Основу силовой конструкции планера составляла многостержневая ферма из материала Rene 41, закрытая рядом панелей из этого же сплава, воспринимавших внешние нагрузки и передававших их на силовую ферму. Каждая панель имела рифления, игравшие роль ребер жесткости и позволявшие панелям относительно свободно расширяться, не создавая температурных напряжений. Панели формировали внутренний слой теплового экрана. На них наносилось теплоизоляционное покрытие из кварцевого волокна Q-felt или Dyna-Quartz. Особое внимание уделялось утечкам тепла в термокомпенсационных швах, смотровых панелях, створках шасси и в области шарнира поверхностей управления элевона. Разработчики считали, что «разумное использование теплоизоляции Q-felt и надлежащий контроль зазора между панелями позволяли решать эти проблемы».
Расчетная максимальная температура носового кока при входе в атмосферу достигала 2010°С, на передних кромках крыла - 1565°С, на нижней поверхности крыла - 1345°С. Внешний слой теплового экрана крыла и фюзеляжа был составлен из секций ниобиевого сплава D-36. Секции отстояли от основных панелей Rene 41, образуя тепловой зазор. Хотя D-36 имел меньшую прочность при высоких температурах, чем молибден, выбранный для передних кромок, его можно было механически обрабатывать и сваривать, что необходимо для изготовления сечений главного каркаса. Передние кромки крыла и килей были сделаны из молибденового сплава TZM с покрытием «дизил», носовой кок - из циркония с теплоизоляцией из графита RT 0029. Ферменная конструкция фюзеляжа обеспечивала объем для четырех отсеков: впереди - кабина пилота, в середине - приборно-агрегатный отсек, позади - отсек оборудования и отсек ВСУ.
Выбранная форма крыла в плане имела вид «чистой дельты» (без излома по передней кромке) со стреловидностью 72,5° по передней кромке, почти как у КР «Буря» и «Буран». Площадь крыла -345 кв. футов (32 м). В процессе уточнения параметров устойчивости и управляемости на гиперзвуковых скоростях угол установки хвостового оперения (в виде двух килей на законцовках крыла) был изменен с 8° до 10°. На гиперзвуке аэродинамическая компоновка обеспечивала значение коэффициента подъемной силы Су=0,6-0,7 и величину аэродинамического качества от 0,8 до 1,9. Такие аэродинамические характеристики давали космоплану возможность выполнения боковых маневров с дальностью до 2700 км! Гиперзвуковые скорости (примерно до 1200-1300 км/ч) надлежало проходить при углах атаки между 18° и 52°, а при планировании и приземлении они были от 0° до 15°. Дозвуковое качество (на скоростях, характерных для захода на посадку) составляло 4,4.
Дельтавидное крыло имело обычные аэродинамические поверхности управления с гидравлическими приводами, отвечающими на команды системы наведения или пилота. Элевоны отклонялись вместе для управления углом тангажа и дифференциально - для крена. Рули направления на концевых шайбах работали вместе для управления по рысканию, и каждый раскрывался наружу отдельно на 13° для использования в качестве аэродинамического тормоза. Пилот мог направлять полет космоплана, используя четыре метода: автоматическое управление, непосредственное ручное и два комбинированных. Все средства управления были электродистанционными: команды пилота или автоматической системы наведения выдавались в виде электрических сигналов на гидроприводы, отклоняющие аэродинамические поверхности.
Во время входа в атмосферу использовалось аэродинамическое управление, в помощь которому применялись две задублированные РСУ с микродвигателями на перекиси водорода. Когда скоростной напор превышал определенную величину, обе РСУ отключались, оставшееся топливо сливалось, а лобовой экран, закрывавший передние окна кабины, сбрасывался. Переход от комбинированному к чисто аэродинамическому управлению должен был происходить в диапазоне скоростей, соответствующих числу М=4-6. Трехопорное шасси (передняя опора в сложенном положении размещена в негерметичном носовом отсеке перед кабиной пилота, основные опоры - в консолях крыла) давало летчику возможность приземлиться на дно высохшего озера на авиабазе ВВС Эдварде или на обычную асфальтовую или бетонную ВПП при скорости от 80 до 230 узлов (148-426 км/ч).
