«Энергия» - «Буран»

     Высокая экономичность "ХОТОЛа" достигается за счет исключения из его конструкции элементов и систем одноразового использования и сокращения затрат на предполетные операции. Значительную экономию эксплуатационных расходов дает практически полная автономия полетных операций, обеспечиваемая бортовыми радиоэлектронными системами.

     Основные характеристики: взлетная масса 196-250 т; посадочная масса 34-47 т; масса полезного груза на орбите 300 км - 7-11 т; длина 60 - 62 м, размах крыла 19,7-20 м, диаметр фюзеляжа 5,7 м. Вид старта: основной вариант - разгонная аэродромная тележка, возможный вариант - воздушный старт с самолета-носителя. Длина взлетной полосы 2,3-4 км. Общий ресурс двигателя 120 полетов.

     Ключевым фактором, определяющим технический успех в реализации проекта "ХОТОЛ", являлось использование в составе принципиально новой маршевой кислородно-водородной двигательной установки, способной функционировать последовательно в режимах воздушно-реактивного и жидкостного двигателей. С момента старта и до высоты 25-28 км (М=5) в течение 9 мин, двигатель работает в режиме воздушного с использованием атмосферного воздуха, сильно охлажденного бортовыми средствами, а затем, до высоты 88-90 км, работает в режиме жидкостного двигателя. Довыведение полезного груза на расчетную орбиту осуществляется с помощью кислородно-водородной двигательной установки орбитального маневрирования.

     Главным новым элементом маршевого двигателя является крупногабаритный теплообменник, примыкающий к задней части воздухозаборника. В теплообменнике происходит глубокое охлаждение поступающего в двигатель воздуха за счет запаса холода в жидком водороде, что позволяет продлить работу двигателя в режиме воздушно-реактивного до скорости М=5. Обычные турбореактивные двигатели имеют предельное М=3. Повышение плотности воздушного потока позволяет уменьшить габариты турбокомпрессора. Нагретый водород используется для привода турбины. Кроме того, увеличивается теплосодержание водорода как горючего, компрессор повышает давление воздуха приблизительно до 140 атм. Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания, где взаимодействует с водородом, отработанным на турбине и подаваемым частично из бака.

     Фирма "Бритиш аэроспейс" предложила правительству программу разработки базовой технологии летательного аппарата "ХОТОЛ", состоящую из двух трехгодичных циклов. В соответствии с ней изготовление должно было быть начато в 1994, а первый полет запланирован на 2000 г.

     В июле 1988 г. английское правительство отказалось от дальнейшего финансирования проекта "ХОТОЛ", поскольку затраты (порядка 6 млрд. фунтов стерлингов), необходимые для его доведения до стадии производства, слишком велики для одной Англии. Правительство делает ставку на быстрейшую экономическую отдачу от финансирования космических программ, а проект "ХОТОЛ" этому условию не отвечает.

     Обращения фирм "Бритиш аэроспейс" и "Роллс-Ройс" к Европейскому космическому агентству (ESA) с предложением официально признать и финансировать программу "ХОТОЛ" закончились безрезультатно. Попытки фирм-разработчиков привлечь частный капитал британских и зарубежных аэрокосмических фирм для спасения программы также не увенчались успехом.

     В сентябре 1990 г. фирма "Бритиш аэроспейс" и Министерство авиационной промышленности СССР в ходе авиационно-космической выставки "Фарнборо-90" подписали соглашение о проведении совместных исследований по оценке технических возможностей и экономических аспектов использования находящегося в эксплуатации советского тяжелого самолета-носителя Ан-225 ("Мрия") для запуска воздушно-космического самолета "ХОТОЛ".

     Управление полетом "ХОТОЛа" на участке выведения осуществляется отклонением маршевым двигателей рулевыми двигателями на концах крыла, а также с помощью выдвижного переднего горизонтального оперения, стабилизатора и элеронов при управлении по каналу крена.

     При входе в атмосферу управление полетом, при убранном оперении, обеспечивается двигателями на концах крыла. При движении в плотных слоях атмосферы управление полетом осуществляется с помощью выдвижного переднего стабилизатора, элеронов и подфюзеляжного щитка.

     Некоторые выводы по зарубежным разработкам.

     Установлено, что при достижимых на сегодняшний день уровнях среднего по траектории удельного импульса тяги до 450 единиц и относительной массе конструкции 0,15 создание одноступенчатого аппарата с маршевыми жидкостными ракетными двигателями нереально. Исследованы варианты одноступенчатых аппаратов с двухтопливными маршевыми ракетными двигателями, которые работают сначала на кислородно-углеводородном топливе с горючим высокой плотности, а затем переключаются на кислородно-водородное топливо с высоким удельным импульсом тяги. Двигатели снабжаются двухпозиционными соплами, увеличивающими степень расширения продуктов сгорания на втором режиме. Эти двигатели дают заметное снижение массы сухой конструкции летательного аппарата.