель Генерального конструктора А.А.Брук:
  "Работы по теме продвинулись достаточно далеко, и дело дошло даже до того, что однажды В.М.Мясищев поручил мне начать прорабатывать вопрос о подготовке передачи производственной базы в Филях (бывшее ОКБ-23, где раньше работал В. М. Мясищев) и перепрофилирование ее под новые задачи ЭМЗ".
  Можно было только удивляться тому, с какой энергией взялся В.М.Мясищев за организацию работ по теме М-19 .
  Учитывая то, что ему к тому времени уже было за 70 лет, а сроки создания подобных систем оценивались периодом порядка 10-15 лет Владимир Михайлович, несмотря на явно долгосрочный характер работ, сам активно работал и увлекал своей энергией своих ближайших помощников. Невзирая на свой уже почтенный возраст, Генеральный сам ездил по смежникам, участвовал в многочисленных совещаниях, делал доклады по теме ВКС. Как высказывались участники и очевидцы событий тех лет, со стороны создавалось впечатление, что В. М. Мясищев словно заново родился, интересная перспективная работа, видимо, придавала ему сил и смысл жизни.
  Памятна встреча Генерального конструктора В.М.Мясищева с президентом Академии наук А.П.Александровым, которая состоялась на совместном совещании в Академии наук в 1974 г. На совещании была представлена демонстрационная модель ВКС М-19, и обсуждался вопрос о возможности использования водорода и ядерной энергии. Академик А.П.Александров заявил, что наша страна заинтересована в расширении применения водорода в авиации и всячески поддерживает предлагаемое направление с применением ядерной энергии в авиации. Особо он отметил, что применение ядерной энергии в авиации потребует создания необходимой биологической защиты от радиации и обеспечения очень высокой безопасности ядерных реакторов при аварийных ситуациях и падении на землю. Насколько это серьезная проблема и что такое опасность ядерного заражения местности, весь мир узнал спустя много лет после произошедшей 26 апреля 1986 г. Чернобыльской катастрофы.
  Резюмируя итоги той памятной встречи, А.П.Александров сказал, что в течение 10 лет может быть создан серийный (он сказал "деловой") образец комбинированной двигательной установки с ядерным реактором.
  Теоретические вопросы создания реактора были ясны, оставались проблемы технической реализации. Это вселяло уверенность у разработчиков М-19 в правильности выбранного направления работ.
  В свете событий тех лет, небезынтересна позиция Минавиапрома, вернее его министра - П.В.Дементьева по отношению к проекту М-19. Когда в начале 70-х годов стало ясно, что создание в США системы "Спейс Шаттл" реальность, в недрах Министерства обороны СССР появился (поддерживаемый Д.Ф.Устиновым) лозунг о необходимости адекватного ответа на вызов США. Начались проработки различных вариантов этого адекватного "ответа". Генеральным конструктором НПО "Энергия" (теперь это РКК "Энергия") был назначен академик В.П.Глушко, которым был предложен проект МТКС "Энергия-Буран", внешне очень похожий на американский МТКС "Спейс Шаттл". Организацией работ по МТКС "Энергия-Буран" предусматривалось подключение к работам по орбитальному кораблю "Буран" предприятий Минавиапрома.
  Министр авиационной промышленности Дементьев был этим фактом очень озабочен, так как опасался, что такое подключение авиационных предприятий к работам со временем может привести к очередному поглощению части предприятий Минавиапрома ракетным Министерством Общего Машиностроения (MOM). Как говорится, за примерами далеко ходить было не надо, такое уже было в конце 50-х годов, когда Н.С.Хрущев, решив, что стратегическая авиация больше не нужна (так как есть ракеты) передал часть предприятий Минавиапрома (включая, в частности, и ОКБ В.М.Мясищева, завод им. Хруничева и ряд других) МОМу.
  Открыто противодействовать началу работ по МТКС "Энергия-Буран" П. В. Дементьев не мог. Поэтому была избрана стратегия "затягивания", в соответствии с которой надо было не спешить копировать американцев (такое уже было с лунной программой), а рассмотреть различные альтернативные варианты, учесть экономические аспекты проблемы и прочее, и прочее...
  Для этих целей проект М-19, по мнению Дементьева, вполне подходил. Поэтому первоначально он, хотя и дистанцировался от открытой поддержки проекта, не препятствовал активной деятельности В.М.Мясищева по продвижению проекта М-19.