Все оборудование, кроме сопел РСУ, гидроприводов аэродинамических поверхностей управления, антенн и волноводов, а также части испытательной аппаратуры, было установлено в одном из четырех отсеков. Системы, которые монтировались вне этих отсеков, были либо изолированы (как в случае гидравлических компонентов или РСУ), либо могли работать в условиях вакуума и нагрева (в случае волноводов и антенн). Каждый из этих отсеков пассивно охлаждался «водяными стенками», которые снижали максимальную температуру поверхности отсека (примерно 1000°С) до температуры ниже 100°С, что позволяет делать его силовую конструкцию из алюминиевых сплавов. Приборно-агрегатный отсек наддувался азотом при давлении 0,7 кгс/см, задний отсек оборудования и отсек ВСУ были негерметичны. Чтобы снизить опасность возникновения пожара в случае аварий подсистем, два последних отсека оборудовались системой азотной продувки. Система кондиционирования обеспечивала охлаждение кабины пилота и отсеков оборудования, а также гидравлической системы и оборудования электроснабжения.
Эта система использовала в качестве основного поглотителя тепла криогенный водород, а в качестве дополнительного - водно-гликолевые контуры, передающие тепло из отсека и теплообменников оборудования к первичному водородному холодильнику. Доступ к отсекам - через съемные панели и люки в «горячей конструкции». Основные блоки аппаратуры, установленные в приборно-агрегатном отсеке, включали электронику систем испытаний, электронные подсистемы связи и сопровождения (слежения), оборудование системы кондиционирования, электронику системы распределения электроэнергии и кабельную сеть с системой отрывного разъема. Объем 75 куб. футов (2,1 м) давал возможность разместить в отсеке компоненты системы тестирования в одном из трех вариантов. Каждый обеспечивал измерение 750 параметров, имел массу 1000 фунтов (454 кг), включая регистраторы, кабельную сеть, систему трубопроводов и датчиков. В результате программу летных испытаний должны были обслуживать 1034 датчика трех испытательных конфигураций. Все данные должны были записываться на бортовой самописец и сбрасываться по линии телеметрии.
Герметичная кабина экипажа имела сварную алюминиевую конструкцию. Давление двухгазовой атмосферы (43,5% кислорода и 56,5% азота по массе) составляло 0,52-0,53 кгс/см, что соответствовало давлению на высоте 5500 м над уровнем моря. За исключением люка пилота и крышки отрывного разъема, доступ к оборудованию внутри отсека осуществлялся путем демонтажа панелей «горячей конструкции» и соответствующей внутренней панели в отсеке «холодной конструкции». Люк пилота объединенной сборки («горячая и холодная конструкция» вместе) снимался и устанавливался как единый модуль. Крышки отрывных разъемов включали отдельные откидные «горячие» панели и водяные стенки, которые закрывались и запирались автоматически при разъединении отрывного разъема. Доступ к оборудованию вне отсеков -непосредственно путем демонтажа панелей крыла или фюзеляжа.
В кабине пилота были установлены:
- система наведения;
- электроника управления полетом;
- газовые баллоны для выпуска шасси и принудительного сброса теплового экрана;
- экспериментальная пневматическая система изменения положения кресла;
- пульт управления с индикаторами и ручками управления;
- кресло пилота;
- система охлаждения атмосферы кабины;
- система наддува отсека с регуляторами;
- кислородная система пилота и оборудование вентиляции;
- регистратор данных.
Входной люк оснащался замками с пиротехническим приводом и микродвигателями увода (сброса) крышки люка, что позволяло провести спасение пилота с помощью катапультного кресла. Последнее представляло собой облегченный вариант кресла самолета X-15. Предполагалось, что система спасения работоспособна на скоростях до М = 0,9 при полете и менее 130 км/ч при посадке. Боковые ручки на правой стороне кабины использовались для управления планером по каналам тангажа и крена. Стандартные педали привода руля направления служили для управления по рысканию. Переключатели голосовой связи, сброса крышки люка и триммеров управления находились на консоли управления с левой стороны кабины. Ручка на этой консоли (пульте) служила для ручного отделения планера от последней ступени РН на орбите. Она же использовалась для ручного включения РДТТ и инициализации процесса отделения при аварийном спасении на старте.
