Как обозначается спираль в схеме

Расчет параметров нагревателей из нихрома и фехрали

Производственные процессы (такие, как сушка, обжиг) происходят при высоких температурах, составляющих сотни градусов по Цельсию. Нагреватели для технологического оборудования выбираются термостойкие, способные выдерживать многократные процессы изменения температуры, а также поддерживать на регулярной основе высокие термические показатели. В противном случае агрегаты придётся часто останавливать, чтобы заменить вышедшие из строя элементы новыми, что невыгодно по энергетическим и финансовым показателям.

Сырьё для нагревателей

Изначально устанавливают нагреватели из стойких материалов, к которым относятся сплавы.

Токопроводящими элементами ТЭНов выбирают нихром и фехраль. Это ─ сплавы, состоящие из 2-3 компонентов. В первом случае объединили Ni и Cr, а во втором ─ Fe, Al и Cr. Для каждого типа оборудования учитывается диаметр проволоки, напряжение в сети, вырабатываемая мощность, сопротивление на единицу площади.

Как выбрать нужную проволоку? Различают Фехраль стандартный, Суперфехраль, Еврофехраль. Что лучше взять: дорогостоящий нихром или более хрупкий фехраль? Как правильно подобрать параметры резистивного материала для воздушной и жидкостной сред?

Очень удобно, когда есть специальный математический инструмент, в который вводишь необходимые составляющие – и он выдаёт готовый ответ по подбору материала для проволоки, её длины, диаметра, формы (прямая или спиральная). Такой калькулятор уже разработан и представлен ниже.

Расчет длины спирали

Мощность нагревателя
Вт

Напряжение питания
В

В калькуляторе не учтено возрастание сопротивления при повышении температуры. Фактическая мощность будет ниже расчетной.

Расчет веса и длины

Пересчитать
Вид продукции
Диаметр, мм.
Толщина, мм.

Также существуют несколько видов расчётов, которые рассмотрим более подробно.

Методы вычислений и применяемые формулы

Исходными показателями для последующего расчёта характеристик термоэлементов выбираются:

• объём нагреваемого пространства в агрегате;
• граничная температура, используемая для выполнения термического процесса;
• мощность, продуцируемая нагревателем.

Определение длины проволоки

Расчёт по сопротивлению

1. Находим силу тока:

2. Вычисляем значение сопротивления:

3. Узнаём, какой длины нужна проволока (L):

где ρ – удельное сопротивление материала.

4. Затем нужно просчитать число витков и размер одного витка.

Длина витка ( l ) =3,14∙(Ø _н.+1/2Ø_{поп. с.}),

где Ø _н – это диаметр намотки, а 1/2Ø_{поп. с.} – половинное значение поперечного сечения в проволоке.

5. По таблице проверяем, сможет ли проволока с рассчитанными параметрами выдержать электрическую нагрузку.

При подборе и I, и t˚ выбираются значения приближённые, но округляемые в сторону бόльших значений. При этом получаем минимально допустимые площадь сечения и диаметр нагревателя. При желании допускается использовать проволоку толще, чем получено при расчёте. А вот в меньшую сторону от полученных значений уходить не рекомендуется: возникает потенциальная опасность быстрого перегорания проволоки.

Ещё один полезный нюанс. При размещении резистивного проводника из нихрома в жидкой среде, значение силы тока повышают на 10-50%. Когда нагреватель закрыт, то для толстой проволоки ток снижают на 20%, для тонкой – на половину.

Расчёт температурного значения

Первый способ имеет погрешности, так как значение сопротивления спирали выбирается в холодном состоянии. А при нагреве оно способно менять исходную величину. Там, где используются приборы небольшой мощности, и температура повышается незначительно, можно принимать первый метод, как подходящий. А когда в печах требуется высокая температура, проведенные вышеуказанным методом вычисления нельзя назвать точными. Поэтому стали применять второй метод, более сложный и скрупулёзный.

1. Имея линейные размеры камеры печи, определяем её объём:

V = l x b x h,

Где l, b, h — это соответственно длина, ширина и глубина устройства.

2. Просчитываем мощность термического агрегата. При объёме обжигового устройства до 50 л удельная мощность считается равной 100 Вт/л. Для печей с параметром в 100-500 л аналогичный показатель принимается 50-70 Вт/л.

где P_уд. является удельной мощностью.

2. По полученному числу смотрим, какой должен быть нагреватель. Мощность до 10 кВт допускается для однофазной сети, а когда цифра получается больше, требуется 3-хфазное подключение.

3. Находим силу тока, используя мощность проволоки и напряжение между краями нагревателя:

4. Считаем значение сопротивления:

С однофазной сетью всё понятно, здесь ток протекает по единой схеме и не разделяется на потоки.

Трёхфазная сеть

На производстве всегда задействовано множество потребителей тока, поэтому напряжение в сети достигает 380 В. Все три фазы получают равномерную нагрузку, в связи с чем мощность нагревателей будет равной (полученное значение делится на 3).

Разработано 2 способа организации 3-хфазной сети.

«Звезда»

Характеризуется одной точкой соединения. Нагреватель находится между «нулём» и фазой, поэтому напряжение на его концах получится по 220 В.

«Треугольник»

Место нагревателя – между двумя фазами, поэтому напряжение на концах будет достигать 380 В.

При сравнении двух схем с реальными цифровыми значениями, в «Треугольнике» ток, проходящий через нагреватель, будет меньше, а сопротивление окажется меньше в «Звезде».

5. Таблицы помогут отыскать значение удельной поверхности.

6. Длина проволоки ищется так:

где ρ обозначает номинальную величину сопротивления проволоки длиной 1м.

7. Чтобы найти вес проволочной части нагревателя, действуем так:

где μ представляет собой вес однометровой проволоки.

8. Зная, какого размера нам нужна проволока, вычитываем площадь поверхности с учётом её длины:

S = L x 3,14 x d,

где d обозначает диаметр материала

9. Оперируя значениями мощности и площади поверхности, просчитываем её удельное значение:

где за β принимается поверхностная мощность нагревателя.

Каждый материал имеет свою конкретную β, которая подаётся в графической или табличной системе. На неё влияет допустимая рабочая температура, которая не может быть больше заданной.

Для агрегатов с высокой степенью нагрева выбирается поверхностная мощность, рассчитанная по следующей формуле:

β_{допус. =} β_эф.х α,

где α – параметр эффективности излучения;

β_эф. – мощность нагревателей на их поверхности, которая зависит от температуры получающей энергию среды.

α и β берутся из таблиц.

Сушильное оборудование с термонагревом до +300˚С имеет постоянное числовое значение поверхностной мощности: (4-6) ч 10 4 Вт/м 2 .

10. Находим диаметр токоподающей части нагревателя:

где ρ_t – величина удельного сопротивления при той температуре, которая задана для правильного ведения технологического процесса.

где ρ₂₀ – это значение сопротивления, приходящегося на единицу длины, при +20˚С;

k – поправочный коэффициент, показывающий зависимости сопротивления от термического показателя.

11. Длина проволоки вычисляется по данной формуле:

Как предупредить перегрев? Надо растянуть спиралеподобную проволоку таким образом, чтобы шаг между витками на 150-200% превосходил диаметр резистивного материала.

Четыре аспекта при подборе нагревателей

Выбирая нагреватели, ориентируйтесь на их эксплуатационные характеристики.

• Чтобы нагрев был действительно высоким, следует выбирать материалы с большим удельным сопротивлением. В противном случае понадобится увеличить длину нагревателя и сделать меньше значение поперечного сечения проволоки. Когда нагреватель используется для печей, сушильных шкафов, то не всегда разумно менять его линейные параметры (он может попросту не поместиться в располагаемой зоне).
• Стойкость к термическим разрушениям, формирования окалины на поверхности, сохранение прочности при температурных изменениях, стабильность физических свойств с течением времени являются важными показателями при выборе формирующих температуру элементов.
• Учитывается значение термического коэффициента сопротивления. Когда оно большое, приходится монтировать понижающие напряжение трансформаторы, которые способствуют постепенному разогреванию оборудования.
• Чтобы проволока, лента, спираль получились нужно конфигурации и размера, исходные материалы выбираются с оптимальной пластичностью и способностью к свариванию.

Нихром & фехраль: чем обусловлен выбор

Какие проволоки более востребованы: на основе никеля или железа? У Fe значение сопротивления на единицу площади больше, чем у Ni, поэтому использование материала для изготовления нагревателя будет более экономным. Ещё один приятный момент в сравнении удельного веса – железо выигрывает в этом соревновании в среднем на 5%. Поэтому финансовая экономия налицо.

Везде, где будет «плюс», надо учитывать и «минус». Железистые продукты быстрее ломаются в отличие от никелевых. Навивка проволоки в спираль в фехралях происходит только в разогретом состоянии (до +300˚С), а уже при +600˚С начинается рекристаллизация то негативно влияет на длительность применения нагревателей. Воздушное окисление у Fe-содержащих материалов происходит сильнее и быстрее, чем у никелевых аналогов.

Поэтому, когда термические процессы ограничены +1200˚С (реже +1400˚С), можно выбирать железистую проволоку, особенно когда её эксплуатация предусмотрена в среде, содержащей серы или глинозёмную керамику. Однако обновлять фехралевые нагреватели понадобится чаще.

Никелесодержащая проволока не зря стόит дороже. Она более приемлема для разных термических условий эксплуатации, меньше загрязняется продуктами горения на поверхности. Каждый выбирает для себя сам, что ему лучше: сниженная цена на покупку нагревателя или более длительный период его работы.

Применение, форма на продажу, цена

• Нихром востребован в печах по сушке и обжигу, в электроплитах, в испарителях продукции для вейперов, системах подогрева воздуха и воды, в электрических кухонных плитах. Из него изготавливают соединители, реостаты и другую продукцию, эксплуатируемую в условиях повышенной сложности.
• Выпускают фехралевую и нихромовую проволоку в виде бухтовой проволоки и холоднотянутой нити. Диаметр 0,01-1см. Номенклатурный ряд пополняется прутка из горячекатаного материала, лента холодной прокатки и с плющением, круглыми полуфабрикатами.
• При комнатной температуре пластичность фехраля на 5-10% ниже, чем у нихрома. Также лидирует нихром и при временном сопротивлении усилию на разрыв.
• Фехраль твёрже, поэтому ему сложнее придать нужную форму (нужен нагрев при навивке в спираль).
• Повышение температуры выше +1200˚С негативно влияет настабильность состояния железистой проволоки. Нихром не меняет своего кристаллического состояния при термическом значении до +1200˚С, а связи с чем дольше пригоден в производственных процессах.
• Ценовой формат следующий: никель в 10 раз дороже железа, а разница в покупке сплавов составляет более 300%. Однако, приобретая нагреватели, надо принимать во внимание не только финансовый показатель, но и условия применения, долговечность использования. В ряде случаев быстрый износ, остановка печей выливаются в значительные издержки, поэтому правильнее будет остановиться не на фехралевой, а нихромовой термической продукции.
• Также можно изучить свойства других сплавов, в которые добавлен алюминий. Он повышает стойкость к окалине и обеспечивает повышенную устойчивость в процессе поддержания условий обжига (сушки, спекания) и при смене температурных фаз.

Что делать для точного подбора и профессионального изготовления

Теперь вы имеете точное представление о том, что собой представляют фехралевые и нихромовые токопроводящие нагреватели. Их количество можно долго и скрупулёзно рассчитывать по формулам. А более быстро получится выполнить подбор, если использовать размещённый на сайте калькулятор. А если углубиться в расчёты, учитывать сопутствующие факторы эксплуатации, то и калькулятора, и приведенных формул окажется мало.

В этом случае мы приглашаем напрямую обращаться к нашим специалистам, которые, имея многолетний опыт, наиболее точно поработают с параметрами проектируемых нагревателей. После получения всех расчётных составляющих мы в индивидуальном порядке изготовим нагреватели, которые проявят свои эксплуатационные качества в полной мере.

Как обозначается спираль в схеме

Тогда я на следующий день ворвался в кабинет Макса, чтобы выложить все, что узнал, там был Брэгг. Фрэнсис еще не пришел, потому что была суббота, и он нежился в постели, просматривая последний номер «Нэйчур», полученный с утренней почтой. Я быстро принялся излагать подробности В-формы и набросал схему, показывавшую, что ДНК-спираль, строение которой, повторяется через каждые 3,4 А вдоль ее оси. Брэгг скоро прервал меня каким-то вопросом, и я понял, что убедил его. Поэтому я, не теряя времени, заговорил о Лайнусе — я объяснил, что, по моему мнению, он слишком опасен и мы тут сделаем большую глупость, если будем сидеть и ждать, пока он снова не возьмется за ДНК Потом я сказал, что думаю заказать лабораторному механику модели пуриновых и пиримидиновых оснований, и замолчал, чтобы дать возможность Брэггу собраться с мыслями.