  В результате такой негласной поддержки проект М-19 широко рассматривался во многих высоких инстанциях, и в какой-то момент В.П.Глушко решил лично ознакомиться с проектом, который тогда находился у зам. министра обороны по вооружению Н.Н.Алексеева. Адъютант зам. министра подполковник Н.И.Графов свидетельствовал, что В.П.Глушко более четырех часов знакомился с проектом. Будучи сам хорошим двигателистом, В.П.Глушко резюмировал: "Ядерную двигательную установку быстро не создать!" В.М.Мясищев и сам понимал, что быстро такой проект не реализуешь, но он рассуждал так: создавать "Энергию-Буран", которая уже на пять лет отстает от "Спейс Шаттла", значит заведомо планировать отставание.
  - Проблему, - говорил он, - надо брать за горло, а не за хвост. Иначе всегда будешь в хвосте. Пусть мы затратим на создание М-19 лишние 5 лет, зато потом будем намного впереди.
  После принятия решения о создании МТКС "Энергия-Буран", разработка планера ВКС "Буран" поручалась вновь созданному в МАПе объединению "Молния", в которое ЭМЗ вместе с КБ "Буревестник" структурно входило в качестве подчиненного предприятия. В результате такой реорганизации ЭМЗ потеряло свою самостоятельность, а Генеральный конструктор В.М.Мясищев становился подчиненным Главного конструктора Г.Е.Лозино-Лозинского. Тематика работ ЭМЗ и их приоритеты становились прерогативой вышестоящего НПО "Молния", работы по теме М-19 постепенно стали сворачиваться, объемы проектно-конструкторских исследований с каждым годом уменьшались. Ставка была сделана на МТКС "Энергия-Буран", а ЭМЗ поручено участвовать в разработке модуля кабины ВКС "Буран" и его систем.
  Отдельной большой работой предприятия становилось создание транспортного самолета-носителя ВМ-Т "Атлант", предназначенного для транспортировки элементов МТКС "Энергия-Буран".
  После кончины Генерального конструктора В.М.Мясищева в октябре 1978 г. работы на ЭМЗ по теме М-19 в небольшом объеме еще продлились непродолжительное время и в 1980 г. были окончательно свернуты.
  Если бы программа Мясищева была принята, то в конце 80-х мы обладали бы серийными образцами воздушно-космического самолета с ядерным двигателем. Именно при обсуждении этой программы в 1974 г. академик А.П. Александров заявил, что серийный образец ядерного двигателя с требуемыми характеристиками можно сделать за 10 лет!
  Всего десяток атомных самолетов М-19 смог бы обеспечить весь грузопоток "Земля - ближний космос" до середины XXI в. Орбитальные станции и спутники при подобной транспортной системе были бы существенно масштабнее, функциональнее, а себестоимость выводимого на орбиту груза была бы существенно меньше. Военные возможности Советского Союза с М-19 выросли бы на порядки. Это решение действительно стало бы "асимметричным ответом" заокеанским авторам "стратегической оборонной инициативы". К сожалению, руководство думало о другом (не исключено, что данный проект заблокировали вполне сознательно, не в первый раз предав интересы Родины). Данный проект решал целый комплекс задач: создание атомного сверхзвукового самолета, гиперзвукового самолета на криогенном топливе, воздушно-космический самолета и космического корабля с двигателем на основе ядерного реактора! Проект Буран", к сожалению, решал только одну из этих задач и являлся "симметричным" ответом США. Результат такого ответа известен: проект оказался никому не нужным, и на фоне распадающейся страны поставил под вопрос существование отрасли вообще. Атомный самолет М-19 же остался ждать своего часа...
  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, то есть 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:
  1. Система жизнеобеспечения, включающая подсистемы регенерации атмосферы, обеспечения жизнедеятельности экипажа, терморегулирования, обеспечение работы шлюзовой камеры.
  2. Бортовое электронное оборудование, обеспечивающее навигацию и управление полетом, отработку полетных данных, связь, индикацию и контроль, измерение параметров подсистем, распределение электроэнергии и др.
  3. Система управления полетом.
  4. Система бортового электропитания, при этом источниками энергии на борту ВКС были как батареи топливных кислородно-водородных элементов, так и сам бортовой ядерный реактор.