В левой стороне кабины находились подсистемы управления планера, органы управления скафандра, ручка выпуска посадочного шасси, рычаг сброса давления в кабине и переключатели связи и слежения; в центральной части - пилотажные приборы, в правой - рукоятка управления. Справа на длинной панели размещался блок светового табло автоматического предупреждения о сбоях в работе подсистем планера. На этой панели имелись отдельные световые индикаторы каждого из сопел РСУ. Каждый световой индикатор сигнализировал о давлении в камере, когда сопло давало тягу. Пилот мог точно определить, какое сопло работает со сбоями, и предпринять необходимые корректирующие действия. На этой панели он также мог обнаружить и исправить ошибки в аэродинамической балансировке для автономного использования РСУ на каждой управляющей оси. Имитация пилотирования аппарата при входе в атмосферу, проводившаяся на тренажере, показала, что подобный способ позволяет пилоту уменьшить расход топлива РСУ во время входа в атмосферу на 36 фунтов (16,3 кг).
Прибор в нижней центральной части панели - дисплей управления энергией планера, связанный с компьютером системы наведения. Он давал пилоту возможность контролировать ситуацию на активном участке выведения, показывал положение планера относительно отобранного и запасного участка посадки, представлял данные о текущих углах атаки и крена и программу управления ими, необходимую для достижения посадочной площадки, а также позволял определять вертикальную скорость снижения, при которой аппарат оставался в пределах коридора входа в атмосферу. Этот дисплей позволял пилоту полностью использовать все возможности планера для выполнения исследований на гиперзвуковых скоростях. Для выполнения пилотируемых полетов космоплан оснащался системой кондиционирования воздуха, которая поддерживала в кабине оптимальную температуру, несмотря на сильный нагрев конструкции. В системе использовался жидкий кислород, подаваемый из специального криогенного бака. Испаряясь в теплообменнике, кислород поглощал тепло, выделившееся в кабине экипажа и отсеках с бортовым оборудованием.
Хвостовой отсек фюзеляжа служил для размещения оборудования подачи криогенного азота, установки генератора и блока управления ВСУ; здесь же размещались резервуар и насос для водно-гликолевой смеси, топливные баки и вся провязка двух дублированных РСУ. Алюминиевая конструкция этого отсека была защищена водяными стенками. Портативный источник питания для бортовых систем представлял собой кислородно-водородную вспомогательную силовую установку ВСУ, в состав которой входила турбина, приводящая генератор переменного тока мощностью 12 кВА с частотой 400 Гц, и гидравлический насос. Две ВСУ обеспечивали систему управления и бортовое оборудование электрической и гидравлической энергией по дублированным каналам.
В отсеке ВСУ находились криогенный бак для жидкого водорода, два сдублированных криогенных бака для жидкого кислорода, первичный холодильник, оборудование для получения электроэнергии и агрегаты гидравлической системы. Все функциональные модули ВСУ были доступны для непосредственного обслуживания. По бортам и на дне отсека ВСУ размещались трубопроводы, кабели и силовые элементы. Обслуживание криогенных систем осуществлялось через криогенный отрывной разъем в верхней стороне левого отсека. Управляющий приток водно-гликолевой системы находился на правой стороне, а сама гидравлическая система - в верхней части отсека. Алюминиевая конструкция отсека была защищена водяными стенками.