К моему облегчению, сэр Лоуренс не только не стал возражать, но и прямо одобрил мое намерение продолжить работу с моделями. Ему была явно не по душе междоусобица в Кингз-колледже, тем более что из-за нее не кто-нибудь, а именно Лайнус Полинг грозил вот-вот открыть структуру еще одной важной молекулы. Сыграла свою роль и моя работа с вирусом табачной мозаики — у Брэгга создалось впечатление, будто я действую самостоятельно. Поэтому в этот вечер он мог лечь спать спокойно, не страдая из-за того, что развязал Крику руки для очередного пароксизма. А я бросился вниз по лестнице в мастерскую предупредить, что скоро принесу чертежи для моделей, которые потребуются не позже, чем через неделю. Вскоре после того, как я вернулся в наш кабинет, пришел Крик и сообщил, что вчерашний обед был на редкость удачен. Одил просто очарована молодым французом, которого привезла с собой моя сестра. Месяц назад Элизабет осталась погостить в Кембридже на неопределенный срок перед тем, как вернуться в Штаты. К счастью, мне удалось устроить ее в пансион Камиллы Прайор и получить разрешение по вечерам ужинать там с Камиллой и ее иностранками. Так я убил сразу двух зайцев: Элизабет была избавлена от обычного английского жилья, а я мог рассчитывать, что моим желудочным болям придет конец.

У Камиллы тогда жил Бертран Фуркад — самый красивый мужчина, если не самый красивый человек в Кембридже. Бертран, приехавший на несколько месяцев попрактиковаться в английском языке, сознавал свою редкую красоту, а потому был рад обществу девушки, чье платье не представляло слишком уж разительного контраста с его элегантным костюмом. Одил страшно обрадовалась, когда я сказал, что мы знакомы с прекрасным иностранцем. Она, как и многие другие, не могла отвести глаз от Бертрана, когда он шел по Кингз-парейд или красовался в фойе любительского театрального клуба во время антрактов. Поэтому Элизабет было поручено узнать, не сможет ли Бертран поужинать у Криков на Портюгэл-плейс. Однако они договорились на тот именно день, когда я был в Лондоне. И пока я наблюдал, как Морис аккуратно очищает свою тарелку, Одил любовалась безупречно правильными чертами Бертрана, который жаловался на то, как трудно ему придется будущим летом на Ривьере, где его опять завалят приглашениями.

В то утро Фрэнсис заметил, что я не проявляю своего обычного интереса к богатым французским аристократам. Он даже забеспокоился, не затеял ли я нудный розыгрыш. Когда у человека с похмелья побаливает голова, нетактично встречать его сообщением о том, будто теперь даже бывший птицелов способен разрешить проблему ДНК. Однако как только я рассказал об особенностях В-формы, он понял, что я говорю серьезно. Особенно важным было то, что меридиональный рефлекс, соответствующий 3,4 А, гораздо интенсивнее остальных. Это могло означать только то, что пуриновые и пиримидиновые основания толщиной 3, 4 А уложены своими плоскостями друг на друга перпендикулярно оси спирали. Вдобавок все данные электронной микроскопии и рентгенографии говорили за то, что диаметр спирали равен примерно 20 А.

Однако Фрэнсис; не согласился с тем, что постоянно обнаруживаемая в биологических системах парность требует, чтобы мы построили двухцепочечную модель. Он считал, что нужно отбросить соображения, не вытекающие из химии нуклеиновых кислот. Поскольку известные нам экспериментальные данные не давали возможности выбрать между двухцепочечной и трехцепочечной моделями, по его мнению, мы должны были заняться и той и другой. Мне это представилось совершенно лишним, но спорить не имело смысла. А начать я, конечно, решил с двухцепочечных моделей.

Однако в ближайшие несколько дней ни одной серьезной модели мы не построили. Нам не только не хватало моделей пуриновых и пиримидиновых оснований, но мастерская так и не изготовила для нас ни одной модели атома фосфора. Для того чтобы сделать даже самые простые атомы фосфора, нашему механику требовалось не менее трех дней, а потому после обеда я пошел к себе в Клэр-колледж привести в порядок статью по генетике. Позже, отправившись на велосипеде к Камилле, я застал Бертрана и свою сестру в обществе Питера Полинга, который за неделю до этого очаровал Камиллу и получил разрешение столоваться у нее. Питер горько жаловался, что Перутцы не имеют никакого права держать Нину дома в субботние вечера, но Бертран и Элизабет были в отличном настроении. Один знакомый свозил их на «Роллс-ройсе» в знаменитое поместье недалеко от Бедфорда. Его хозяин, архитектор и любитель старины, не поддался современной цивилизации и не осквернил свой дом ни газом, ни электричеством. Он насколько было в его силах, вел жизнь помещика XVIII века и даже выдавал своим гостям специальные трости, когда приглашал их прогуляться по парку.

После обеда Бертран увлек Элизабет еще куда-то в гости, а мы с Питером остались, не зная, чем бы нам заняться. Питер решил было повозиться со своим проигрывателем, но потом пошел со мной в кино. Так мы скоротали время почти до полуночи, а потом Питер принялся поносить лорда Ротшильда за пренебрежение отцовскими обязанностями — он не пригласил Питера обедать со своей дочерью Сарой. Я не мог не согласиться с ним: если бы Питер начал вращаться в фешенебельном обществе, мне мог бы представиться случай избежать женитьбы на девушке из университетского круга.

Через три дня модели атомов фосфора были готовы, и я быстро составил несколько коротких отрезков сахаро-фосфатного остова. Потом я полтора дня пытался собрать приемлемую двухцепочечную модель с этим остовом в центре спирали. Однако все возможные модели, совместимые с рентгенографическими данными о В-форме, выглядели со стереохимической точки зрения еще менее удовлетворительно, чем наши позапрошлогодние трехцепочечные. По этому, увидев, что Фрэнсис поглощен своей диссертацией, я отправился играть в теннис с Бертраном.

После чая я вернулся в лабораторию сказать, что. к счастью, играть в теннис мне интереснее, чем строить модели. Фрэнсис, совершенно равнодушный к чудесному весеннему дню, тут же отложил карандаш и заявил, что, во-первых, ДНК — вещь очень важная, и, во-вторых, я в один прекрасный день обнаружу всю бессмысленность подобного времяпрепровождения.

За ужином у Криков я опять задумался над тем, в чем же мы все-таки ошибаемся. Хотя я продолжал настаивать, что остов модели должен быть в центре, я тем не менее понимал, что ни один мой довод не выдерживает критики. Наконец, за кофе я признал, что мое нежелание поместить основания внутрь молекулы объясняется отчасти тем, что в этом случае число возможных моделей бесконечно увеличилось бы. И нам пришлось бы решать непосильную задачу, какая же из них верна. Но главным камнем преткновения были сами основания. Пока они оставались снаружи, о них можно было не думать. Но стоило поместить их внутрь, и мы оказывались перед пугающей проблемой — как уложить рядом две или несколько цепей с нерегулярной последовательностью оснований. Тут уж Фрэнсису пришлось признаться, что он не видит даже намека на решение. Поэтому когда я вышел из их квартиры на улицу, у Фрэнсиса осталось твердое убеждение, что я не стану заниматься моделями с центральным расположением оснований, до тех пор пока он не подыщет хоть какого-нибудь правдоподобного довода в их пользу.

Однако на следующее утро, разобрав особенно гнусную молекулу с остовом в центре, я решил, что меня не убудет, если я несколько дней потрачу на попытку расположить остов снаружи. Это означало, что основаниями можно пока не заниматься, что, впрочем, было неизбежно, так как мастерской требовалась неделя, чтобы изготовить для нас жестяные пластинки, вырезанные в форме пуриновых и пиримидиновых оснований.

Изогнуть внешний остов таким образом, чтобы он соответствовал рентгенографическим данным, было просто. И Фрэнсис и я считали, что наиболее удовлетворительный угол поворота между двумя соседними основаниями составляет от 30 до 40 o : Угол вдвое больше или вдвое меньше несовместим с соответствующим углом между валентными связями. Поэтому если остов находится снаружи, кристаллографический период в 34 А должен был означать расстояние вдоль оси спирали, необходимое для полного оборота. Тут Фрэнсис начал проявлять признаки интереса и все чаше отрывался от своих вычислений, чтобы поглядеть на модель. Тем не менее и он и я без всяких колебаний прервали работу на субботу и воскресенье. В субботу в Тринити был вечер, а в воскресенье Крики ждали Мориса, который еще задолго до получения рукописи Полинга обещал приехать к ним в гости.

Хотя это был светский визит, Морису не дали забыть про ДНК. Не успел он войти в дом, как Фрэнсис начал расспрашивать его про В-форму. Но к концу обеда он знал ровно столько, сколько знал я еще неделю назад. Даже уверения Питера, что его отец вскоре возьмется за дело, не повлияли на Мориса.

Он снова подчеркнул, что намерен отложить работу с моделями до ухода Рози, то есть на полтора месяца. Фрэнсис воспользовался случаем и спросил, не будет ли Морис возражать, если мы займемся моделями ДНК. Когда Морис не спеша ответил, что возражать не будет, мое сердце опять забилось нормально. Но если бы он ответил, что будет возражать, мы бы все равно не отступились.

25

Фрэнсис все больше тревожился из-за того, что я перестал работать над молекулярными моделями. Сам он появлялся в лаборатории не раньше десяти, и я обычно уже сидел там, но это дела не меняло. Чуть ли не каждый день после обеденного перерыва он то и дело раздраженно косился на заброшенный полинуклеотидный остов, зная, что я тем временем играю где-нибудь в теннис. Да и после чая я показывался в лаборатории лишь на несколько минут и, немного поработав, убегал к Камилле выпить хересу с ее девушками. Брюзжание Фрэнсиса меня не беспокоило — усовершенствовать дальше наш последний остов не имело смысла, пока не будет решена проблема оснований.

По вечерам я ходил в кино, смутно надеясь, что вот-вот меня осенит нужная идея. Порой всеядная погоня за киногрезами кончалась плачевно — особенно, подвел меня «Экстаз». Мы с Питером по молодости лет не успели в свое время посмотреть, как Хэди Ламарр резвится на экране в голом виде, а потому, когда настал долгожданный вечер, мы, захватив Элизабет, отправились в кинотеатр «Рекс». Однако единственные кадры, которые не изуродовал английский цензор, ограничивались перевернутым отражением в воде. Не досмотрев и половины фильма, мы дружно присоединились к яростному хору возмущенных студентов, заглушая дублированные слова неистовой страсти.

Но даже во время демонстрации хорошего фильма я все равно не мог забыть об основаниях. Где-то в глубине моего сознания постоянно пряталась мысль, что мы наконец построили стереохимически правдоподобную конфигурацию сахаро-фосфатного остова. К тому же теперь можно было не опасаться, что эта конфигурация окажется несовместимой с экспериментальными данными. К этому времени она уже была сверена с точными измерениями Рози. Рози, конечно, не давала нам этих данных. Собственно говоря, в Кингз-колледже никто не подозревал, что они у нас есть. Мы заполучили их благодаря тому обстоятельству, что Макс был включен в комиссию, которую Совет медицинских исследований назначил для проверки научной деятельности лаборатории Рэндолла. Рэндолл хотел убедить комиссию в плодотворности работы своей группы, а потому велел сотрудникам составить подробный отчет об их достижениях. В надлежащее время у. отчет был размножен и разослан обычным порядком всем членам комиссии. Как только Макс увидел разделы, написанные Рози и Морисом, он принес этот отчет нам с Фрэнсисом. Наскоро просмотрев его, Фрэнсис с облегчением понял, что после посещения Кингз-колледжа я правильно сообщил ему основные параметры В-формы. Поэтому в нашу конфигурацию остова понадобилось внести лишь небольшие исправления.

Обычно только поздно вечером, вернувшись домой, я пытался разгадать тайну оснований. Их формулы приведены в небольшой книге Дж. Н. Дэвидсон, «Биохимия нуклеиновых кислот», и у меня в Клэр был ее экземпляр. Поэтому я не сомневался, что правильно рисую крохотное изображение оснований. Мне хотелось расположить основания в центре молекулы таким образом, чтобы внешние цепи оказались совершенно регулярными, то есть чтобы сахаро-фосфатные группы каждого нуклеотида имели одинаковую пространственную конфигурацию. Но всякий раз, пытаясь решить эту задачу, я наталкивался на препятствие, заключавшееся в том, что у всех четырех оснований совершенно разная форма. Кроме того, у нас были причины считать, что последовательность оснований в любой полинуклеотидной цепи весьма нерегулярна.

И если просто наугад скручивать две такие цепи, получалась чепуха. Основания покрупнее кое-где должны были соприкасаться, а там, где друг против друга располагались основания поменьше, между ними приходилось оставлять промежуток, ибо соответствующие участки остова недопустимо прогибались. Чтобы этого избежать, нужно было придумать какой-нибудь хитрый прием.