  5. Гидросистема, состоящая из четырех независимых подсистем с высокой степенью резервирования.
  6. Система вспомогательных силовых установок, состоящая из двигателей орбитального маневрирования и двигателей газодинамического управления ориентацией ВКС.
  7. 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.
  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.
  В СССР было выполнено около десяти проектных разработок ядерных реактивных и ракетных двигателей разного уровня завершенности: от ядерного двигателя межконтинентального самолета-бомбардировщика и прямоточного ЯРД крылатой ракеты с неограниченной дальностью полета до ЖРД с предварительным подогревом топлива в ядерном реакторе и варианта второй ступени пилотируемого комплекса "Земля - Луна - Земля" с энергодвигательным ядерным комплексом 11Б97.
  Во всех конструкциях использовалась реакция деления: тяжелое ядро с массовым числом свыше 230 (например, уран) распадается на два ядра - осколка с массовыми числами примерно от 70 до 160. Эти осколки и сопутствующие им частицы обладают большой кинетической энергией, которую можно преобразовать в тепловую и затем использовать для нагрева рабочего тела. Ядерный реактор деления содержит ядерное горючее - твердые тепловыделяющие элементы (твэлы), охлаждая которые нагревается рабочее тело - водород. Твэлы расположены в нагревной зоне реактора, куда из полости входа поступает рабочее тело, которое затем истекает через сопло в окружающее пространство для создания тяги. Очевидно, что в этой схеме температура рабочего тела ограничивается тугоплавкостью материала твэлов, содержащих делящийся изотоп урана 235 U.
  В современной концепции ядерного реактора ЯРД ТВС является базовым агрегатом и элементом-модулем, позволяющим проектировать АЗ реактора требуемой тепловой мощности и задавать ее оптимальные массу и габариты.
  Поскольку около 90 % тепловой мощности реактора приходится на ТВС, этот агрегат является наиболее интенсивно нагруженным в тепловом отношении (по удельному тепловыделению и плотности теплового потока, абсолютным температурам и их градиентам) по сравнению с другими элементами конструкции ЯРД и ЯРДУ в целом.
  Кроме того, исходя из общих требований к ЯРД как составной части ЛА ТВС должна развивать по возможности максимальную тепловую мощность для обеспечения требуемой суммарной тепловой мощности реактора при минимальном числе ТВС и
  заданной надежности.
  Согласно конструктивной схеме ТВС, силовые нагрузки, возникающие при обтекании рабочим телом блоков стерженьковых твэлов, воспринимаются опорной решеткой.
  Причем в отечественных реакторах ЯРД в качестве основного принят стерженьковый двухзаходный (двухлопастный) твэл, выполненный из материала, подобного по свойствам
  керамике.
  Предельная работоспособность ТВС определяется температурным состоянием наиболее термонапряженного элемента - твэла.
  В отечественном ЯРД гетерогенной конструкции температура водорода на входе в сопло достигала 3 100 K, в американском - не более 2 500 K для твэлов в виде графитовых пластин и до 2 700 K для модифицированных призматических шестигранных
  (карандашеподобных) твэлов. Такому соотношению температур соответствуют полученные практически значения развиваемого удельного импульса тяги, равные примерно 9 000...9 500 м/с и 8 000...8 500 м/с соответственно, превосходящие более чем в 2 раза показатели лучших в мире ЖРД. Именно это позволяет рассматривать ЯРД с тепловым или электрическим ускорением движения рабочего тела в качестве безальтернативной реальной основы энергодвигательных установок межпланетных космических аппаратов.
  Наиболее приближены к летным вариантам ДУ отечественные ЯРД РД-0411 и РД-0410 (ОАО КБХА, главный конструктор Г.И. Чурсин) с тягой, равной приблизительно 400 кН (40 тс) и 36 кН (3,6 тс) соответственно.
  До конца 80-х годов ХХ века реакторную часть отечественных ЯРД (11Б91-ИР-100 и др.) испытывали на Семипалатинском ядерном полигоне. При этом были получены на порядок бóльшие, чем у американских ЯРД объемные плотности тепловыделения в твэлах (до 33 кВт/см 3 ) и подтверждены проектные ресурсы наиболее напряженных узлов, что позволяло считать практически достигнутым удельный импульс тяги 9 250 м/с. ДУ 11Б91Х с водород-кислородным имитатором тепловыделения вместо ядерного реактора прошла комплексные испытания на номинальной мощности в подмосковном НИИхиммаше (г. Пересвет), что в сочетании с результатами испытания реактора ЯРД позволяет считать экспериментально подтвержденными заложенные проектные параметры установки, в том числе и массу до 2 000 кг с учетом радиационной защиты.
