Антон Первушин - Битва за звезды-2. Космическое противостояние (часть I)

Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убиралось в фюзеляж. Планер самолета был рассчитан на перегрузки от +18 до -10 g.

Все ракетопланы «Х-1» были снабжены четырехкамерными жидкостными ракетными двигателями «XLR-11-RM-5» производства компании «Риэкшн моторз» («Reaction Motor Inc») с тягой 2722 килограмма Система управления двигателем позволяла включать в работу любое число камер (от одной до всех четырех), каждая из которых развивала максимальную тягу в 680,5 килограмма. Топливо (спирт и жидкий кислород) находилось в баках, размещенных соответственно за узлами крепления крыла и перед ним.

В проекте предусматривалось, что топливо будет подаваться к двигателю с помощью насосов, однако в самолете «Х-1» была применена вытеснительная система подачи, поскольку насос с необходимыми характеристиками своевременно разработать не удалось. Вытеснительная система состояла из 12 сферических баллонов с азотом, что значительно увеличило собственную массу самолета. В целях уменьшения взлетной массы количество топлива ограничили до 2310 килограммов, что повлекло за собой сокращение времени работы двигателя с планировавшихся 10 до 2,5 минут.

В конце 1951 года начались работы по созданию ракетоплана «Икс-1А» («Х-1 А»), представляющего собой усовершенствованный вариант третьего образца самолета «Х-1», который предназначался для исследований при более высоких сверхзвуковых скоростях полета.

Для того чтобы увеличить скорость ракетоплана, конструкторам пришлось увеличить запас топлива на 2680 килограммов и продлить время работы двигательной установки при максимальной тяге до 4,2 минуты. Конструктивно это привело к удлинению фюзеляжа на 1,4 метра, что позволило разместить дополнительные топливные баки.

В целях повышения безопасности на период проведения испытаний самолета жидкий кислород заменили раствором перекиси водорода Летные испытания «Х-1А» были начаты в апреле 1953 года. 12 декабря пилот Егер достиг на нем максимальной скорости 2655 км/ч (М = 2,5) на высоте свыше 21 километра, а летом 1954 года — максимальной высоты 27450 метров.

Летом 1955 года ракетоплан «Х-1А» взорвался спустя 17 секунд после его отделения от самолета-носителя «В-29».

Второй экземпляр «Х-1А», приспособленный для проведения исследований аэродинамического нагрева, получил обозначение «Икс-1Б» («Х-1В»). Исследования проводились с 1954 по 1958 год, после чего машина была переоборудована для оценки эффективности системы трехосного струйного (реактивного) управления.

Кроме вышеназванных пяти ракетопланов, был построен также опытный образец модификации «Икс-1Д» («X-1D») (программа «Х-1С» была аннулирована до завершения разработки соответствующего варианта самолета), который взорвался 22 августа 1951 года в момент отделения от носителя «В-50».

Проведя первую серию испытаний ракетопланов «Х-1», фирма «Белл» совместно с НАКА и ВВС начали проектирование нового ракетного самолета «Икс-2» («Х-2») для исследований аэро и термодинамических явлений на скорости в 3 Маха. Предполагалось, что постепенно, по мере модернизации, «Х-2» сможет достигнуть высоты в 60 километров.

Первый опытный образец «Х-2» был построен в 1952 году. Он представлял собой моноплан классической схемы (длина — 13,4 метра, высота — 4,13 метра, взлетная масса — 13 000 килограммов) с низкорасположенным стреловидным крылом (размах — 9,76 метра, угол стреловидности — 40°), имеющим острую переднюю кромку.

Крыло оснащено носовыми щитками, расположенными приблизительно на 2/5 длины передней кромки, а также обычными элеронами, снабженными триммерами. Стабилизатор — стреловидный, управляемый, а киль — прямой, с рулем направления.

Фюзеляж в центральной части имел форму, близкую к цилиндрической, а передняя и хвостовая части — конусообразную. На верхней и нижней поверхностях фюзеляжа находились два больших продольных обтекателя, которые закрывали проводку и оборудование системы управления, а также выпускаемую во время приземления лыжу. Крыло, оперение и фюзеляж были выполнены из нержавеющей стали.

Предназначение ракетоплана для полетов на больших скоростях и высотах потребовало разработки безотказного и безопасного способа катапультирования пилота в случае аварии.

В своем выборе конструкторы остановились на варианте отделения всей кабины от самолета. Кабина имела теплоизоляционное покрытие и стационарное переднее остекление, состоящее из двух стекол. Стекла не только сохраняли свои свойства до температуры 540 °C, но и поглощали инфракрасные лучи.