Приходилось ломать голову и над тем, каким образом переплетенные цепи удерживаются вместе благодаря водородным связям между основаниями. Хотя более года назад мы с Фрэнсисом решили, что между основаниями не могут образовываться регулярные водородные связи, теперь стало ясно, что мы были неправы. Наблюдения, показывавшие, что один или несколько атомов водорода в каждом из оснований могут занимать разное положение (таутомерные превращения), заставили нас было прийти к выводу, что все возможные таутомерные формы данного основания встречаются одинаково часто.

Но недавно, перечитывая статьи Дж. М. Гэлланда и Д. О. Джордана о кислотном и щелочном титровании ДНК, я в конце концов убедился в справедливости их заключения, что большинство оснований (если не все) образует водородные связи с другими основаниями. И что еще важнее — эти водородные связи возникают и при очень низких концентрациях ДНК, а значит, они связывают между собой основания, принадлежащие одной и той же молекуле. Кроме того, рентгеновские данные свидетельствовали о том, что все исследованные в чистом виде основания образуют столько нерегулярных водородных связей, сколько допускают законы стереохимии. Таким образом, все дело заключалось в существовании некоего правила, которое управляет образованием водородных связей между основаниями.

На первых порах моя возня с основаниями на бумаге не приносила никаких результатов независимо от того, ходил ли я в тот вечер в кино или нет. Я очень старался очиститься от воспоминаний об «Экстазе», но даже это не помогло обнаружить приемлемые водородные связи, и я заснул, надеясь, что на завтрашней студенческой вечеринке в Даунинге будет много хорошеньких девушек. Но меня ожидало горькое разочарование: там не было никого, кроме пышущих здоровьем спортсменок да двух-трех худосочных светских девиц. Бертран тоже мгновенно понял, что это не для него, и те несколько минут, которые мы из вежливости пробыли там, прежде чем улизнуть, я рассказывал ему, как я пытаюсь обойти отца Питера в состязании за Нобелевскую премию.

Однако нетривиальная идея осенила меня только в середине следующей недели. Она пришла мне в голову, когда я рисовал конденсированные циклы аденина. Я вдруг заметил, какие многообещающие возможности таятся в такой структуре ДНК, где остаток аденина образовывал бы водородные связи, подобные обнаруженным в кристаллах свободного аденина. При этом каждый адениновый остаток соединялся бы двумя водородными связями с таким же остатком, повернутым по отношению к нему на 180 o . А главное — подобные симметричные связи могли соединять между собой также и пары гуанинов, цитозинов и тиминов. Я подумал: а что если каждая молекула ДНК состоит из двух цепей с одинаковой последовательностью оснований, а скрепляют эти цепи водородные связи между парами одинаковых оснований? Правда, дело осложнялось тем, что такая структура не может иметь регулярного остова, поскольку пуриновые основания (аденин и гуанин) и пиримидиновые основания (тимин и цитозин) разной формы. На получавшемся остове

Несмотря на то что остов получался такой неаккуратный, у меня забилось сердце. Если ДНК такова, то мое сообщение об этом открытии произведет впечатление разорвавшейся бомбы.

Применение и расчёт электрической спирали из нихрома​

Нихромовая спираль — это нагревательный элемент в виде проволоки, свернутой винтом для компактного размещения. Проволока изготавливается из нихрома — прецизионного сплава, главными компонентами которого являются никель и хром. «Классический» состав этого сплава — 80% никеля, 20% хрома. Композицией наименований этих металлов было образовано название, которым обозначается группа хромоникелевых сплавов — «нихром».

Самые известные марки нихрома — Х20Н80 и Х15Н60. Первый из них близок к «классике». Он содержит 72-73 % никеля и 20-23 % хрома. Второй разработан с целью снижения стоимости и повышения обрабатываемости проволоки. Содержание никеля и хрома в нем уменьшено – до 61 % и до 18 % соответственно. Но увеличено количество железа – 17-29 % против 1,5 у Х20Н80.

На базе этих сплавов были получены их модификации с более высокой живучестью и стойкостью к окислению при высокой температуре. Это марки Х20Н80-Н (-Н-ВИ) и Х15Н60 (-Н-ВИ). Они применяются для нагревательных элементов, контактирующих с воздухом. Рекомендуемая максимальная температура эксплуатации – от 1100 до 1220 °С

Применение нихромовой проволоки

Главное качество нихрома – это высокое сопротивление электрическому току. Оно определяет области применения сплава. Нихромовая спираль применяется в двух качествах — как нагревательный элемент или как материал для электросопротивлений электрических схем.

Для нагревателей используется электрическая спираль из сплавов Х20Н80-Н и Х15Н60-Н. Примеры применений:

• бытовые терморефлекторы и тепловентиляторы;
• ТЭНы для бытовых нагревательных приборов и электрического отопления;
• нагреватели для промышленных печей и термооборудования.

Сплавы Х15Н60-Н-ВИ и Х20Н80-Н-ВИ, получаемые в вакуумных индукционных печах, используют в промышленном оборудовании повышенной надежности.

Спираль из нихрома марок Х15Н60, Х20Н80, Х20Н80-ВИ отличается тем, что его электросопротивление мало меняется при изменении температуры. Из нее изготавливают резисторы, соединители электронных схем, ответственные детали вакуумных приборов.

Как навить спираль из нихрома

Резистивная или нагревательная спираль может быть изготовлена в домашних условиях. Для этого нужна проволока из нихрома подходящей марки и правильный расчет требуемой длины.

Расчёт спирали из нихрома опирается на удельное сопротивление проволоки и требуемую мощность или сопротивление, в зависимости от назначения спирали. При расчете мощности нужно учитывать максимально допустимый ток, при котором спираль нагревается до определенной температуры.

Учет температуры

Например, проволока диаметром 0,3 мм при токе 2,7 А нагреется до 700 °С, а ток в 3,4 А нагреет ее до 900 0 С. Для расчета температуры и тока существуют справочные таблицы. Но еще нужно учитывать условия эксплуатации нагревателя. При погружении в воду теплоотдача повышается, тогда максимальный ток можно повысить на величину до 50 % от расчетного. Закрытый трубчатый нагреватель, наоборот, ухудшает отвод тепла. В этом случае и допустимый ток необходимо уменьшить на 10—50 %.

На интенсивность теплоотвода, а значит и на температуру нагревателя, влияет шаг навивки спирали. Плотно расположенные витки дают более сильный нагрев, больший шаг усиливает охлаждение. Следует учитывать, что все табличные расчеты приводятся для нагревателя, расположенного горизонтально. При изменении угла к горизонту условия теплоотвода ухудшаются.

Расчет сопротивления нихромовой спирали и ее длины

Определившись с мощностью, приступаем к расчету требуемого сопротивления. Если определяющим параметром является мощность, то вначале находим требуемую силу тока по формуле I=P/U. Имея силу тока, определяем требуемое сопротивление. Для этого используем закон Ома: R=U/I.

Обозначения здесь общепринятые:

• P – выделяемая мощность;
• U – напряжение на концах спирали;
• R – сопротивление спирали;
• I – сила тока.

Расчет сопротивления нихромовой проволоки готов. Теперь определим нужную нам длину. Она зависит от удельного сопротивления и диаметра проволоки. Можно сделать расчет, исходя из удельного сопротивления нихрома: L=(Rπd 2 )/4ρ. Здесь:

• L – искомая длина;
• R – сопротивление проволоки;
• d – диаметр проволоки;
• ρ – удельное сопротивление нихрома;
• π – константа 3,14.

Но проще взять готовое линейное сопротивление из таблиц ГОСТ 12766.1-90. Там же можно взять и температурные поправки, если нужно учитывать изменение сопротивления при нагреве. В этом случае расчет будет выглядеть так: L=R/ρ_ld, где ρ_ld – это сопротивление одного метра проволоки, имеющей диаметр d.

Навивка спирали

Теперь сделаем геометрический расчет нихромовой спирали. У нас выбран диаметр проволоки d, определена требуемая длина L и есть стержень диаметром D для навивки. Сколько нужно сделать витков? Длина одного витка составляет: π(D+d/2). Количество витков – N=L/(π(D+d/2)).

На практике редко кто занимается самостоятельной навивкой проволоки для резистора или нагревателя. Проще купить нихромовую спираль с требуемыми параметрами и при необходимости отделить от нее нужное количество витков.

�� Подписывайтесь на Elec.ru. Мы есть в Телеграм, ВКонтакте и Одноклассниках

Пожаловаться

Все новости и публикации пользователя Борисова Наталья в персональной ленте вашего личного кабинета на Elec.ru

Подписаться
Читайте также
3 марта 2020 г. 12:59
Способы ремонта нихромовой спирали: сварка, спайка. Расчёт сопротивления
11 октября 2018 г. 14:36
Металл металлу рознь: преимущества медных теплообменников
9 июня 2014 г. 15:09
Металлорукав и арматура для металлического рукава. Сферы применения.
1 ноября 2017 г. 9:10
Сфера применения проволочных лотков из коррозионностойкой стали (нержавеющая сталь)
6 мая 2020 г. 14:31
«Чистый металл», или Электролитическое рафинирование меди
27 февраля 2009 г. 11:08
Металлорукав и арматура для металлического рукава
Новости по теме
Калькулятор подбора аксессуаров для металлорукава Промрукав
19 января 2024 г. 14:01
Новинка — наконечники НШП TEXENERGO
23 мая 2023 г. 17:27
Наконечники кольцевые изолированные с нейлоновой манжетой НКИ-Н – новинка в ассортименте бренда HLT
7 сентября 2021 г. 11:14
Встречайте весну с новыми наконечниками бренда HLT
16 апреля 2021 г. 16:00
Новинка от бренда HLT Electric: наконечник кольцевой изолированный в термоусаживаемой манжете НКИ-Т
13 октября 2020 г. 12:31
На «Спецкабеле» запущено новое производственное оборудование
4 марта 2020 г. 9:14
Объявления по теме

УСЛУГИ: Спираль нихромовая для тепловых пушек из проволоки Х20Н80

Электрические нихромовые спирали из марок нихрома Х20Н80, Х15Н60. Нихромовая проволока высокого качества (нихром не китайский). Нихромовые спирали изготавливаем согласно ТУ заказчика. Компания ПАРТАЛ Предлагает свои услуги по навивке нихромовых спиралей с доставкой по России. Выбираем электрические тепловые пушки Для получения достойного отопления в частном доме, гараже, пристройке или на строительной площадке, лучшим решением окажется использование электрической тепловой пушки, изготавливаемой в однофазном или трехфазном виде. Для быта лучше использовать первые версии, мощность которых редко превышает 3 кВт. Этого считается более чем достаточно, поскольку данное оборудование при мощности в 1 кВт способно прогреть не менее 12 м² окружающего пространства. Если система ЦОС в квартире работает с недостаточной интенсивностью, то 1 кВт вполне хватит на прогрев не менее 36 м²! Данные версии пушек могут иметь различные обогревательные элементы. Чаще всего в бюджетных моделях используются обогревательные элементы в виде нихромовой проволоки Марок Х20Н80, Х15Н60, способной нагреваться до рабочей температуры 1100 °C. Но проволока раскаляется, испаряется и довольно быстро выходит из строя. Лучшими можно считать пушки с предустановленными ТЭНами, имеющими меньшую рабочую температуру нагрева (не более 200 °C), но ценными в плане долговечности. В летнее время, как это ни странно звучит, данные пушки также окажутся востребованными в качестве простых и надежных вентиляторов — нужно только отключить обогревательный элемент! Для производственных или строительных площадок лучше использовать пушки трехфазного исполнения. В советские времена для этих целей использовались мощные калориферы, имеющие свойство потреблять много энергии, поскольку они изготавливались в одноступенчатой конфигурации. В наше время электричество стоит дороже и лучше приобретать похожие версии пушек, но изготовленные в двухступенчатом виде. Как только температура в помещении повысится.

