ЛЕТАВШИЙ ВЫШЕ И БЫСТРЕЕ ВСЕХ

Гиперзвуковой ракетный самолет North American Х-15. Постройка космических аппаратов многоразового использования типа Shuttle и «Буран» открыла новую страницу в пилотируемой космонавтике. Проектирование аппаратов такого типа потребовало гигантских конструкторских и исследовательских работ, связанных с проблемами, возникающими при полетах на больших высотах и скоростях.

В США подобные исследования начались осенью 1945 года, когда детали 100 немецких ракет Фау-2 (А-4) были доставлены в США. Первая ракета была запущена 10 мая 1946 года и достигла высоты 112 км. В течение 1947 года лаборатория космической медицины запустила сначала несколько ракет с растениями и насекомыми на борту с целью изучения влияния на них радиации, а затем и с мышами и обезьянами. Однако процент удачных пусков и возвращения на землю пущенных объектов оказался невелик, как и время нахождения приборных отсеков ракет на больших высотах. Исследования верхних слоев атмосферы с помощью ракет велись очень интенсивно вплоть до середины 50-х годов. Но несмотря на это атмосфера выше 50 км по-прежнему оставалась наименее изученной областью.

Более всего для получения недостающей информации подошел бы пилотируемый самолет. Но машины с реактивными двигателями не поднимались на такую высоту, а экспериментальные ракетопланы фирмы Bell — аппараты X-1 и X-2 с ракетными двигателями — достигали только 35-километровой отметки.

В 1954 году в NASA закончилась разработка требований к новому ракетному самолету, предназначенному для исследования высот от 50 до 100 км и скоростью полета до 7200 км/ч. Для достижения таких характеристик требовался ракетный двигатель с тягой около 27 тонн. При испытаниях планировалось получить данные, которые можно было бы использовать при постройке боевого суборбитального аппарата Dyna-Soar. Не менее важным было получение сведений об аэродинамическом нагреве, жаростойкости конструкций, характеристиках дросселируемого ракетного двигателя, обеспечении жизненных условий, а также о космической радиации в верхних слоях атмосферы. Предполагалось также использовать новый самолет для геофизических исследований. Экспериментальному летательному аппарату присвоили обозначение Х-15.

Предыдущие модели экспериментальных ракетных самолетов Bell X-1 и Bell X-2 стартовали с модифицированного бомбардировщика В-29 на высоте около 10 000 м при скорости полета носителя 240 км/ч. Более тяжелый X-15 решили запускать с реактивного бомбардировщика В-52, что позволяло увеличить высоту запуска и скорость полета в момент старта ракетоплана.

Х-15 подвесили на специальном пилоне под правым крылом бомбардировщика, между двигателем и фюзеляжем. Это потребовало тщательного изучения аэродинамики такой сцепки и стартовой траектории полета самолета Х-15. Кроме того, подвеска Х-15 под крылом предусматривала присутствие летчика в ракетоплане до начала рулежки, тогда как при испытаниях Х-1 и Х-2 летчик переходил из бомбоотсека носителя в ракетоплан лишь при достижении заданной высоты. Такая схема подвески Х-15 потребовала разработки методики безопасного катапультирования пилота при возникновении аварийных ситуаций, которая позволяла бы ему не задевать при этом переднюю кромку крыла самолета-носителя и его огромный киль. На фюзеляже бомбардировщика установили блистер для наблюдений и несколько камер для кино- и фотосъемки Х-15.

В декабре 1955 года фирме North American выдали заказ на постройку трех экземпляров самолета Х-15. Ракетный двигатель XLR-99-RM-1 (топливо — аммиак, окислитель — жидкий кислород) с максимальной тягой в космосе 27 т должна была предоставить фирма Reaction Motors. Когда постройка первого экземпляра самолета близилась к концу, двигатель еще не отработали. Пришлось устанавливать на Х-15 два двигателя XLR-11 с четырьмя камерами сгорания, использующих в качестве окислителя жидкий кислород и в качестве топлива водноспиртовую смесь.