В относительно небольшом объеме отсека ВСУ размещалось большое количество компонентов. Чтобы выполнять их установку и обслуживание, аналогичные по назначению компоненты были собраны в отдельные модули. Каждый предназначен для того, чтобы минимизировать число связей, которые могут быть нарушены при замене модуля. Это позволило значительно уменьшить массу и число внутренних разъемов. Типичным модулем был портативный источник питания: он содержал компоненты семи подсистем и 27 функционально связанных блоков. Для крепления планера к последней ступени РН и размещения твердотопливного двигателя системы аварийного спасения служила хвостовая секция - оболочка сложной формы, подкрепленная внутренним силовым набором. Она состояла из двух частей - верхней (конической) и нижней (цилиндрической), включавшей стержневую ферму для выхода газов, истекавших из сопла при работе РДТТ - и изготавливалась из легких алюминиевых сплавов. Секция оставалась в составе космоплана до момента входа в атмосферу.
Двигатель XM-92 фирмы Thiokol с четырьмя качающимися соплами в штатном космическом полете применялся для сведения планера с орбиты. Во время бросковых испытаний с самолета-носителя он должен был использоваться для доразгона планера до сверхзвуковой скорости. Как ни парадоксально это звучит, но на базе боевого космоплана Dyna-Soar фирма Boeing предполагала создать... пассажирский космический корабль. Этот проект у нас в стране практически не известен, и поэтому крайне интересен...
В штатной конфигурации Dyna-Soar был одноместным, но за пилотской кабиной располагался довольно большой приборный отсек. На начальном этапе летных испытаний и в первый период проведения экспериментов на орбите он служил для размещения различного рода регистрирующей аппаратуры, соединенной с множеством (до 750 штук!) датчиков, размеш;енных в разных точках аппарата. Однако разработчики предполагали, что, как только этап экспериментов и исследований закончится, и начнутся эксплуатационные полеты, вся эта аппаратура будет безболезненно удалена. Таким образом, приборный отсек превращался в грузовой или пассажирский. Он имел достаточные размеры, позволявшие нести самые разнообразные грузы: небольшие автономные или привязные КА, разведывательную аппаратуру, противоспутниковые системы оружия и даже пассажиров. Причем максимальный экипаж, который можно «впихнуть» в весьма компактный корпус Dyna-Soar, должен был состоять из шести человек! Один размещался в кабине пилота, четверо - в пассажирском отсеке, и еще один - в хвостовой части аппарата. При этом все члены экипажа должны были находиться в скафандрах.
Предполагалось, что в пассажирском варианте Dyna-Soar можно будет использовать как «челнок» (shuttle) для смены экипажа и снабжения специальной долговременной орбитальной станции, проект которой также рассматривали инженеры фирмы Boeing. Немногочисленные сохранившиеся изображения подобного космоплана рисуют весьма «неэргономичный» облик пассажирского «Динозавра», внутри которого, как шпроты в банке, сидят астронавты. На одном из чертежей в хвостовом отсеке аппарата имеется стыковочный узел или выходной люк, соединенный с пассажирской кабиной тесным лазом: с современной точки зрения трудно представить, как через него наружу мог выходить человек в скафандре...
Соединение «пассажирского» Dyna-Soar со станцией должно было осуществляться либо через стыковочные агрегаты с внутренним переходом, как это делалось позже на кораблях Apollo и выполняется на современных орбитальных комплексах, либо через механические узлы-захваты наподобие багров (один выдвигался впереди справа от кабины пилота, второй - сверху фюзеляжа ближе к хвостовому переходному отсеку). В последнем случае внутреннего герметичного перехода не было, и астронавты могли перейти на станцию через космос, открыв люк в крыше пассажирского салона. Считалось, что переход на станцию через тесный лаз и стыковочный узел более надежен. Выход же «через крышу» предполагался в аварийных ситуациях либо при спасательных или ремонтных миссиях. Открывающийся верхний люк казался также весьма удобным для быстрого покидания пассажирского отсека после посадки, если в этом появлялась необходимость, а также для выемки или приема на борт небольших грузов в версии «мини-шаттл». Не исключено, что большой люк на крыше корпуса остался как рудимент бомбардировочной версии X-20.