Борисова Наталья · МЕТПАРТСПЛАВ · Вчера · Россия · Самарская обл

ПРОДАМ: Спираль нихромовая. Как рассчитать нихромовую спираль. Спираль нихромовая расчет длины Нихромовой проволоки

Нагревательные спирали из нихрома марка Х20Н80 или Х15Н60. Нихром только российского производства, высокого качества. Нихромовые спирали производятся по техническим требованиям заказчика. Качественно в короткие сроки. Предлагаем заказывать нихромовые спирали в компании ПАРТАЛ. Доставка в любую точу РФ. Нихромовая спираль Каждый знает, что такое нихромовая спираль. Это нагревательный элемент в виде проволоки, свернутой винтом для компактного размещения. Эта проволока изготавливается из нихрома — прецизионного сплава, главными компонентами которого являются никель и хром. «Классический» состав этого сплава — 80% никеля, 20% хрома. Композицией наименований этих металлов было образовано название, которым обозначается группа хромоникелевых сплавов — «нихром». Самые известные марки нихрома — Х20Н80 и Х15Н60. Первый из них близок к «классике». Он содержит 72—73% никеля и 20—23% хрома. Второй разработан с целью снижения стоимости и повышения обрабатываемости проволоки. Содержание никеля и хрома в нем уменьшено — до 61% и до 18% соответственно. Но увеличено количество железа — 17—29% против 1,5 у Х20Н80. На базе этих сплавов были получены их модификации с более высокой живучестью и стойкостью к окислению при высокой температуре. Это марки Х20Н80-Н (-Н-ВИ) и Х15Н60 (-Н-ВИ). Они применяются для нагревательных элементов, контактирующих с воздухом. Рекомендуемая максимальная температура эксплуатации — от 1100 до 1220 °С Применение нихромовой проволоки Главное качество нихрома — это высокое сопротивление электрическому току. Оно определяет области применения сплава. Нихромовая спираль применяется в двух качествах — как нагревательный элемент или как материал для электросопротивлений электрических схем. Для нагревателей используется электрическая спираль из сплавов Х20Н80-Н и Х15Н60-Н. Примеры применений: • бытовые терморефлекторы и тепловентиляторы; • ТЭНы для бытовых нагревательных приборов и электрического отопления; • нагреватели для промышленных печей.

Куршин Андрей · ПАРТАЛ · 11 марта · Россия · Самарская обл

ПРОДАМ: Нихромовая проволока, нить, лента х20н80, х15н60

Проволока, лента, нить прецизионных сплавов с высоким электрическим сопротивлением, нихром — Х20Н80, Х20Н80-ВИ, Х20Н80-Н, Х15Н60, Х16Н60-Н, Н80ХЮД, фехраль Х23Ю5Т, применяется в качестве нагревательных и резисторных элементов, а также в качестве жаропрочного сплава и химически стойкого сплава в определенных агрессивных средах. Предлагаем купить нихром от 1кг в фирме ООО «ПАРТАЛ». Доставка в любую точу РФ.

Борисова Наталья · МЕТПАРТСПЛАВ · Вчера · Россия · Самарская обл

ПРОДАМ: Медно-никелевые сплавы Монель Константан. Термоэлектродные сплавы: Алюмель, Хромель, Копель.

Проволока из сплавов хромель, алюмель, копель и константан для термоэлектродов, термоэлектрических преобразователей. ГОСТ 1790-77. Проволока из никелевого и медно-никелевых сплавов применяют для изготовления удлиняющих проводов к термоэлектрическим преобразователям. ГОСТ 1791-67. Предлагаем купить от 1кг в фирме ООО «ПАРТАЛ». Доставка в любую точу РФ.

Куршин Андрей · ПАРТАЛ · 11 марта · Россия · Самарская обл

ПРОДАМ: «Quadro» – клеммные колодки

Электроустановочные изделия, предназначенные для соединения проводов. Изделие представляет собой диэлектрический корпус, в котором закреплено несколько металлических контактов с узлами крепления к ним проводов. Контактная часть клеммных колодок изготовлена из латуни и покрыта слоем никеля. Это позволяет получить надежный контакт с высокими токопроводящими свойствами, остающимися неизменными в течение всего срока эксплуатации.

Бирева Татьяна · ДКС · 11 марта · Россия · Тверская обл

• ВКонтакте
• Однокласники
• Facebook
• Twitter
• Telegram
• Pinterest

Воздушно-орбитальная система «Спираль»

В соответствии с пятилетним Тематическим планом ВВС по орбитальным и гиперзвуковым самолетам практические работы по крылатой космонавтике в нашей стране в 1965 г. были поручены ОКБ-155 А.И.Микояна, где их возглавил 55-летний главный конструктор ОКБ Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский. Спустя годы Г.Е.Лозино-Лозинский вспоминал: «. в 65-м году, не помню уж в каком месяце, меня пригласил к себе Артем Иванович Микоян и сказал, что нашему КБ поручено создать многоразовый самолет, который выводился бы в космос, стартуя с самолета-разгонщика.
— Думаю назначить тебя главным конструктором, — сказал Микоян, — ну как, возьмешься за такую работу?
Разумеется, я не мог отказаться. «

Принимая предложение генерального, Лозино-Лозинский, уже будучи лауреатом Государственной и Ленинской премий, занимал должность только заместителя главного конструктора (с 12 апреля 1957 г.). Главным конструктором, согласно приказа МАП N164/к, Лозино-Лозинский стал только 15 июня 1966 г., за две недели до подписания аванпроекта ВОС «Спираль», но уже через месяц, 2 августа в соответствии с приказом по МАП N431, его назначили главным конструктором II степени.
Лозино-Лозинскому, при поддержке Артема Микояна, удалось как внутри ОКБ-155, так и на смежных предприятиях собрать единый творческий коллектив, состоящий в основном из молодых исполнителей. Тема по созданию двухступенчатого воздушно-орбитального самолета (в современной терминологии — авиационно-космической системы — АКС) получила индекс «Спираль».
Интересна оценка проекта «Спираль», которую ему дал Иван Силаев, бывший премьер-министр СССР, который с 1981 по 1985 г. занимал пост министра авиационной промышленности: «О «Спирали» я узнал в 1974 г., после того, как был назначен заместителем министра авиапромышленности по истребительной авиации. Это было в разгар «холодной войны». В Америке уже вынашивалась идея переноса гонки вооружений в космос, и перед нами вставала проблема: как воевать в космосе? Меня поразили глубина, сложность и дерзость замысла Лозино-Лозинского. Вообще-то говоря, если есть достаточный запас энергии, то выйти в космос не проблема — с такой задачей могли справиться и ракеты. Но ведь ОС должен был не просто выйти в космос, он должен был там воевать, т.е. маневрировать, отыскивать вражеские объекты и уничтожать их. И Лозино-Лозинский предложил очень изящное решение этих проблем. Внешне его ОС выглядит так же, как обычный истребитель. И, конечно же, создать миниатюрный аппарат, способный с большей эффективностью, нежели огромные, массивные «шаттлы», решать те же задачи, что и они, было чрезвычайно сложно. Если бы нам удалось сделать такой самолет, способный выходить на любые орбиты, мы получили бы в космосе колоссальное преимущество перед американцами. Думаю, что «Спираль» — это проект, который лет на пятьдесят, по крайней мере, опередил свое время».

В числе технических руководителей проекта наряду с главным конструктором Г.Е.Лозино-Лозинским были Я.И.Селецкий, Г.П.Дементьев, Л.П.Воинов, Е.А.Самсонов, стоявшие у самых истоков «Спирали».
Включение в Тематический план ВВС раздела по военным орбитальным аппаратам было вызвано логикой глобального противостояния с США и появлением необходимых технологических предпосылок для начала развертывания поисковых работ в этом направлении. Проведенные в ЦНИИ-30 Министерства обороны СССР в первой половине 1960-х годов исследования показали наличие весьма важных военных задач, которые либо не могли быть полностью решены существовавшими или находящимися тогда в разработке ракетными и космическими средствами, либо решались ими недостаточно эффективно. К таким задачам в первую очередь относилось:
— получение в мирное время, угрожаемые (предвоенные) периоды и после начала войны в заданное время и в сжатые сроки
— детальной разведывательной информации о состоянии и функционировании важнейших вражеских стратегических объектов;
— данных о расположении подвижных средств нападения противника (стратегической авиации, авианосно-ударных соединений) с целью предупреждения его внезапного нападения и обеспечения эффективных действий по этим объектам наших стратегических носителей ядерного оружия;
— поражение важнейших подвижных (морских) и малоразмерных объектов противника на любых удалениях, а также площадных целей на очень больших удалениях;
— разведка (инспекция) и поражение важных космических целей противника, в том числе (и в особенности!) замаскированных ложными целями;
— обеспечение регулярной, надежной и безопасной доставки людей и грузов с Земли на космические базы-станции и обратно. Анализ показал, что для решения этих задач требуется иметь на вооружении такое пилотируемое космическое средство многоразового действия, которое обладало бы:
— оперативностью;
— возможностью реализовывать самые разнообразные орбиты, наиболее выгодные для решения различных задач;
— значительными маневренными возможностями на этапе возвращения, которые позволили бы при самых разнообразных орбитах иметь ограниченное число точек посадки;
— возможностью точной посадки в заранее выбранные районы для обеспечения регулярных, достаточно частых полетов в мирное время, и безопасного приземления в угрожаемые периоды и в военное время;
— экономичностью для осуществления достаточно частых полетов.

В 1964-1965 гг. ученые и специалисты НИИ-30 ВВС разработали концепцию создания принципиально новой авиационно-космической системы, которая наиболее рационально совмещала в себе идеи самолета, ракетоплана и космического аппарата и выполняла бы все вышеуказанные требования. Система состояла из пилотируемого маневренного многоразового орбитального самолета различного назначения, его одноразового (на первых порах) ракетного ускорителя и многоразового пилотируемого самолета-разгонщика. Таким образом, перечень требований военных в значительной степени определил будущий облик системы.
Наши военные эксперты тогда же, рассматривая альтернативные варианты, проанализировали, что спутник полубаллистического типа с роторной системой приземления также может осуществлять боковой предпосадочный маневр за счет поворота в космосе плоскости орбиты газодинамическим способом и осуществлять точную посадку с помощью роторной системы. Но расчеты показывали, что уже при боковом предпосадочном маневре, равном примерно плюс / минус 1500 км, стоимость выполнения этими аппаратами, например, задач разведки оказывается на 40-60% больше стоимости выполнения этих же задач орбитальными самолетами.
Было очевидно, что для решения поставленных задач орбитальные самолеты нужно создавать в вариантах разведчика, ударного ракетоносца, инспектора-перехватчика и транспортного самолета. К поисковым работам по теме «Спираль» на этапе подготовки аванпроекта был привлечен ряд головных организаций Министерства авиационной промышленности, общего машиностроения, радиопромышленности, электронной промышленности и министерства обороны. Советский Союз серьезно готовился к масштабной войне в космосе и из космоса.

Когда знакомишься с материалами по проекту «Спираль», невольно ловишь себя на мысли, что, если не обращать внимания на пожелтевшие машинописные страницы и несколько устаревшую терминологию, перед тобой не документы сорокалетней давности, а секретная конструкторская документация сегодняшнего дня, причем разработанная с учетом как минимум десятилетней перспективы развития авиационно-космических систем! Так что же представлял собой этот уникальный сверхсекретный советский проект космического оружия Лозино-Лозинского?

В соответствии с требованиями заказчика (от ВВС заказчиком-руководителем работ был назначен С.Г.Фролов, военно-техническое сопровождение поручено начальнику ЦНИИ-30 З.А.Иоффе, его заместителю по науке В.И.Семенову, и начальникам управлений В.А.Матвееву и О.Б.Рукосуеву как основным разработчикам концепции воздушно-орбитального самолета), конструкторы взялись за разработку многоразового двухступенчатого ВОС, состоящего из гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР) и военного орбитального самолета (ОС) с ракетным ускорителем.

Старт системы предусматривался горизонтальный, с использованием разгонной тележки, отрыв происходил на скорости 380-400 км/ч. После набора с помощью двигателей ГСР необходимых скорости и высоты происходило отделение ОС и дальнейший разгон происходил с помощью ракетных двигателей двухступенчатого ускорителя, работающих на фторо-водородном (F₂ + H₂) топливе. Боевой пилотируемый одноместный ОС многоразового применения предусматривал использование в вариантах дневного фоторазведчика, радиолокационного разведчика, перехватчика космических целей или ударного самолета с ракетой класса «космос-Земля» (в аванпроекте этот класс ударных ракет обозначен как «Орбита-Земля») и мог применяться для инспекции космических объектов. Вес самолета во всех вариантах составлял 8800 кг, включая 500 кг боевой нагрузки в вариантах разведчика и перехватчика и 2000 кг — у ударного самолета. Диапазон опорных орбит составлял 130-150 км по высоте и 45-135 градусов по наклонению в северном и южном направлениях при стартах с территории СССР, причем задача полета должна была выполняться в течение 2-3 витков (третий виток посадочный). Маневренные возможности ОС с использованием бортовой ракетной двигательной установки, работающей на высокоэнергетических компонентах топлива — фтор (F₂) + амидол (50% N₂H₂ + 50% BH₃N₂H₄), должны были обеспечивать изменение наклонения орбиты для разведчика и перехватчика на 17 градусов, для ударного самолета с ракетой на борту (и уменьшенном запасе топлива) — на 7-8 градусов. Перехватчик также был способен выполнить комбинированный маневр — одновременное изменение наклона орбиты на 12 градусов с подъемом на высоту до 1000 км. После выполнения орбитального полета и включения тормозных двигателей ОС должен входить в атмосферу с большим углом атаки, управление на этапе спуска предусматривалось изменением крена при постоянном угле атаки. На траектории планирующего спуска в атмосфере задавалась способность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000-6000 км с боковым отклонением плюс / минус 1100-1500 км. В район посадки орбитальный самолет должен был выводиться с выбором вектора скорости вдоль оси взлетно-посадочной полосы, что достигалось выбором программы изменения крена. Маневренность самолета позволяла обеспечить посадку в ночных и сложных метеоусловиях на один из запасных аэродромов на территории Советского Союза с любого из 3-х витков. Посадка совершалась с использованием турбореактивного двигателя «36­35» разработки ОКБ-36 на грунтовой аэродром II класса со скоростью не более 250 км/ч.