Первый экспериментальный ракетоплан Х-15 после официальной презентации 15 октября 1958 года был передан в испытательный отдел фирмы North American. Постройку второго закончили в марте, а третьего — в августе 1959 года. На третьей машине вместо ЖРД XLR-99-RM-1 временно установили его макет.

Конструкция ракетоплана рассчитывалась на работу при температурах до 650 °С и представляла собой в основном монокок или полумонокок из легированной стали, никелевого сплава «инконель X» и титана. В носовой части фюзеляжа находился герметизированный отсек с двойной обшивкой, в котором размещались летчик и оборудование. Наружная обшивка выполнялась из «инконеля X», подкрепляющие ее шпангоуты — из титановых сплавов, а внутренняя обшивка — из алюминиевых.

Центральная часть фюзеляжа была образована расположенным впереди крыла баком для окислителя, топливным баком и шпангоутами, к которым крепилось крыло. Основной конструкционный материал — «инконель X». Из него выполнялись торцевые стенки баков, а внутренние перегородки — из алюминиевых сплавов.

К хвостовой части фюзеляжа из «инконеля X» с подкрепляющей конструкцией из титанового сплава крепились оперение, шасси и двигатель. Крыло многолонжеронной конструкции с нервюрами в носке и хвостовой части. Передний и задний лонжероны имели плоские стенки, подкрепленные рифтами, у средних лонжеронов были гофрированные стенки. Панели обшивки крыла толщиной от 0,6 до 1,2 мм выполнялись с помощью механической обработки из «инконеля X» и имели приваренные по размаху накладки. Каркас и нервюры — из титанового сплава.

Горизонтальное и вертикальное оперение представляло собой двухлонжеронные кессонные балки, подкрепленные нервюрами. В носке крыла, а также в носках горизонтального и вертикального оперений имелись разделенные на отдельные отсеки теплопоглощающие элементы из «инконеля X». В обтекателях на боковой поверхности фюзеляжа размещались тросы управления, трубопроводы гидравлических систем и электрическая проводка приборов. Для уменьшения температурных напряжений в конструкции самолета Х-15 широко применялись гофрированные элементы.

Шасси трехопорное, с передней носовой опорой; состояло из передней двухколесной стойки, находящейся впереди кабины пилота, и двух основных стоек. Последние оснащались стальными лыжами, которые в полете находились в убранном положении. Выпускалось шасси под действием силы тяжести и воздушных нагрузок. Лыжи устанавливались на жестких стойках с воздушно-масляными амортизаторами, прикрепленными к верхним частям стоек, что обеспечивало последним некоторую свободу, когда шасси нагружалось весом самолета. Убиралось шасси наземным персоналом вручную.

Горизонтальное оперение обеспечивало как продольное, так и поперечное управление. Управление по курсу осуществлялось двумя поворотными килями, расположенными сверху и снизу фюзеляжа. Нижний киль сбрасывался перед посадкой и спускался на парашюте; после восстановления он мог использоваться повторно. В безвоздушном пространстве ракетоплан управлялся с помощью реактивных сопел, расположенных в носовой части фюзеляжа и на крыле. Автоматической системы управления на Х-15 не было, имелся только демпфер колебаний.

Ракетоплан имел уникальную систему управления с тремя ручками. Центральная — традиционная, она использовалась в обычных режимах полета. Две боковые ручки с подлокотниками служили для управления в полете с большими продольными и вертикальными перегрузками, когда масса руки летчика могла вызвать непреднамеренное отклонение центральной ручки управления. Ручка реактивной системы управления располагалась на левом пульте в кабине летчика, а ручка управления аэродинамическими поверхностями — на правом пульте. Летчик Р.Уайт в полете, в котором он достиг высоты 66 140 м, управлял ракетопланом Х-15 с помощью только боковых ручек управления. Первая попытка обойтись в полете без центральной ручки управления чуть было не привела к потере ракетоплана, так как максимальная скорость отклонения стабилизатора, составлявшая 15 град/сек, оказалась малой для посадки. После этого система управления была переделана, и скорость отклонения увеличена до 25 град/сек.