По-видимому, теснота пассажирской кабины не слишком смущала проектантов: предполагалось, что астронавты будут находиться в корабле непродолжительное время - от момента старта до причаливания к орбитальной станции. Длительность перелета в космоплане предполагалось минимизировать, в том числе за счет сокращения периода «фазирования» - синхронизации орбит Dyna-Soar и станции. В настоящее время этот этап занимает от суток до двух, а иногда и более. Такая схема полета позволяет планировщикам миссии использовать более широкие (по времени) стартовые окна, а также дает возможность компенсировать ошибки, возникшие из-за задержек старта. Между тем, на начальном этапе освоения космического пространства типичными считались короткие, не более трех витков, схемы сближения. Они были отработаны американскими и советскими космонавтами еще во времена первых экспериментов по стыковке. Позднее, однако, от такой спешки отказались, поскольку выяснилось, что для адаптации пилота к условиям невесомости требуется все-таки довольно продолжительное время.
Для сведения длительности автономного полета к минимуму Dyna-Soar располагал значительными запасами топлива, да и космическая станция, по замыслу разработчиков, имела возможности для маневрирования. В процессе проработки проекта были изготовлены не только масштабные модели пассажирского отсека, но и его «примерочный» макет в натуральную величину. Как уже говорилось, для увеличения численности экипажа до шести человек предполагалось полностью освободить аппарат от всех «внутренностей». Существует уникальная фотография, хотя и низкого качества, на которой изображены два реальных астронавта в скафандрах (предположительно Генри Гордон и Уилльям Найт), сидящие в макете пассажирского отсека Dyna-Soar. Видно, что астронавтам в отсеке тесно, но, судя по улыбкам, они вполне приспособились к неудобствам. Более того, по имеющейся информации, один из испытателей, облаченный в скафандр, смог имитировать «поход» через узкий лаз к хвостовому стыковочному агрегату, тем самым подтвердив возможность таких действий в космосе.
Впрочем, в одном из вариантов компоновки предусматривалось почти полное освобождение хвостового отсека от оборудования, что делало проход к стыковочному узлу более удобным. Кроме трудностей компоновки, перед создателями «космического такси» стояли и другие проблемы, из которых стоит выделить две:
- сохранение приемлемого теплового режима на борту пассажирского ракетоплана;
- обеспечение безопасности астронавтов в аварийных ситуациях.
Суть первой заключается в том, что военные версии Dyna-Soar рассчитывались на одно- или двухвитковый космический полет, тогда как пассажирский аппарат должен был находиться на орбите минимум несколько суток. В течение этого времени космоплан подвергался бы нагреву от солнечного излучения и от тепловыделения бортовых систем. Каким образом разработчики предполагали решить эту проблему, точно неизвестно. Можно только догадываться, что могло рассматриваться применение замкнутой системы охлаждения с радиаторами довольно большой площади (но где они размещались?), либо открытой системы - изоляции по типу водяных стенок, используемой в проекте одноместного космоплана для охлаждения кабины пилота.
С безопасностью все было сложнее. При полете на обычном капсульном корабле типа «Востока», Mercury, Gemini, Apollo или «Союза» безопасность при нештатных ситуациях обеспечивается несколькими решениями. На начальном этапе выведения (при старте и в первые минуты полета ракеты-носителя) подобные ситуации парируются специальной САС, которая уводит в сторону и безопасно сажает спускаемый аппарат с экипажем на парашюте. На более поздних стадиях полета возможно отделение всего космического корабля от аварийной ракеты при помощи штатных средств разделения. Корабли типа «Восток» и Gemini оснащались еще и катапультными креслами. Последние были установлены и в первых испытательных полетах корабля «Колумбия» системы Space Shuttle. При этом капсула (спускаемый отсек экипажа) корабля может безболезненно переносить баллистический спуск, находясь в различных положениях. Иное дело крылатые корабли: малейший выход за предельные углы атаки грозит срывом в штопор и в неуправляемое падение, а то и разрушением от набегающего потока.