Согласно подписанному 29 июня 1966 г. Г.Е.Лозино-Лозинским и утвержденному Генеральным конструктором А.И.Микояном (кроме Лозино-Лозинского, представленного на титульном листе как «Г.Лозинский», аванпроект также подписал заместитель Генерального конструктора А.Чумаченко) аванпроекту «Спирали», ВОС с расчетной массой 115 тонн представлял собой состыкованные воедино крылатые широкофюзеляжные многоразовые аппараты горизонтального взлета-посадки — 52-тонный гиперзвуковой самолет-разгонщик (получивший индекс «50-50»), и расположенный на нем пилотируемый ОС (индекс «50») с двухступенчатым ракетным ускорителем — блоком выведения. Индекс «50» в обозначениях аппаратов был не случаен — близилась пятидесятая годовщина Великой октябрьской социалистической революции (или октябрьского переворота — трактовку этого события мы оставляем на суд читателя), и такие даты было принято встречать новыми трудовыми успехами. «Спираль» должна была стать одним из них. В основном варианте на ГСР установлены четыре воздушно-реактивных двигателя (ВРД), работающие на жидком водороде. ГСР использовался для разгона ВОС до гиперзвуковой скорости, соответствующей М=6 (около 1800 м/сек), затем на высоте 28. 30 км происходило разделение ступеней, после чего ГСР возвращался на аэродром, а ОС с помощью ЖРД блока выведения выходил на рабочую орбиту. Для ускорения летной отработки самолета-носителя предусмотрена установка четырех ВРД (Р-39-300), работающих на керосине и имеющих примерно аналогичный расход воздуха. ВОС позволял вывести на полярную орбиту высотой 130-150 км при стартовом параллаксе до 750 км полезный груз массой до 10,3 т при использовании на ГСР силовой установки на жидком водороде и груз 5,0 т с силовой установкой ГСР на керосине.
Из-за неосвоенности в качестве окислителя жидкого фтора, для ускорения работ по ВОС в целом, в качестве промежуточного шага предлагалась альтернативная разработка двухступенчатого ракетного ускорителя на кислородно-водородном топливе и поэтапное освоение фторного топлива на ОС — сначала использование высококипящего топлива на азотном тетраксиде и несимметричном диметилгидразине (АТ+НДМГ), затем фторо-аммиачное топливо (F₂ + NH₃). И только после накопления опыта планировалось заменить аммиак на амидол. Таким образом, коллектив ОКБ-155 А.И.Микояна летом 1966 г. принялся за разработку воздушно-орбитального самолета, который благодаря особенностям заложенных конструктивных решений и выбранной схеме самолетного старта позволял реализовать принципиально новые свойства для средств выведения военных нагрузок в космос:
— вывод на орбиту полезного груза, составляющего по весу 9% и более от взлетного веса системы;
— уменьшение стоимости вывода на орбиту одного килограмма полезного груза в 3-3,5 раза по сравнению с ракетными комплексами на тех же компонентах топлива;

— вывод космических аппаратов в широком диапазоне направлений и возможность быстрого перенацеливания старта со сменой необходимого параллакса за счет самолетной дальности;
— самостоятельное перебазирование самолета-разгонщика;
— сведение к минимуму потребного количества аэродромов;
— быстрый вывод боевого орбитального самолета в любую точку земного шара;
— эффективное маневрирование орбитального самолета не только в космосе, но и на этапе спуска и посадки;
— самолетная посадка в сложных метеоусловиях или ночью на заданный или выбранный экипажем аэродром с любого из трех витков. В то же время конструкторы уже на этапе аванпроекта видели пути дальнейшего совершенствования системы. В первую очередь существенного повышения эффективности ВОС планировалось достичь разработкой многоразового ускорителя с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) со сверхзвуковым горением, что позволяло в перспективе создать полностью многоразовый комплекс. Конструкторы надеялись, что указанные особенности ВОС обеспечат его экономическую целесообразность, оперативное решение военных задач и эффективное использование околоземного космического пространства в военных целях. Для натурной обработки конструкции и основных систем, которые в дальнейшем должны были применяться на боевых самолетах, в аванпроекте был детально проработан экспериментальный пилотируемый одноместный орбитальный самолет многоразового применения, который с целью ускорения работ, не дожидаясь разработки ГСР, должен был выводится на орбиту с помощью ракеты-носителя «Союз» (изделие 11А511 разработки ОКБ-1 С.П.Королева) и аналог орбитального самолета, запускаемый с самолета-носителя Ту-95КМ аналогично ракете Х-20.

В связи с большой сложностью программы «Спираль» проектом предусматривалась поэтапная отработка всей системы:
1 этап
Создание пилотируемого самолета-аналога (индекс изделия «50-11») весом около 11,85 т, включая запас топлива 7,45 т, с двумя ракетными двигателями, стартующего с самолета-носителя Ту-95КМ. Самолет-аналог не имеет массо-габаритного и приборного сходства с орбитальным самолетом. Цель испытаний — отработка аэродинамики аппарата, органов газодинамического управления, режимов работы топливной системы на компонентах АТ+НДМГ, оценка тепловых режимов в условиях, близких к космическому полету (максимальная высота полета 120 км, максимальная скорость полета соответствует М=6-8) и входу в атмосферу. На самолете-аналоге должны были быть отработаны привод на аэродром и посадка. Планировалось изготовить и испытать три самолета-аналога. Планом полет на дозвуковой скорости и посадка предусматривались в 1967 г., полет на сверхзвуке и гиперзвуке — 1968 г. Стоимость работ -18 млн. рублей. Этот этап по сути являлся аналогом американского проекта Х-15 и не был реализован в металле.

2 этап
Создание одноместного экспериментального пилотируемого орбитального самолета (ЭПОС, индекс изделия «50») — прототипа боевого варианта — весом 6800 кг для натурной отработки конструкции и летного подтверждения характеристик основных бортовых систем. Запуск — с помощью ракеты-носителя 11А511 («Союз») с выводом на орбиту высотой 150­160 км и наклонением 51 градусов, где аппарат совершает 2-3 витка с отработкой на орбите газодинамического маневра (топливо АТ+НДМГ) для изменения плоскости орбиты до 8 градусов, а затем выполняет спуск и посадку, как полноразмерный орбитальный самолет.

Много позднее заместитель Лозино-Лозинского Лев Пантелемонович Воинов вспоминал: «. Вместе с компоновщиком «Спирали» Яковом Ильичем Селецким мы ездили к Королеву и обсуждали, как установить на его ракету наш самолет (без топлива он весил около 7 т). Королев даже подбрасывал нам идеи: я, мол, старый планерист, хотите, вывезу вас на длинном тросе? Пойдет ракета и потащит ваш самолет. Нам понравился этот вариант, но утвердить его мы не смогли». От себя добавим — и правильно, т.к. если такой разговор и был, то Королев, будучи трезвомыслящим практиком, разумеется, шутил.

Предусматривалось полное внешнее, системное и конструктивное (по конструкционным и теплоизоляционным материалам) сходство с боевым ОС. Планировалось изготовить и запустить 4 самолета в беспилотном (1969 г.) и пилотируемом (1970 г.) вариантах. Стоимость работ — 65 млн. рублей.

3 этап
Создание ГСР. Для ускорения работ планировалось создать и испытать сначала полноразмерный ГСР с двигателями, работающими на керосине (летные испытания 4 самолетов, с достижением скорости М=4 — в 1970 г., стоимость работ 140 млн. рублей). После накопления данных по аэродинамике и эксплуатации самолета на гиперзвуковой скорости планировался переход ГСР на водородное топливо, для чего необходимо было изготовить и испытать 4 самолета. Летные испытания ГСР на водороде — 1972 г., стоимость работ — 230 млн. рублей. В дальнейшем самолет-разгонщик с двигателями на керосине планировалось использовать для первичной подготовки и тренировки летного состава в процессе эксплуатации комплекса в штатной комплектации.

4 этап
Испытание полностью укомплектованной системы, состоящей из ГСР и ОС с ракетным ускорителем (двигатели самолета-разгонщика работают на керосине) — 1972 г. После всесторонней отработки и проверки всех систем, в 1973 г. планировалось проведение летных испытаний полностью укомплектованной системы с двигателями, работающими на водороде, и пилотируемым ОС. Дальнейшие работы должны были быть связаны с переходом на жидкий фтор (!), используемый в качестве окислителя на ракетном ускорителе и орбитальном самолете, и развертывание работ по созданию вместо ракетного ускорителя эффективной многоразовой второй ступени, оснащенной гиперзвуковым прямоточным двигателем (ГПВРД), использующим жидко-водородное топливо.
С 1967 г., ввиду неопределенности работ по гиперзвуковому самолету разгонщику, название «Спираль» стало использоваться применительно к орбитальному самолету, разрабатываемому на первых двух вышеуказанных этапах работ. Рассмотрим основные компоненты ВОС и принятые конструктивные решения подробнее.

ГСР представлял собой самолет-бесхвостку длиной 38 м с треугольным крылом большой переменной стреловидности по передней кромке типа «двойная дельта» (стреловидность 80 градусов в зоне носового наплыва и передней
части и 60 градусов в концевой части крыла) размахом 16,5 м и площадью 240,0 м2 с вертикальными стабилизирующими поверхностями — килями (площадью по 18,5 м2) -на концах крыла. Для увеличения путевой устойчивости плоскости килей наклонены внутрь на 3 градуса по отношению к плоскости симметрии самолета. Крыло набрано сверхтонкими ромбовидными профилями с переменной относительной толщиной от 2,5% у корня до 3% на конце. Основные геометрические характеристики самолета-разгонщика приведены в таблице. Управление ГСР осуществлялось с помощью рулей направления на килях, элевонов и посадочных щитков. Для увеличения путевой устойчивости на гиперзвуке в хвостовой части был дополнительно установлен складываемый на взлетно-посадочных режимах подфюзеляжный гребень. Самолет-разгонщик был оборудован 2-местной герметичной кабиной экипажа с катапультируемыми креслами. Для улучшения обзора «вперед-вниз» (до -14 градусов) при посадке носовая часть фюзеляжа перед кабиной пилотов выполнена отклоняемой вниз на 5градусов. Позже аналогичное конструктивное решение успешно использовалось при создании сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения (советского Ту-144 и англо-французского «Конкорда») и стратегического ударно-разведывательного самолета Т-4 («Сотка») разработки ОКБ П.О.Сухого. Взлетая с разгонной тележки, для посадки ГСР использует трехопорное шасси с носовой стойкой, выпускаемой в поток в направлении «против полета», оборудованной спаренными пневматиками размером 850х250 мм. Основная стойка оснащена двухколесной тележкой с тандемным расположением колес размером 1300х350 мм для уменьшения требуемого объема в нише шасси в убранном положении. Колея основных стоек шасси 5,75 м. В верхней части ГСР в специальном ложе крепился собственно орбитальный самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями. На ГСР в качестве топлива использовался сжиженный водород, двигательная установка — в виде блока четырех турбореактивных двигателей (ТРД) диаметром 1250 мм разработки А.М.Люлька тягой на взлете по 17,5 т каждый, имеющих общий воздухозаборник и работающих на единое сверхзвуковое сопло внешнего расширения с вертикальным клином. При пустой массе 36 т ГСР мог принять на борт 16 т жидкого водорода (213 м3), для размещения которого отводилось 260 м3 внутреннего объема. Особенностью двигателей являлось использование паров водорода для привода турбины, вращающей компрессор ТРД.
Испаритель водорода находился на входе компрессора. Таким образом, была успешно решена проблема создания силовой установки без комбинирования ТВРД, ГПРД и ТРД.
Как свидетельствовал позднее Г.Е.Лозино-Лозинский, «. альтернативные варианты ГСР прорабатывались с другими видами силовых установок, однако до проекта, достаточно глубоко проработанного, дело так и не дошло».