На «Х-2» использовался восьмикамерный ракетный двигатель «XLR-25CW» фирмы «Кертисс-Райт» («CurtissWright») с максимальной тягой 7250 килограммов. Двигатель был оснащен насосами для подачи топлива (этиловый спирт и жидкий кислород), а также оборудованием для запуска, выключения и регулирования тяги во время полета. Емкость топливных баков обеспечивала работу двигателя в течении 2,3–6 минут.

Сначала, как и заведено, в июне 1952 года было выполнено несколько планирующих полетов «Х-2» со специально приспособленного для этой цели бомбардировщика «В-50» и облет с работающим двигателем. Однако вторая попытка полета с запуском двигателя привела к катастрофе. 12 мая 1953 года во время заправки топливных баков опытного ракетоплана в воздухе, когда «Х-2» находился еще в бомбоотсеке носителя, произошел взрыв, самолет вспыхнул и сгорел в воздухе. Погибли пилот Скип Зиглер и два члена экипажа «В-50», подготавливавшие «Х-2» к самостоятельному полету.

Второй экземпляр ракетоплана построили лишь в 1955 году, а его облет с работающим двигателем состоялся в ноябре.

Позже, 25 июля 1956 года, пилот Айвен Кинчело на «Х-2» достиг рекордной скорости в горизонтальном полете — 3360 км/ч, а 7 сентября 1956 года — рекордной высоты в 38 430 метров.

Второй опытный образец постигла участь первого. Всего лишь через 20 дней после рекордного полета произошла катастрофа, а пилот Милбурн Апт погиб. Причины катастрофы выяснить так и не удалось.

Эксперименты с ракетопланами «Х-1» и «Х-2» были необходимы прежде всего для того, чтобы опытным путем выяснить, как будет вести себя летательный аппарат, сделанный по самолетной схеме, на скоростях, в несколько раз превышающих звуковую. Об использовании ракетопланов в качестве орбитальных самолетов пока никто не говорил. Однако идея, активно обсуждавшаяся в 30-е годы в Советской России и Германии, наконец-то привлекла внимание и в Америке.

«Пионером» здесь выступил китаец Цзян Сюсэнь, профессор Калифорнийского технологического института, занимавшийся аэродинамикой высокоскоростных летательных аппаратов. В 1949 году, обобщив данные о перспективных исследованиях в этой области, полученные из завоеванной Германии, он предложил собственный проект крылатой пассажирской ракеты.

Согласно проекту китайского ученого, ракета на десять пассажиров длиной 24 метра со стартовым весом в 50 тонн должна иметь почти вертикальный старт. Через 150 секунд, на высоте 160 километров, намечалась «отсечка» двигателя.

Вершина «невозмущенного эллипса», то есть наивысшего участка траектории полета, лежала бы на высоте 480 километров над уровнем моря на расстоянии по горизонтали, вдвое превышающем эту высоту. Крылатая ракета входила бы в плотные слои атмосферы через 15 минут после старта, покрыв расстояние по горизонту в 1920 километров.

Цзян Сюсэнь считал, что аэродинамическое равновесие для крылатой ракеты при данной скорости наступит на высоте 43 километров, после чего она начнет планирование, которое даст возможность пролететь еще 2880 километров.

Посадочная скорость в результате будет составлять всего лишь 240 км/ч, что позволит произвести нормальную посадку.

Например, весь полет такой крылатой ракеты от Нью-Йорка до Лос-Анджелеса будет продолжаться не более 45 минут, что позволит ей прибыть в Лос-Анджелес на несколько часов раньше своего старта — по местному времени, разумеется.

Предложение Сюсэня было детально проанализировано сотрудником полигона Уайт Сандс Гарри Стайном в его докладе, прочитанном на 11-м ежегодном конгрессе «Американского ракетного общества», проходившем в Нью-Йорке с 26 по 29 ноября 1956 года. За истекшее время проект был доработан и претерпел некоторые изменения.

Полезная нагрузка, включая пилота, приборы, систему охлаждения, кислородную аппаратуру и прочее, была доведена до 660 килограммов (против 2 тонн у Цзяна Сюсэня).

Корпус самой ракеты весил по новому проекту 9320 килограммов, топливо — 13 600 килограммов (жидкий кислород) и 5900 килограммов (бензин), сжатый газ — 225 килограммов.

Таким образом, стартовый вес ракеты удалось снизить до 29,5 тонны.