На пассажирской версии Dyna-Soar проблема спасения экипажа усугублялась теснотой обитаемых отсеков: безопасное покидание аварийного корабля при помощи катапультных кресел было маловероятным. Как известно, подобное кресло имеет достаточно солидные габариты и массу и, кроме того, должно выходить из кабины в строго определенном положении. Необходимость же складывания спинок сидений для подхода астронавтов к лазу в хвостовом отсеке заставляет усомниться в том, что кресла экипажа пассажирского космоплана были катапультными. Все же некоторые эксперты полагают, что экипаж мог катапультироваться, ведь известны проекты кресел с изменяемым углом наклона спинки с целью большей переносимости высоких перегрузок пилотов высокоманевренных истребителей. Такие проекты прорабатывались в США в середине 1970-х в рамках программы отработки технологии перспективных истребителей AFTI, а также рассматриваются в России для истребителей пятого поколения. Почему бы аналогичной идее не появиться десятилетием раньше?
И все-таки надо признать, что полной ясности о способе спасения экипажа пассажирского Dyna-Soar до сих пор нет. Вероятно, разработчики полагались на штатную систему аварийного спасения с РДТТ для отделения его от РН Titan ШС. Кроме того, мощные стартовые твердотопливные ускорители ракеты-носителя были оснащены устройствами отсечки тяги, что позволяло в случае аварии выключить «боковушки» и отделить космоплан при сравнительно низких перегрузках. Кроме стартового участка полета, опасность для пассажирского «Динозавра» таилась и при возвращении на Землю, опять-таки из-за самолетной схемы корабля. Дело в том, что крылатые аппараты, скомпонованные по схеме «бесхвостка», к которым относился и Dyna-Soar, во-первых, обладают невысоким аэродинамическим качеством, а во-вторых, приземляются на очень больших (более 15-20°) углах атаки. Оба обстоятельства, усугубленные отсутствием двигателей (нет возможности уйти на второй круг), предъявляли весьма жесткие условия захода космоплана на посадку.
В случае нештатной ситуации приземление вне аэродрома с высокой долей вероятности закончилось бы катастрофой: лыжное шасси - в отличие от колесного - не позволяло садиться на неровную неприспособленную поверхность, а не выпустив шасси (посадка «на брюхо»), космоплан задевал полосу задней кромкой крыла, после чего высоко задранный нос аппарата резко ударялся о землю. Выходом мог стать аварийный парашют, но нет никаких свидетельств его применения в проекте пассажирского корабля. В целом, пассажирский вариант Dyna-Soar стал одним из первых проектов «мини-шаттлов», разрабатывавшихся американскими инженерами в 1960-1970-е годы. Несомненно, опыт работы над ним пригодился в более поздних проектах, но насколько был велик этот вклад, сказать трудно...
Характеристики космоплана Dyna-Soar
Планер
Общая длина - 10,78 м
Общий размах крыла - 6,35 м
Общая площадь несущей поверхности - 32,1 м
Площадь поверхностей элевонов - 4,26 м
Точка расположения центра масс - 5,97 м
Стреловидность крыла по передней кромке - 72''48'
Стреловидность концевых шайб (вертикальных килей) - 55°
Угол подъема носовой части фюзеляжа - 3°
Площадь рулей направления - 1 м
Радиус скругления передней кромки крыла - от 10,12 см до 15,20 см
Радиус скругления носового обтекателя - 19 см
Толщина концевых шайб (вертикальных килей) - 20,29 см
Максимальная толщина крыла - 50,72 см
Средняя толщина крыла - 34,39 см
Диаметр фюзеляжа - 1,74 м
Высота концевых шайб (вертикальных килей) - 2,59 м
Масса пустого планера - 4715 кг
Стартовая масса планера - 5166 кг
Масса полезного груза - 454 кг
Ракета-носитель Titan IIIC
Высота с космопланом - 46,36 м
Стартовая масса - 619 275 кг
Диаметр ускорителей (нулевая ступень) - 3,05 м
Общая тяга ускорителей - 1 070 500 кгс
Диаметр первой ступени - 3,05 м
Тяга первой ступени - 241 315 кгс
Диаметр второй ступени - 3,05 м
Тяга второй ступени - 45 815 кгс
Диаметр ступени Transtage - 3,05 м
Тяга ступени Transtage - 7260 кгс
Тяга двигателя САС (в переходной секции) - 18 370 кгс