«Водородный» ТРД был уникален — наша промышленность ни до, ни после этого ничего похожего не делала -экспериментальные образцы подобных двигателей впоследствии разрабатывались лишь в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ) и ни разу не доводились до постройки хотя бы опытного образца. Техническое задание на создание ТРД получило ОКБ-165 А.М.Люльки (ныне — НТЦ имени А.М.Люльки в составе НПО «Сатурн»). Тому были свои причины. В ОКБ функционировал мощный перспективный отдел. Его начальником в то время был А.В.Воронцов. В состав отдела входили перспективно-расчетный отдел (начальник Ю.Н.Бычев, в его подчинении находилось около 15 сотрудников) и перспективно-конструкторский отдел (начальник К.В.Кулешов; численность этого отдела была на два-три человека больше).
Двигатель получил индекс АЛ-51 (в это же время в ОКБ-165 разрабатывался ТРДФ третьего поколения АЛ-21Ф, и для нового двигателя индекс выбрали «с запасом», начав с круглого числа «50», тем более что это же число фигурировало в индексе темы). В первые дни, когда ОКБ Архипа Люльки только получило техническое задание на двигатель и его схема была не ясна, из ЦИАМа приехал С.М.Шляхтенко (через год он стал начальником института) с неким иностранным журналом (возможно, Flight или Interavia), в котором была опубликована схема «испытанного в США ракетно-турбинного пароводородного двигателя (РТДп)». Судя по небольшой сопроводительной статье, двигатель имел весьма привлекательные характеристики, в т.ч. очень высокий удельный импульс. Шляхтенко возбужденно потрясал журналом и восклицал: «Смотрите — они уже и сделали, и испытали, и полетит не сегодня-завтра! А мы чем хуже?» Конструкторы приняли вызов. Первые же проработки показали, что действительно схема очень привлекательная и параметры получаются просто фантастические — удельный импульс по топливу 4500 сек при удельном весе двигателя 0,09-0,11 кг/кг. На базе вспыхнувшего энтузиазма довольно быстро «нарисовали» Головной том технического проекта, который был подписан в 1966 г. и отправлен в ОКБ-155 Г.Е.Лозино-Лозинскому. В дальнейшем проект постоянно дорабатывался. Можно сказать, что он находился в состоянии «перманентной разработки»: постоянно вылезали какие-то неувязки — и все приходилось «доувязывать». В расчеты вмешивались реалии — существующие конструкционные материалы, технологии, возможности заводов и т.д. В принципе, на любом этапе проектирования двигатель был работоспособен, но не давал тех характеристик, которые хотели получить от него конструкторы. «Дотягивание» шло в течение еще пяти-шести лет, до начала 1970-х, когда работы по проекту «Спираль» были закрыты.

Предельные тяговые характеристики газотурбинного воздушно-реактивного двигателя традиционной схемы диктует температура газа перед турбиной: если она выше температуры плавления материала лопаток, то турбина просто сгорит. А из предельной температуры газа на турбине естественным образом можно получить предельную скорость полета аппарата с такой ДУ: чем быстрее летишь, тем горячее воздух в воздухозаборнике и перед компрессором. Перейти на «двигатель комбинированного цикла» (т.е. до определенной скорости он работает как ТРД, а затем газотурбинный тракт закрывается и двигатель переходит на режим «прямоточки») тогда не решились. На первый взгляд такая ДУ казалась сложнее, а на тех технологиях была еще и значительно тяжелее. Фактически разработчики планировали создать «обычный» турбокомпрессорный «движок», но только разогнать его до предельных характеристик. «Вылизыванием» идеальных характеристик в данном случае не занимались: экономичность у ТРДФ столь велика по сравнению с ЖРД, что даже если газотурбинный двигатель будет хуже идеала в 2 раза, то он все равно будет все еще впятеро экономичнее ракетного. При «тогдашних» конструкционных материалах в ТРДФ могли обеспечить нормальное сгорание в камере и разницу температур между воздухозаборником и турбиной в диапазоне скоростей до М=4. В принципе, даже сейчас эта граница поднялась не сильно: при использовании самых совершенных технологий — керамики, композитов, охлаждаемых лопаток турбины — ее можно приподнять еще, скажем, до М=5, не больше. Для керосина это предел. Водород же хорош тем, что у него гигантский охлаждающий потенциал, который можно использовать для охлаждения воздуха в воздухозаборнике (во-первых) и лопаток турбины (во-вторых). В проекте РТДп даже этого не нужно было делать: двигатель отличался от классического турбореактивного тем, что турбина убрана из газовоздушного тракта, ее вращает горячий водород, а она, в свою очередь, приводит во вращение компрессор, который подает воздух в камеру сгорания. При разделенных трактах можно значительно поднять давление в сопле, а следовательно, и экономичность (удельный импульс) двигателя. Поскольку горячий водород берется из теплообменника (который либо выставлен в воздухозаборник, в горячий поток набегающего воздуха, либо вписан в камеру сгорания), основная проблема РТДп, как представляется, была не в каких-то экзотических конструкционных материалах, а в эффективном теплообменнике. Он должен быть спроектирован так, чтобы не очень загромождать тракт и не создавать больших аэродинамических потерь, но в то же время обеспечивать прогрев водорода. Собственно, исследования в этой области велись и ведутся в ЦИАМе все эти годы, но манящий конструкторов «идеальный» теплообменник пока так и не разработан.

Нужно отметить, что сложности разработки пароводородной силовой установки были видны с самого начала. В частности, в заключении ЛИИ им. М.Громова по аванпроекту, подписанном 20 июня 1966 года, отмечается:
«. При расчете комплекса были приняты наиболее перспективные значения удельных параметров силовых установок, выбранных с учетом дальнейшего развития газовой динамики и накопления опыта создания высокотемпературных газотурбинных двигателей и водородных ЖРД. В процессе создания орбитального комплекса «Спираль» должны быть решены следующие задачи:
— создание пароводородного двигателя новой схемы и ЖРД, работающего на водороде;
— разработка и создание эффективной теплоизоляции топливных баков;
-разработка систем охлаждения элементов силовой установки турбокомпрессора и его ходовой части;
— разработка и создание топливоподающей и топливорегулирующей аппаратуры на большие объемные расходы жидкого водорода с низкой температурой».
А в заключении ЦИАМ прямо сказано, что:
«. Заявленные основные данные, высотно-скоростные, дроссельные и весовые характеристики одноконтурного ракетно-турбинного двигателя могут быть получены при условии реализации высокого уровня совершенства элементов конструкции. Использованные в расчетах коэффициенты, определяющие потери энергии по тракту, к.п.д. охлаждаемого компрессора и многоступенчатой турбины и др., определяющие габаритные и весовые данные двигателя, требуют экспериментального подтверждения. Предлагаемые двигатели являются двигателями принципиально новой схемы. Экспериментальные данные по этим двигателям и отдельным узлам в настоящее время у нас практически отсутствуют. Поэтому созданию двигателя должен предшествовать большой объем расчетно-конструктивных и экспериментальных исследований в направлениях:
1. Оптимизации схем (пароводородные, водородо-воздушные, комбинированные, безредукторные и др.) и параметров рабочего процесса.
2. Экспериментального исследования водородо-воздушных теплообменных агрегатов и систем охлаждения основных теплонагруженных элементов двигателя.
3. Выбор типа, исследования и разработки многоступенчатых газовых и пароводородных турбин и др.»

Двигатель для промежуточного варианта ГСР, работающий на керосине, проектировало ОКБ-300 (с 1966 г. — Московский машиностроительный завод «Союз»; до 1973 г. его возглавлял С.К.Туманский, а затем О.Н.Фаворский. Ныне предприятие носит наименование АМНТК «Союз». Это КБ в свое время прославилось разработкой самого «быстрого» отечественного ТРДФ Р15Б-300 для истребителя-перехватчика МиГ-25.). Это был одноконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ). Новая разработка получила индекс Р39-300. Работами руководил, скорее всего, Григорий Львович Лифшиц, в то время — первый заместитель генерального конструктора ОКБ-300. Техническое предложение (к сожалению, оригинал этого документа был уничтожен в начале 1980-х годов) на двигатель было выдано разработчикам «Спирали» (заказчику) в 1966 г. После закрытия темы «Спираль» работы по данному двигателю в ОКБ-300 продолжения не имели: кроме гиперзвукового разгонщика «Спирали» ему не было другого применения.

Вторым принципиальным новшеством ГСР являлся интегрированный регулируемый гиперзвуковой воздухозаборник, использующий для сжатия практически всю переднюю часть нижней поверхности крыла и носовую часть фюзеляжа. Впоследствии Лозино-Дозинский вспоминал:
«Когда мы по-настоящему влезли в работу над первой ступенью, у нас возник новый взгляд на проектирование самолетов. Мы поняли, что необходимо гармоническое сочетание — подобно звукам в аккорде — всех его компонентов и свойств. Если раньше облик летательного аппарата определялся аэродинамикой, то теперь, проектируя наш разгонщик, мы стремились интегрировать аэродинамику и силовую установку, представляя их как нечто единое».
Торможение набегающего потока начиналось на расстоянии 10,25 м до воздухозаборника за счет специально спрофилированной нижней поверхности фюзеляжа, наклоненной к потоку под углом атаки 4 градуса. На расстоянии 3,25 м (в продольном направлении) до воздухозаборника нижняя поверхность фюзеляжа увеличивает местный угол атаки на 10 градусов — эту точку можно считать началом горизонтально расположенной поверхности (клина) торможения собственно воздухозаборника. На расстоянии 1,27 м до нижней «губы» воздухозаборника клин торможения вновь увеличивает угол атаки еще на 10 градусов. Нижняя «губа» воздухозаборника расположена на расстоянии 1,255 м эквидистантно нижней поверхности фюзеляжа. Преодоление теплового барьера для ГСР обеспечивалось соответствующим подбором конструкционных и теплозащитных материалов. В ряде поздних публикаций указана возможность разработки в дальнейшей перспективе на базе ГСР «6-махового» пассажирского самолета. Однако аванпроект не упоминает никакого «гражданского» использования гиперзвукового самолета-разгонщика, а для военных целей предусматривалось автономное применение только в качестве дальнего гиперзвукового стратегического самолета-разведчика. ГСР-разведчик в «керосиновом» варианте силовой установки должен был иметь максимальную скорость М=4,0. 4,5 и дальность (при М=4,0) до 6000-7000 км, а использование водородного топлива позволяло достичь максимальных скорости М=6,0 и дальности 12000 км (при крейсерской скорости М=5,0).
В заключении ЦАГИ по аванпроекту, подписанном В.М.Мясищевым 20 июня 1966 г., отмечается, что накопленный при разработке ГСР «Спираль» опыт впоследствии позволит обеспечить разработку гиперзвуковых транспортных и пассажирских самолетов.
Самолет-разгонщик был первым гиперзвуковым летательным аппаратом с воздушно-рективными двигателями, который исследовался в ЦАГИ на скоростях до М_max=4-6. Два варианта модели (одна из них показана справа) прошли полный цикл аэродинамических исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ в 1965-1975 гг. Наиболее существенной частью этой работы были исследования по методике испытаний моделей с протоком воздуха через мотогондолы силовой установки на гиперзвуковых скоростях полета (Костюк К.К, Табаньков В.Е., Кутухин В.П.). Результаты многочисленных трубных исследований подтвердили правильность выбора основных конструктивных решений.

На 40-м конгрессе Международной астронавтической федерации (FAI), проходившей в 1989 году в Малаге (Испания) представители американского Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) дали самолету-разгонщику высокую оценку, отметив, что он «проектировался в соответствии с современными требованиями».

Блок выведения представляет собой одноразовую двухступенчатую ракету-носитель, расположенную в «полуутопленном» положении в ложементе «на спине» ГСР. Для ускорения разработки в аванпроекте предусматривалась разработка промежуточного (на топливе водород-кислород, H₂+O₂) и основного (на топливе водород-фтор, F₂+O₂) вариантов ракетного ускорителя. При выборе топливных компонентов проектировщики исходили из условия обеспечения вывода на орбиту возможно большего полезного груза. Жидкий водород (H₂) рассматривался как единственный перспективный вид горючего для гиперзвуковых воздушных аппаратов и как один из перспективных горючих для ЖРД, несмотря на его существенные недостатки — малый удельный вес (0,075 г/см 3 ) и отсутствие развитой водородной промышленности в стране. Керосин в качестве топлива для ракетного ускорителя вообще не рассматривался. В качестве окислителей для водорода могут использоваться жидкие кислород и фтор. С точки зрения технологичности и безопасности кислород более предпочтителен, но его применение в качестве окислителя для водородного топлива приводит к значительно большим потребным объемам баков (101 м 3 против 72,12 м 3 ), т.е. к увеличению миделя, а, следовательно, лобового сопротивления самолета-разгонщика, что уменьшает его максимальную скорость расцепки до М=5,5 вместо М=6 при использовании фтора. При выборе фтора в качестве окислителя для ракетного ускорителя сыграл свою роль и тот фактор, что при применении фтора (расчетный удельный импульс 462-482 сек) выводимая на орбиту полезная нагрузка составляет 9-10% от взлетного веса системы, а при применении кислорода (удельный импульс 440-455 сек) — только 7,5-8%.