Пилот ракетоплана был одет в герметичный скафандр, вентилируемый и наддуваемый азотом. В случае падения давления в кабине наддув костюма соответствовал давлению на высоте 10 700 м. Азот, поступающий в костюм, нагревался с помощью небольшого электрического обогревателя.

Были трудности с фиксацией головы летчика, на которую в полете действовали опасные перегрузки, направленные вперед-вниз. Чтобы избежать при этом травм, конструкторы предполагали крепить шлем к заголовнику тросом, но потом на фонаре кабины сделали специальный упор для лобной части шлема, который удерживал голову пилота от движения вперед.

Для предотвращения обледенения и запотевания лобового стекла фонаря кабины в пространство между панелями остекления подавался нагретый азот и, кроме того, внутренняя панель имела электрообогрев. Лобовое стекло при входе в атмосферу могло накаляться до вишневокрасного цвета, так что система охлаждения кабины должна была работать безотказно.

Гиперзвуковой экспериментальный ракетоплан North American Х-15:

1 — верхний воздушный тормоз; 2 — верхний руль направления; 3 — верхний киль; 4 — эксплуатационные лючки; 5 — кинокамеры; 6 — лючок закабинного отсека; 7 — фонарь кабины пилота; 8 — остекление фонаря кабины из жаростойкого стекла (ранний вариант); 9 — остекление фонаря кабины из жаростойкого стекла (поздний вариант); 10 — антенна радиовысотомера; 11 — сопла баллистической системы управления по тангажу; 12 — выносная штанга ПВД; 13 — сопла баллистической системы управления по курсу; 14 — нижний киль; 15 — сбрасываемый нижний руль направления; 16 — нижний воздушный тормоз; 17 — трубы слива перекиси водорода; 18 — жаровая труба; 19 — приемник воздушного давления (поздний вариант); 20 — хвостовая стойка шасси в убранном положении; 21,34 — лыжи хвостовых стоек в убранном положении; 22 — дополнительные сбрасываемые подвесные топливные баки; 23 — жаропрочное покрытие; 24 — правая плоскость крыла; 25 — левая плоскость крыла; 26 — наплыв фюзеляжа; 27 — механизм управления тормозными щитками; 28 — ЖРД Reaction Motors XLR-99; 29 — топливный кран; 30 — щитки верхнего воздушного тормоза в выпущенном положении; 31 — ЖРД Reaction Motors XLR-1l-RM-5; 32 — щитки нижнего воздушного тормоза в выпущенном положении; 33 -хвостовая стойка шасси в выпущенном положении; 35 — подкосы хвостовых опор шасси; 36 — щиток ниши носовой стойки шасси; 37 — бескамерный пневматик с нейлоновым кордом; 38 — носовая стойка шасси; 39 —левый поворотный стабилизатор-элевон; 40 — закрылок левой плоскости крыла; 41 — панель обшивки крыла; 42 — сопла баллистической системы управления по крену; 43 — монолитная передняя кромка крыла; 44 — заправочная горловина бака гидросистемы; 45 — стабилизирующие кили; 46 — плечевой протяжной ремень; 47 — пульт аэродинамической системы управления при больших перегрузках; 48 — скафандр «Кларк МС-2»; 49 — пульт реактивной системы управления при больших перегрузках; 50 — рукоятка аварийного освобождения ног; 51 — крепление ног; 52 — щиток от сверхзвукового воздушного потока; 53 — телескопический стабилизирующий стержень; 54 — кислородный баллон; 55 — подлокотник; 56 — ручка реактивной системы управления при больших перегрузках; 57 — приборная доска; 58 — ручка аэродинамической системы управления при больших перегрузках; 59 — ручка управления при полете с малыми скоростями; 60 — никелевые трубки с керамическим покрытием; 61 — защита от пламени; 62 — камера с постоянной тягой; 63 — насос подачи жидкого кислорода; 64 — входной патрубок для жидкого кислорода; 65 — газогенератор, работающий на перекиси водорода; 66 — выхлопная труба турбины; 67 — коробка управления; 68 — сливные отверстия; 69 — выходное отверстие турбонасоса; 70 — створки ниши носового колеса (втягиваются внутрь фюзеляжа)