  Двигатель РД-600 (ведущий конструктор Б.И. Каторгин), имеет возможность увеличения удельного импульса тяги до 20 000...30 000 м/с при температуре рабочего тела до 12 000 K.
  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:
  1. 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.
  2. 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.
  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=16,0) 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:
  
  1.Иллюстрированная энциклопедия ЭМЗ им.В.М.Мясищева т.8 / А.А.Брук, К.Г.Удалов, С.Г.Смирнов, Авико пресс, 2005;
  2. Кудрявцев В. Атомный самолет: будущее в прошедшем времени // Авиация и время. 2004. Љ4. С. 16-20;
  3.Совенко А. М-50: избавление от иллюзий // Авиация и время. 2005. Љ1. С.16;
  4.Грек А. Верхом на реакторе: атомный самолет // Популярная механика. 2003. Љ5. С.28-32;
  5.Брук А., Смирнов С., Удалов К. Атомный самолет: утопия или реальность? // Крылья Родины. 2001. Љ11. С.6-8;
  6.Ригмант В. Краткий обзор по самолетам с ЯСУ // Крылья Родины. 2013. Љ 9-10. С. 79-80;
  7. Видеоматериал на youtube.com/watch?v=eoNV3KdS3hs;
  8. Видеоматериал на youtube.com/watch?v=LqLBjtPNdos;
  9.А.А. Дорофеев, Ядерные ракетные двигатели и энергетические установки. Введение в теорию, расчет и проектирование. М., 2013, МГТУ им. Н.Э. Баумана;
  10. Демянко Ю.Г., Еонюхов Г.В., Коротеев А.С. Ядерные ракетные двигатели М., Норма-Информ 2001;
  11. Бассард Р., Делауэр Р. Ядерные двигатели для самолетов и ракет: сокр. пер. с английск. / под ред. д.-ра техн. наук О.Н. Фаворского. М.: Военное изд-во Министерства обороны СССР, 1967;
  12. Нестеренко Г.Н., Соболев А.И., Сушков Ю.Н. Применение атомных двигателей в авиации / под ред. В.А. Михайлова. М.: Военное изд-во Министерства обороны СССР, 1957;
  13. Основы теории, конструкции и эксплуатации космических ЯЭУ (учеб. издание) / А.А. Куландин, С.В. Тимашев, В.Д. Атаманов и др. Л., Энергоатомиздат, 1987;
  14. Власов Н.М., Федик И.И. Тепловыделяющие элементы ядерных ракетных двигателей: учеб. пособие. М.: ЦНИИатоминформ, 2001;
  15. Паневин, И. Г. Космические ядерные ракетные двигатели / И.Г. Паневин, В.И. Прищепа, В.Н. Хазов// Новое в жизни, науке, технике. Серия: Космонавтика, астрономия, Љ6, 1978. - М.: Знание, 1978.
  16. Архангельский Н.Л. Ядерная энергетика - основа космических транспортно-энергетических систем будущего века. - Статья в сб. "Ракетные двигатели и энергетические установки". Серия IV / Центр Келдыша, 1999;
  17. Кузин А.И., Павлов К. А., Зацерковный С.П., Шевцов Г.А. Этапы развития КА, реализующих принцип самодоставки на высокоэнергетические орбиты в рамках существующей и разрабатываемой инфраструктуры средств выведения: Доклад на Пятой Международной конференции "Ядерная энергетика в космосе", г. Подольск Моск. обл., 23-25 марта 1999;
  18. Ватель М.Л., Семенов В.Ф. Перспективы применения турбомашинной ядерной энергодвигательной установки мультимегаваттного уровня для пилотируемых полетов к Марсу. - Статья в сб. "Ракетные двигатели и энергетические установки". Серия IV, НИИТП, 1992, вып. 1;
  19. B.M. Иевлев. Ядерные ракетные двигатели и ядерные энергетические установки. - Статья в сб. "Ракетные двигатели и энергетические установки". Серия IV / НИИТП, 1973, вып. 18, ч. IV.