Общая длина ракетного ускорителя (на фторо-водородном топливе) 27,75 м, включая 18,0 м первой ступени с донным стекателем и 9,75 м второй ступени с полезной нагрузкой — орбитальным самолетом. Вариант кислородно-водородного ракетного ускорителя получался на 96 см длиннее и на 50 см толще. Основные параметры вариантов ракетного ускорителя приведены в таблице. В аванпроекте предполагается, что фтороводородный ЖРД тягой 25 т (с удельным импульсом в пустоте 462-482 сек) для оснащения обеих ступеней ракетного ускорителя будет разрабатываться в ОКБ-456 В.П.Глушко на базе отработанного ЖРД тягой 10 т на фторо-аммиачном (F₂+NH₃) топливе (впоследствии в открытой печати этот двигатель получил наименование РД-301). Удельный вес топлива составит 0,7-0,64 кг/литр для компонентов Н₂+F₂ и 0,38-0,36 кг/литр для топлива Н₂+О₂. Снизить затраты при разработке ЖРД планировалось за счет использования опыта создания и готовых комплектующих (в первую очередь систем автоматики) с двигательной установки I и II ступеней ракеты-носителя 8К84. Отличительной чертой двухступенчатого ракетного ускорителя является наплыв размахом 3,5 м, который является конструктивным продолжением фюзеляжа ОС и располагается на всей длине ракетного ускорителя, фактически превращая ускоритель в двухступенчатую крылатую ракету-среднеплан. Наплыв служит для облегчения процесса отделения (расцепки) ускорителя от ГСР, создавая, подобно крылу сверхмалого удлинения, дополнительную «отрывающую» подъемную силу. Первая ступень ракетного ускорителя оснащена четырьмя ЖРД тягой по 25 тс каждый. На этапе полета ускорителя в составе ГСР выступающая часть сопла каждого ЖРД закрывается коническим обтекателем, а донный срез ступени для уменьшения аэродинамического сопротивления закрывается сбрасываемым обтекателем-стекателем. Корпус первой ступени образован несущими баками компонентов топлива (окислитель F₂ спереди, топливо H₂ — сзади), имеющих общую совмещенную гермостенку. Вторая ступень ускорителя имеет сложную неосесимметричную компоновку, обусловленную утопленным поло-жением орбитального самолета внутрь внешнего контура ступени. Фактически топливная арматура ступени, включая бак с топливом, «размазана» вокруг хвостовой части ОС. Основу силовой схемы второй ступени составляет силовая рама, на которую снизу (в стартовом положении ГСР при соответственно горизонтальном положении ступени — сзади) крепится маршевый ЖРД тягой 25 т, а сверху (соответственно спереди) — на разрывных связях — орбитальный самолет. Вокруг ЖРД расположен тороидальный топливный (H₂) бак. Под орбитальным самолетом (при горизонтальном положении ступени) расположен конформный бак с окислителем (F₂). Носовая часть и «спина» ОС на этапе полета с ГСР закрыты сбрасываемыми обтекателями.

На ранней стадии развития возвращаемых с орбиты маневренных гиперзвуковых летательных аппаратов наиболее приемлемыми в рамках существовавших технологий были конфигурации, обеспечивающие низкие уровни тепловых потоков к поверхности аппарата. Этому требованию удовлетворяли аэродинамические компоновки типа «несущий корпус». Существенно отличаясь от компоновки классических самолетных форм, аэродинамические компоновки типа «несущий корпус» потребовали проведения большого количества дополетных исследований не только при гиперзвуковых, но и при более низких (вплоть до посадочных) скоростях. Исследования аэродинамических несущих тел были начаты в 1965 г. в форме исследований конкретных компоновок орбитального самолета проекта «Спираль», разрабатываемого в ОКБ А.И.Микояна. Научно-исследовательские работы по теме «Спираль», проведенные в 1965-1976 годах, позволили решить целый ряд принципиальных задач по системе управления. Были сформулированы требования к аэродинамической компоновке орбитального самолета и системе аэродинамического и газодинамического управления, проанализированы траектории, области достижимости, режимы полета и возможные методы управления; сформулированы требования к аэродинамическому качеству орбитального самолета на всех режимах, в том числе бездвигательной посадке; выполнен большой объем исследований по динамике и управлению орбитального самолета, включая исследования на специально созданном под этот проект в ЦАГИ пилотажном стенде МК-10, включавшим в свой состав натурную головную часть аналога орбитального самолета. Эти исследования в значительной степени определили облик системы управления. Объем этих исследований был значительно расширен после ввода в эксплуатацию в 1976 г. на базе Центра подготовки космонавтов (ЦПК) пилотажно-исследовательского комплекса «Пилот-105» с задействованием в контур управления центрифуги ЦФ-7 (В.П.Найденов, А.В.Любимов).

Уделяя основное внимание созданию орбитального самолета, конструкторы фактически предложили к разработке семейство летательных аппаратов, основанных на единой оригинальной аэродинамической компоновке и имеющих близкие размеры и массы. Создаваемые для разных целей и задач, внешне похожие аппараты должны были поэтапно, шаг за шагом, благодаря постепенному усложнению бортовых систем и расширению круга решаемых задач, приблизить разработчиков к главной цели — семейству боевых орбитальных самолетов. Сначала предлагалось создать самолет-аналог («50-11») для гиперзвуковых суборбитальных «прыжков» в космос, затем экспериментальный пилотируемый орбитальный самолет (ЭПОС) для демонстрации реализуемости проекта и отработать на нем основные этапы орбитального полета и посадки. Благодаря массо-габаритному сходству телеметрической аппаратуры и фотооборудования, ЭПОС можно было легко модифицировать в орбитальный фоторазведчик. И только потом должны были появиться боевые варианты орбитального самолета. При знакомстве с вариантами орбитального самолета мы также будем следовать логике разработчиков, т.е. сначала расскажем об основных характеристиках, одинаковых для всех аппаратов. Затем подробнее остановимся на самолете-аналоге и детально рассмотрим конструкцию и функционирование ЭПОСа, и уже затем при описании боевых вариантов орбитального самолета уделим внимание только их основным отличиям от ЭПОСа.

При выборе формы и размерности аппарата пришлось учитывать следующие требования:
-температура внешних поверхностей самолета не должна превышать 1400 градусов С, т.к. эта температура являлась предельно-допустимой для единственного отработанного в то время конструкционного тугоплавкого материала — плакированного ниобия ВН-5АП;
-температурные поля на основных поверхностях самолета должны были быть возможно более равномерными для максимального снижения температурных напряжений;
-самолет должен при спуске с орбиты обладать запасом устойчивости, достаточным для полета на постоянном балансировочном угле атаки в диапазоне 45-65 градусов и минимальном (менее 5 градусов) угле скольжения, т.к. отклонения от этого диапазона углов атаки в большую или меньшую сторону и наличие углов скольжения (более 5 градусов) приводит к возрастанию температуры поверхности и увеличению градиентов температуры;
-посадка орбитального самолета не должна была отличаться от нормальной посадки современного самолета;
-полезный объем самолета должен был быть возможно большим при минимальной омываемой площади его поверхности;
-габариты самолета должны были обеспечивать запуск аппарата с помощью ракеты-носителя «Союз» (11А511) без ее доработки.

В результате получился летательный аппарат длиной 8 м и шириной плоского фюзеляжа в зоне крепления киля 4 м, выполненный по схеме «несущий корпус» и имеющий сильно затупленную оперенную треугольную форму в плане со стреловидностью 74 градусов 20 угловых минут. Выбор большой стреловидности корпуса обеспечивает равномерные температурные поля на нижней части. Ограничения, накладываемые условиями старта на РН «Союз», определили и площадь плановой проекции самолета — 24 м 2 . Выбор облика орбитального самолета «Спираль» производился не совсем на пустом месте. Необходимо отметить, что при выборе компоновки и алгоритмов управления орбитального самолета «Спираль» наши конструкторы внимательно следили за американскими работами над исследовательскими беспилотными аппаратами ASV и AEV (6 успешных запусков на суборбитальные траектории с помощью баллистической РН «Тор» в период 1963­65 годов), создававшимися в рамках программы ASSET. Аппараты имели форму полуконуса с треугольным крылом и испытывались на скоростях, близких к первой космической. Кстати, в рамках программы «ASSET 5» 8 декабря 1964 г. состоялся первый запуск масштабной модели ракетно-космического самолета «Дайна Сор». В этот день с мыса Канаверал был осуществлен пуск модели летательного аппарата по суборбитальной траектории с помощью баллистической ракеты «Тор» (Thor) N 247. Цель пуска по суборбитальной траектории — изучение аэродинамического обтекания самолета при движении в верхних слоях атмосферы. Максимальная высота подъема макета составила 53 км. Целью программы ASSET было исследование аэротермодинамических характеристик, прочности и упругости конструкции. Дальнейшем продолжение работ стала программа START, предусматривавшая исследование вопросов входа в плотные слои атмосферы космических аппаратов, использующих подъемную силу. В рамках программы START исследования проводились по двум направлениям:
-запуск беспилотных аппаратов SV-5D (подпрограмма PRJME), в период с 21 сентября 1966 по 19 апреля 1967 года выполнено три запуска ракетой-носителем «Атлас» с авиабазы ВВС Ванденберг в Калифорнии. Достигнута максимальная высота полета 152,4 км и скорость 7,37 км/сек. Первые два аппарата при входе в плотные слои атмосферы разрушились, третий аппарат вернулся благополучно;
-исследование пилотируемых гиперзвуковых летательных аппаратов на малых скоростях полета (подпрограмма PJLOT). Подрограммой PJLOT, а также программой NASA MLBRP предусматривались летные исследования пилотируемых летательных аппаратов с несущим корпусом X-24A, X-24B, M2-F1, M2-F2, HL-10 на дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета. Целью испытаний являлось исследование ручного управления, обеспечение устойчивости и управляемости и горизонтальной посадки возвращаемых орбитальных самолетов с низким аэродинамическим качеством. К моменту выпуска в СССР аванпроекта «Спирали» в США уже проводились полеты пилотируемых аппаратов M2-F1 (всего было выполнено 100 полетов за самолетом-буксировщиком с последующей отцепкой на высоте 3600 м), M2-F2 (16 полетов) и HL-10 (24 полета). Разумеется, результаты этих испытаний, включая анализ причин аварии при посадке аппарата M2-F2, были известны в ОКБ Микояна.

Но продолжим рассказ об орбитальном самолете «Спираль». Носовое затупление выполнено в виде шестидесятиградусного сегмента с радиусом образующей сферы 1,5 м. На атмосферном участке спуска с орбиты на углах атаки самолета в диапазоне 45-65 градусов сегмент располагается под углом плюс / минус 10 градусов к потоку. C учетом лучистого теплообмена с менее нагретой верхней обшивкой это обеспечивает максимальную температуру на носовом затуплении 1400 градусов С. Уменьшение влияния колебаний угла атаки на повышение температуры достигается выбором необходимого запаса устойчивости и автоматики, ограничивающих колебания по углам атаки и скольжения в пределах плюс / минус 10 и плюс / минус 4 градуса соответственно. Нижняя поверхность самолета выполнена близкой к плоскости с малым радиусом скругления кромок, равным 150 мм. Плоская нижняя поверхность и расчетный по температуре диапазон углов атаки на спуске 45-65 градусов обеспечивают получение максимального коэффициента подъемной силы, а следовательно, минимальную температуру поверхности. Интересная деталь: при расчете максимальных температур поверхности самолета на участке интенсивного торможения в атмосфере при спуске с орбиты не учитывались каталитические свойства поверхности и различия между ламинарным и турбулентным обтеканием набегающего потока — очевидно, по причине отсутствия надежных расчетных методик. Большие градиенты температур сосредоточены на радиусном переходе между нижней и боковой поверхностями, где применением специальных конструкций исключается появление больших температурных напряжений и коробления. Боковые поверхности корпуса выполнены в виде плоскостей, установленных под значительным отрицательным углом встречи с потоком для уменьшения тепловых потоков внутрь фюзеляжа. Форма верхней поверхности выбрана из условия получения потребных внутренних объемов, при этом обеспечено хорошее обтекание корпуса самолета на дозвуке. На гиперзвуке верхняя поверхность находится в затененной (срывной) зоне, что обеспечивает низкие температуры ее поверхности (менее 500 градусов С).