Обозначения к схеме «Аэродинамическая и реактивная системы управления» ракетопланом Х-15:

А — элевоны; Б — верхний руль направления; В — нижний руль; Г — воздушные тормоза; Д — сопла управления креном; Е — посадочные закрылки; Ж — сопла управления тангажом; З — сопла управления по курсу; И — баки с перекисью водорода для баллистической системы управления; К — ручка управления

Катапультируемое сиденье пилота обеспечивало безопасное покидание кабины при скорости полета до 4000 км/ч и на высоте до 36 500 м при любом положении самолета в пространстве. Сиденье также обеспечивало спасение летчика на малых высотах при скорости не более 170 км/ч. Катапультирование производилось с помощью порохового заряда, стабилизирующие кили и балки выдвигались автоматически. При освобождении и поднятии любой из двух специальных рукояток сбрасывался фонарь, после чего включался катапультирующий механизм сиденья.

Ракетоплан Х-15 по характеристикам управляемости подобен истребителям «сотой» серии, имевшим большую вертикальную скорость снижения при посадке и изменявшуюся балансировку в околозвуковом режиме полета. Летчики характеризовали Х-15 как типичный самолет с большим аэродинамическим качеством, по своим характеристикам устойчивости и управляемости не уступающий скоростным истребителям того времени.

Для тренировок будущих пилотов Х-15 использовался истребитель F-104. Этот самолет с выпущенными воздушными тормозами и двигателем, работающим на режиме малого газа, мог достаточно точно воспроизводить посадочные характеристики ракетоплана Х-15. Аэродинамическое качество этих летательных аппаратов при скорости полета 550 км/ч было почти одинаковым. На Х-15 закрылки и шасси обычно выпускались после выравнивания, а для воспроизведения поведения ракетоплана на F-104 приходилось ставить закрылки во взлетное положение и выпускать шасси задолго до выхода на глиссаду. Перед каждым полетом Х-15 пилоты тренировались в выполнении заходов на посадку на самолете F-104 в районе озера Роджерс и на все запасные посадочные площадки.

Первоначально предполагалось провести первый полет с включенной силовой установкой в феврале 1959 года. Однако 19 марта 1959 года состоялся лишь полет носителя с подвешенным к нему Х-15. При этом были обнаружены мелкие неполадки в системе связи и электросистеме. Успешным было только испытание системы слива топлива, которая проверялась с помощью окрашенной жидкости. Во время второго полета связь также была потеряна, а во время третьего наблюдались неполадки в работе вспомогательных силовых установок ракетоплана.

Первый свободный полет Х-15 состоялся 8 июня 1959 года. Ракетоплан отделился от самолета-носителя на высоте 11 600 м при скорости 830 км/ч. Летчик выполнил ряд плавных маневров (в частности, «восьмерку») для проверки эффективности управления закрылками. Подфюзеляжный киль был сброшен почти перед самой посадкой. Во время выравнивания при посадке самолет совершил ряд продольных колебаний, специально вызванных летчиком для проверки степени эффективности управления. Скорость в момент приземления была 288 км/ч. Длина пробега составила 1400 м.

В отличие от ракетопланов Bell Х-1 и Х-2, подвешивавшихся в бомбоотсеках самолетов В-29, Х-15 закреплялся на носителе под правым его крылом и при сбрасывании обдувался несимметрично, получая при этом крен вправо с переходом в пикирование. Поэтому пилоты перед отделением ракетоплана от носителя отклоняли элероны влево на 6—8°, чтобы уменьшить опасный крен. Самый сложный участок Х-15 пролетал за 0,8 с; выходя из зоны завихрений В-52, он имел крен в 20°. Нелегко было и летчикам носителя, которые постоянно жаловались на сложность взлета и посадки без закрылков, выпуску которых мешал подвешенный Х-15. Ввиду большой разницы в массах В-52 и Х-15, отделение ракетоплана мало сказывалось на носителе. Масса В-52 с подвешенным Х-15 при взлете составляла около 135 т. В момент отделения на высоте 13 000 м общая масса равнялась 118 т, из которых на долю Х-15 приходилось 15,4 т. Для облегчения балансировки в левое крыло самолета В-52 заправлялось больше топлива, чем в правое.