  20. Павшук В А., Талызин ВМ. Динамические испытания ТВЭЛов и ТВС реакторов ЯРД на реконструированном реакторе ИГР: Тезисы доклада отраслевой юбилейной конференции "Ядерная энергетика в космосе". - Обнинск: МЭАП, 1990;
  21. Белогуров А.И., Конюхов Г.В., Рачук B.C. и др. Стендовый прототип реактора ядерного ракетного двигателя - реактор ИРГИТ. - Статья в сб. "Ракетные двигатели и энергетические установки". Серия IV / Центр Келдыша, 1999, вып. I;
  22. Коновалов В.А., Прохоров Ю.А. Особенности физики реакторов ЯРД минимальной тяги. - Статья в сб. "Ракетные двигатели и энергетические установки". Серия IV / Центр Келдыша, 1973, вып. 18, ч. IV.
  23. Акопов Р.Б., Демянко Ю.Г., Зайцев ВА., Лазарев А.М., Лаппо В.В. и др. Стендовый комплекс для натурных испытаний реактора двигателя 11Б91 на газообразном водороде. - Статья в сб. "Ракетные двигатели и энергетические установки".Серия IV, НИИТП, 1981;
  24. Калганов К. Д., Сметанников В.П., Уласевич В.К., Дьяков Е.К. и др. Место реактора ИВГ-1 в перспективной программе создания ЯРД для марсианской экспедиции. - Доклад на третьей отраслевой конференции "Ядерная энергетика в космосе. Ядерные ракетные двигатели". Доклады, ч. II. Подольск, 1993;
  25. Захаркин И.И., Ионкин В.И., Коновалов В. А., Машков А .Х. и др. Разработка ЯРД на основе реактора минимальных размеров ИРГИТ. Энергетические испытания опытного образца ядерного реактора. - Доклад на третьей отраслевой конференции "Ядерная энергетика в космосе. Ядерные ракетные двигатели". Доклады, ч. II, Подольск, 1993;
  26. Иевлев В. М., Артамонов К. И., Голъдин А. Я. Газофазный ядерный реактор. Параметры ЯРД и ЯЭУ на его основе. - Статья в сб. "Ракетные двигатели и энергетические установки". Серия IV, НИИТП, 1975, вып. 25-26;
  27. Гольдин А.Л., Иевлев В.М., Павельев А.А., Пришлецов А.Б. Высокотемпературный газофазный ядерный реактор - основа перспективного космического двигателя и энергетической установки. - Статья в сб. "Ракетные двигатели и энергетические установки". Серия IV, НИИТП, 1982, вып. 1;
  28. Шершнев Н. А, Миронова Г. Ф., Козулин В. А., Камзолов С. К., Синенков А. Н., Алексеев А. Н. Ядерный ракетный двигатель с центробежным удержанием топлива тягой 400 кН: Научно-технический отчет / НИИТП, 1967;
  29. Динамика и управление ядерными ракетными двигателями / под ред. акад. Б.Н. Петрова. М.: Атомиздат, 1974;
 Ваша оценка:

РЕКЛАМА: популярное на LitNet.com  
  А.Красников "Вектор" (Научная фантастика) | | Ю.Королёва "Эйдос непокорённый" (Научная фантастика) | | Д.Владимиров "Киллхантер" (Боевая фантастика) | | В.Соколов "Мажор 4: Спецназ навсегда" (Боевик) | | Д.Гримм "Ареал X" (Антиутопия) | | К.Вэй "По дорогам Империи" (Боевая фантастика) | | А.Квин "У тебя есть я" (Постапокалипсис) | | А.Каменистый "Существование" (Боевая фантастика) | | Эль`Рау "И точка" (Киберпанк) | | А.Синецкий "Титько-комп" (Научная фантастика) | |
Связаться с программистом сайта.

Новые книги авторов СИ, вышедшие из печати:
П.Керлис "Антилия.Охота за неприятностями" С.Лыжина "Время дракона" А.Вильгоцкий "Пастырь мертвецов" И.Шевченко "Демоны ее прошлого" Н.Капитонов "Шлак" Б.Кригер "В бездне"

Как попасть в этoт список
Сайт - "Художники" .. || .. Доска об'явлений "Книги"