Стреловидное крыло (55 градусов по передней кромке) самолета имеет V-образную форму. Консоли крыла (площадь каждой 33 м 2 ) с размещенными на них элевонами выполнены поворотными (отклоняющимися вверх) для исключения их прямого обтекания тепловым потоком при прохождении участка плазмообразования. Угол подъема консолей V, измеряемый от горизонтальной плоскости (тот же угол, но измеряемый от вертикальной плоскости, обычно обозначается.), мог варьироваться от 115 градусов (25 градусов «внутрь» от вертикального положения консолей) при старте на РН «Союз» для компактного размещения под головным обтекателем РН до промежуточных положений в 60-45 градусов (от горизонтали) на этапе интенсивного торможения (нагрева). Положение и форма консолей выбраны так, чтобы при спуске с орбиты самолет самобалансировался в расчетном по температуре диапазоне углов атаки (45-65 градусов) при гиперзвуковом качестве 0,8-0,9 и при обтекании самолета на этих углах атаки поток стекал с корпуса на крыло, а не набегал на его передние кромки. Это должно было обеспечить низкий уровень температур на консолях при оптимальных значениях гиперзвукового аэродинамического качества. Одновременно положение консолей крыла 45 градусов обеспечивает необходимый запас боковой динамической устойчивости в связи с неэффективным вертикальным оперением (килем с рулем направления) на указанных режимах полета. Расчетная схема обтекания крыла и корпуса была подтверждена продувками масштабной модели в аэродинамических трубах N121 и N102 ЦАГИ.

Чтобы улучшить посадочные характеристики, на последнем, атмосферном участке спуска была предусмотрена перебалансировка аппарата на малые углы атаки с максимальным раскладыванием консолей в фиксированное крыльевое положение (до 30 градусов), при этом размах крыла достигал 7,4 м. Таким образом, благодаря выбранной аэродинамической компоновке из общего размаха на стреловидные консоли крыла приходилось лишь 3,4 м, а остальная, большая часть несущей поверхности соотносилась с шириной фюзеляжа. Хорошее обтекание самолета на дозвуковых скоростях позволило получить аэродинамическое качество К=4,5 и коэффициент подъемной силы 0,6-0,8, что при выбранной удельной нагрузке 190 кг/м 2 обеспечивало посадочную скорость, не превышающую 250 км/час, как и у обычных скоростных самолетов. Путевую устойчивость обеспечивал киль (стреловидность по передней кромке 60 градусов), оснащенный рулем направления. Высота самолета при сложенном крыле 2,5 м.

В большинстве публикаций о «Спирали» говорится о возможности раздельного изменения угла поперечного V для каждой консоли с целью управления орбитальным самолетом по крену на участке атмосферного спуска. Это распространенное заблуждение о способе управления по крену для всех вариантов орбитального самолета «Спирали» впоследствии распространилось и на орбитальный самолет, прорабатывавшийся в рамках проекта создания Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС). И хотя на самом деле раздельное изменение угла поперечного V не использовалось, «нет дыма без огня» — этот ошибочный тезис появился из-за одного высказывания Лозино-Лозинского в первой половине 1966 г. Дело было так. Введение на орбитальном самолете поворотных консолей крыла с расположением на них элевонов для управления по тангажу и крену выявило проблему обеспечения поперечного управления (по крену) на сверх- и гиперзвуковых режимах движения. Суть этой проблемы в следующем. В посадочной конфигурации, когда консоли крыла разложены, т.е. находятся в «самолетном» положении, схема управления креном с помощью элевонов ничем не отличается от обычного поперечного управления самолетов нормальных схем с помощью элеронов: когда летчик отклоняет ручку управления (штурвал) вправо, то самолет кренится на правое крыло, и наоборот.
На сверх- и гиперзвуковых скоростях полета, когда консоли крыла орбитального самолета приведены в положение 60-45 градусов от горизонтали (30-45 градусов от плоскости симметрии), элевоны, расположенные на них, сохраняют свои функции как орган управления по тангажу, но дают обратную реакцию орбитального самолета по крену. В этом случае, если летчик отклоняет ручку управления вправо, то ОС кренится влево, и наоборот. Такая смена реакции по крену при изменении геометрии (раскладывании консолей крыла) орбитального самолета является совершенно неприемлемой для летчика. Следует отметить, что на этапе спуска орбитального самолета с орбиты (участок полета с гиперзвуковыми и сверхзвуковыми скоростями) летчик управляет только углами атаки (тангажом) и крена, а управление траекторией движения в боковой плоскости происходит за счет подъемной силы при создании крена того или иного знака. Таким образом, формирование надежной системы управления креном на указанных режимах имело принципиальное значение. Наличие обратной реакции по крену на высоких скоростях при «недоразложенных» консолях крыла выяснилось в октябре 1967 года, о чем сразу было доложено Владимиром Александровичем Труфакиным Лозино-Лозинскому. Как позднее вспоминал Владимир Александрович, ему показалось, что в первоначальный момент Главный конструктор не сразу доверился «фантазиям» молодого специалиста, но уже через 2-3 недели он организовал серьезное обсуждение поставленной проблемы, на котором предложил организовать схему управления креном с помощью дифференциального отклонения консолей крыла. Однако после соответствующих проработок этот вариант отпал прежде всего из-за малого быстродействия поперечного управления по указанной схеме — максимальная скорость отклонения консоли не превышала 5 угловых градусов в секунду, что было совершенно недостаточно. В процессе поисков были предложены и разработаны принципиально новые бесшарнирные органы управления — верхние и нижние интерцепторы, но и они не решали рассматриваемой проблемы. В конце концов в ЦАГИ Р.В.Студнев предложил не бороться с обратной реакцией, а использовать ее. Были предложены схемы изменения знака сигнала с ручки управления при изменении геометрии крыльев орбитального самолета (при этом реакция орбитального самолета по крену на отклонение ручки в одном направлении всегда остается неизменной). Для этого пришлось разработать специальные алгоритмы обеспечения устойчивости и управляемости с коммутацией величин настроечных коэффициентов в зависимости от положения консолей крыла. В дальнейшем такое управление получило название «обобщенное поперечное управление» и в 1969 году было защищено авторским свидетельством. Разработанный способ управления впоследствии был использован на «Буране» (на нем также на гиперзвуковых скоростях наблюдалось явление обратной реакции элевонов по крену), но расхожее ошибочное мнение об управлении по крену на орбитальном самолета «Спираль» осталось.

При решении проблемы теплозащиты орбитального самолета проектанты взяли за основу принцип «горячей конструкции оболочки» с максимальной температурой около 1500 градусов С, т.е. конструкции, охлаждаемой только за счет лучистого теплопереноса от горячих элементов к более холодным. При таком подходе все конструктивные решения сведены только к взаимному тепловому экранированию элементов конструкции без применения каких-либо других конструктивных решений по активному охлаждению. В силу этого принцип «горячей конструкции» был определяющим при выборе основных решений по конструктивно-силовой схеме аппарата, особенностям внутренней компоновки и применяемым конструкционным материалам. Использование для орбитального самолета схемы «несущий корпус» с максимальным радиусом затупления носовой части и крылом, работающим в режиме стекания потока с кромок, непересекающихся с ударной волной, позволило:
— максимально использовать переизлучение теплового потока с нижней части поверхности на верхнюю в связи с реализацией пустотелых объемов у носового затупления и крыла;
— применить теплозащитный экран (ТЗЭ) с внутренней теплоизоляцией из ультратонкого кремнеземного волокна и аморфного кварца высокой чистоты, прижатой листом теплоемкости с серебряным покрытием;
— применить специальные покрытия для управления лучистыми тепловыми потоками, что обеспечивало эффективную теплозащиту орбитального самолета на гиперзвуковых скоростях.
Тем не менее, в заключении ЦАГИ по аванпроекту рекомендовано в дальнейшем, в ходе эскизного проектирования, рассмотреть возможность применения, помимо «горячей», и частично охлаждаемой конструкции. Основой конструктивно-силовой схемы орбитального самолета является силовая пространственная ферма, сваренная из отдельных трубчатых стержней-звеньев, на которой закреплены все агрегаты и на которую замыкаются все виды нагрузок, приходящие на фюзеляж. Наличие фермы позволяет в полной мере реализовать принцип «горячей конструкции» с минимизацией внутренних тепловых напряжений и вызываемых ими короблений несущих элементов конструкции. В то же время ферма позволяет значительно снизить внутренние тепловые потоки в силовой конструкции по сравнению с традиционной силовой схемой, основанной на шпангоутах (поперечный силовой набор), лонжеронах и стрингерах (продольный набор) и несущей обшивке. Для сравнения скажем, что в основу конструктивно-силовой схемы проектировавшегося по аналогичному принципу «горячей конструкции» ракетоплана «Дайна-Сор» также закладывалась пространственная ферма. В то же время для американских шаттлов и советского «Бурана», защищенных поверхностной плиточной теплозащитой, при выборе конструктивно-силовой схемы использованы традиционные конструкторские решения с использованием шпангоутов, лонжеронов и силовых панелей обшивки.
Снизу, в наиболее теплонапряженной части корпуса орбитального самолета, к ферме крепится нижний силовой теплозащитный экран (ТЗЭ), воспринимающий местные аэродинамические нагрузки и предохраняющий внутренний силовой набор от воздействия высоких температур. Экран состоял из следующих частей:
— основной части с теплоизоляцией, расположенной под всеми агрегатами самолета;
— носовой части без теплоизоляции, имеющей возможность свободного лучистого теплообмена с менее нагретой верхней обшивкой, за счет чего температура экрана в зоне максимальной температуры снижалась с 1600 градусов С до 1400 градусов С;
— воспринимающего перепад температур до 1000 градусов С за счет упругих деформаций гофра.

Экран крепился на керамических шарнирных подвесках-подшипниках, выполнявших роль тепловых барьеров и обеспечивавших подвижность ТЗЭ относительно основной конструкции. Такая подвеска ТЗЭ не только снимала температурные напряжения, возникающие за счет разности температур между экраном и основной конструкцией, достигающей 800-1000 градусов С, но и обеспечивала неизменность внешних обводов за счет сохранения формы и положения экрана относительно корпуса. Конструктивно ТЗЭ выполнялся из множества металлических пластин-панелей из плакированного ниобиевого сплава ВН5АП, покрытого дисилицидом молибдена, расположенных по принципу «рыбной чешуи». Сверху корпус закрывался панелями обшивки, также подвижными (для снятия температурных напряжений) за счет отверстий большого диаметра, превышающих диаметр рабочей зоны крепежных элементов.

Проведенные при разработке аванпроекта расчеты по флаттеру показали, что критические скоростные напоры классических форм флаттера крыла и киля орбитального самолета достаточно высоки, безопасность от рулевых форм флаттера обеспечивается весовой балансировкой. Расчеты также подтвердили безопасность панелей теплозащитного экрана от флаттера. Анализ показывал, что и критический скоростной напор дивергенции корпуса орбитального самолета был существенно выше эксплуатационного, а влияние упругости крыла на эффективность элеронов незначительно. Штатная посадка осуществлялась на 4-х стоечное лыжное шасси (с тарельчатыми опорами), убираемое в боковые ниши корпуса (передние опоры) и в донный срез фюзеляжа (задние опоры). Лыжное шасси скомпоновано таким образом, чтобы в убранном положении оно находилось в зоне низких температур под защитой экрана (поэтому оно было выполнено из «обычной» стали ВЛ-1) и не разрезало экран при выпуске перед посадкой. Стойки шасси были оборудованы металлическими тарельчатыми опорами (лыжами) из износостойкого металла — местные температуры из-за принятой концепции «горячей конструкции» не позволяли применить резиновые пневматики. Проходимость широко расставленных стоек шасси должна была обеспечить посадку практически на любой более-менее ровный грунт минимальной прочности около 4 кг/см 2 с обеспечением хорошей устойчивости при коротком пробеге. Для упрощения и облегчения шасси предусматривался только его выпуск, уборка должна была производиться наземными средствами при подготовке к пуску.

Выбор, испытания и отработка конструкционных материалов для аппарата, спроектированного по идеологии «горячей конструкции», оказался непростым делом, и осуществлялся в лабораториях Всесоюзного научно-исследовательского института авиационных материалов (ВИАМ) по температурным условиям, заданным ОКБ-155. Но и это еще не все (что интересно!) — в разделе аванпроекта «Конструкция самолета и применяемые материалы» на 21 странице читаем: «. жаростойкие теплозащитные материалы типа пенокерамик в настоящее время разрабатываются». Обратите внимание на эту уникальную фразу! «Горячая» конструкция на ОС «Спирали» применена не потому, что она лучше, а потому что ничего другого в многоразовом исполнении на тот момент еще просто не существовало. Но уже тогда конструкторы думали о сверхлегком керамическом теплозащитном покрытии! Напомню — документ датирован 29 июня 1966 года — до первого полета американского шаттла «Колумбия» с плиточной керамической теплозащитой оставалось еще почти 15 лет, до первого испытания советских кварцевых плиток на «БОРе-4» 16 лет, до полета «Бурана» — еще долгие 22 года!

Иллюстрации к статье можно посмотреть в варианте статьи в формате PDF :
— начало статьи в N3/2005 ;
— окончание статьи в N 4 /2005 .

Для просмотра представленных материалов необходима программа Adobe Reader