Поскольку во время взлета, набора высоты и полета к месту запуска испарялось значительное количество жидкого кислорода из бака Х-15, на В-52 имелось два бака с этим окислителем, один из которых емкостью 3800 л служил для пополнения баков на крейсерском режиме, а второй емкостью 1900 л — на режиме набора высоты. Запаса окислителя на В-52 хватало на совместный двухчасовой полет.

Первый свободный полет ракетного самолета с работающим двигателем состоялся 17 сентября 1959 года. После отделения от носителя на высоте 11 600 м Х-15 набрал высоту 15 000 м и через 10 минут совершил посадку. Второй полет с работающим двигателем после двукратной задержки по техническим причинам состоялся 17 октября 1959 года: Х-15 отделился от В-52 на высоте около 12 500 м и набрал высоту 18 000 м. В полете была достигнута скорость порядка 2250—2400 км/ч. Продолжительность полета составила около 10 минут. Самолет совершил посадку на дне высохшего озера Роджерс приблизительно в 105 км к северо-востоку от Лос-Анджелеса, посадочная скорость составляла при этом 320 км/ч.

В начале 1960 года начались полеты второго ракетного Х-15. Тогда же изменили и форму носовой части самолетов. Вместо иглообразной она стала тупой. На оконечности установили сферический датчик гиперзвукового потока для системы стабилизации.

К середине ноября 1961 года два Х-15 совершили 77 полетов, из них 44 с включенным ЖРД, 29 полетов с двумя маломощными ЖРД XLR-11 и 15 полетов с новым XLR-99, имеющим тягу 25,8 т. В 33 полетах самолет не отделялся от носителя В-52 либо в соответствии с заданием, либо из-за неполадок (отказ связи, системы герметизации, вспомогательной силовой установки, системы управления и т.д.). Первый полет с ЖРД XLR-99 был совершен 15 ноября 1960 года, на два года позже, чем предусматривалось планом, из-за трудностей при доводке двигателя.

Вся программа летных испытаний Х-15 состояла из двух частей — полетов на максимальную скорость и полетов на максимальную высоту. Результатом выполнения первой части стало достижение 9 ноября 1961 года на втором ракетоплане скорости 6548 км/ч на высоте 30 км.

Вторая фаза программы была начата в апреле 1962 года после изменения формы остекления самолета с прямоугольной на овальную. В двух полетах на правой панели лобового остекления образовались трещины из-за температурных напряжений при входе в атмосферу. После переделок 17 июля 1962 года состоялся полет, в котором третий ракетоплан Х-15 достиг высоты 107 906 м. Все пилоты, летавшие на Х-15 во второй части исследований, получили звание летчиков-астронавтов США. Первым таким астронавтом стал Р.Уайт, а последним — Дж.Уокер (впоследствии он на истребителе F-104 врезался в экспериментальный В-70).

Все рекордные полеты проходили по приблизительно одинаковому плану. Х-15 сбрасывался с носителя при скорости 900 км/ч на высоте около 13 500 м. После отделения от В-52 и включения двигателя летчик давал «газ» и выдерживал угол атаки 8°, пока самолет не переходил в режим набора высоты с заданным углом (например, для полета на высоте 7500 м этот угол составлял 30°), после чего до выключения двигателя выдерживался постоянный угол тангажа. Двигатель выключался через 90 с после запуска при скорости 1900 м/сек на высоте 48 км. Далее самолет летел по баллистической траектории с углом атаки, равным нулю. В это время летчик находился в состоянии невесомости. Продолжительность периода невесомости около 2,5 мин. Вход в плотные слои атмосферы происходил с углом атаки около 15°, который придавался самолету на высоте 60 км.

Экспериментальный гиперзвуковой самолет NORTH AMERICAN Х-15

В 1962 году второй ракетоплан Х-15 модернизировали. Для увеличения продолжительности полета с включенным двигателем до 150 с его оборудовали двумя подвесными баками с топливом и окислителем общей емкостью 6123 л. Первый полет модернизированный Х-15А-2 совершил 28 июня 1964 года.

Около трети всех полетов сделаны в условиях, когда полностью или частично отказывала система стабилизации относительно одной из осей. В некоторых случаях полеты совершались несмотря на то, что заранее было известно о таких отказах. Основной их причиной являлись неполадки в электрической проводке и электронном блоке агрегата ручной установки передаточных чисел.

В высотных полетах случались отказы системы герметизации кабины. Однажды в полете со скоростью 5500 км/ч на высоте 30 500 м начала даже тлеть краска внутри кабины, да так, что дым затруднил пилоту обзор.

В ходе программы летных испытаний ракетоплана произошли и три крупные аварии. Первая — 5 ноября 1959 года во время полета второго экземпляра Х-15. Из-за взрыва нижнего двигателя XLR-11 и начавшегося пожара летчик был вынужден отключить этот двигатель и совершить посадку. Поскольку топливо сливалось во время снижения самолета по крутой траектории, его не удалось слить полностью, и посадочная масса ракетоплана оказалась больше допустимой. При быстром выпуске носовой стойки шасси в амортизаторе вспенилось масло и при контакте носового колеса с землей амортизатор не сработал, фюзеляж самолета за кабиной деформировался, и его нижняя поверхность стала касаться земли. Х-15 удалось отремонтировать, усилив фюзеляж дополнительными накладками (сверху и снизу) в месте его прогиба. Такие же изменения внесли в конструкцию двух других самолетов. Кроме того, доработали шасси.

Вторая авария произошла 7 июня 1960 года вследствие взрыва при наземных испытаниях ЖРД YLR-99, причиной которого стал чрезмерный наддув бака с жидким аммиаком в результате замерзания регулятора и предохранительного клапана. Чтобы предотвратить повторение подобных случаев, регулятор наддува топливного бака был модифицирован и установлен в более теплом месте. Модифицировали также предохранительный клапан и трубопроводы системы сбрасывания давления. Хвостовую часть поврежденного самолета полностью заменили, а носовую часть фюзеляжа восстановили, устранив значительные повреждения.

Третья авария, при которой третий самолет совершил вынужденную посадку и перевернулся, произошла 9 ноября 1962 года. После отделения от носителя и запуска двигателя в результате выхода из строя диода и трансформатора в системе управления топливным насосом тяга двигателя упала до 30 процентов от максимальной. Двигатель пришлось выключить, и летчик стал снижать машину для посадки на запасную площадку. Перед посадкой летчик хотел выпустить закрылки, однако система управления закрылками не сработала. После посадки при малой вертикальной скорости, приблизительно в момент, когда носовое колесо коснулось земли, левая стойка основного шасси сломалась, Х-15 скапотировал и разбился.

Полеты Х-15 прекратились в феврале 1968 года. Всего был выполнен 191 полет. Первый экземпляр машины передали в Национальный аэрокосмический музей, второй — в музей ВВС в Дейтоне.

Летно-технические характеристики гиперзвукового экспериментального ракетоплана NORTH AMERICAN X-15:

Размах крыла, мм…………………………………………………………………………………………………….. 6700

Длина, мм…………………………………………………………………………………………………………….. 12 240

Высота, мм………………………………………………………………………………………………………………4100

Площадь крыла, м2…………………………………………………………………………………………………. 18,58

Масса пустого, кг……………………………………………………………………………………………………. 7765

Масса топлива во внутренних баках, кг…………………………………………………………………… 8300

Нормальная взлетная масса, кг………………………………………………………………………………14 190

Максимальная скорость, км/ч………………………………………………………………………………….. 7200

Максимальная расчетная высота полета, м……………………………………………………………. 76 200

Максимальная дальность полета, км…………………………………………………………………………..450

Н. ОКОЛЕЛОВ, А. ЧЕЧИН, г. Харьков