МИГ -105.11.Единственный в своем роде "космический лапоть.".⁠⁠

Это сегодня никого не удивишь «Шаттлами",да и тех уже списали в музеи. Но мало кто знает, что первые «космические самолеты» были созданы сорок лет назад. Комплексные исследования возможностей создания орбитального летательного аппарата, способного стартовать и совершать посадку как обыкновенный самолет, были начаты еще в 1965 году.

В конце 1965 года в рамках орбитальной программы вышло постановление Совета Министров о создании машины, которая могла бы производить полеты на орбите. При этом самолет управлялся летчиком и двигался на дозвуковых скоростях, что усложняло выполнение данной задачи. Особенностью было также то, что данный аппарат нужно было выводить на орбиту с помощью ракеты типа «Восток».

После окончания проектировки и изготовления наземные испытания данного самолета были начаты с декабря 75 года. К летным испытаниям приступили осенью 1978 года.

МиГ-105 является экспериментальным самолетом для орбитальных полетов. Особенностью аппарата было также то, что он был управляем пилотом. Данный аппарат был спроектирован в конструкторском бюро Микояна во время активного развития программы «Спираль».

Первый пуск самолета МиГ-105 был произведен с самолета Ту-95 и окончился аварией. При посадке было сильно повреждено шасси и корпус орбитального самолета.

Аппарат выполнен по схеме "бесхвостка" с несущим корпусом, низкорасположенным треугольным крылом, однокилевым оперением, одним двигателем в хвостовой части фюзеляжа и четырехопорным шасси. Несущий фюзеляж имеет стреловидную в плане форму (угол стреловидности 78 градусов) и сечения с закругленной верхней и практически плоской нижней частью. Фюзеляж состоит из четырех частей: носового отсека оборудования с кабиной, фермы с рамами, панелей с воздухозаборником ТРД и нижнего теплостойкого экрана.

Основной частью фюзеляжа является ферма. Ферма с рамами - силовая пространственная сварная конструкция из стали ВНС-2. Ферменная конструкция выбрана из условий обеспечения максимального объема для размещения двигателя, топлива и оборудования, а так же в целях обеспечения минимальных температурных напряжений. В нижней центральной части расположен топливный бак-отсек, который входит в силовую часть фермы. В хвостовой части размещен ТРД, воздухозаборник которого снабжен открываемой при работе двигателя створкой. Отсек оборудования с кабиной - обычной сварной конструкции из листовой стали ВНС-2, соединяется с фермой пироболтами, образуя спасаемую капсулу. Панели и воздухозаборник ТРД - обычной дюралевой конструкции, закрывают ферму и крепятся к ней на болтах. Экран установлен снизу фермы, защищает ее от термодинамического нагрева и создает основную несущую поверхность. Экран - сварная панель из листовой стали ВНС-2 с набором продольных и поперечных профилей, приваренных контактной сваркой.

С внутренней стороны экран покрыт термоизолирующим материалом. Экран подвешивается к ферме на 110 свободноориентирующихся тандерах, что обеспечивает его деформацию при неравномерном нагреве во все стороны без появления температурных напряжений. Съемные панели включают створку аварийного покидания кабины, люки подходов к оборудованию и двигателю и боковые панели.

Консоли крыла имеют угол стреловидности по передней кромке 55 градусов, крепятся к фюзеляжу, но могут поворачиваться на угол до 30 градусов вверх в зависимости от режима полета. Привод поворота консолей крыла - электрический с червячным механизмом. Крыло снабжено элеронами для управления по крену. Вертикальное оперение включает киль площадью 1.7 м2 с углом стреловидности по передней кромке 60 градусов и руль направления. На верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа расположены балансировочные щитки, отклоняемые вверх. Система управления самолетом - ручная, от традиционной ручки и педалей "самолетного" типа.

Шасси - четырохопорное, убираемое, лыжное (для взлета с земли в начале летных испытаний на передних опорах установлены колеса). Передние опоры убираются поворотом назад в ниши боковых панелей фюзеляжа выше теплозащитного экрана, хвостовые - за задний обрез фюзеляжа. Выпуск шасси производится с помощью пневмосистемы.

Силовая установка самолета 105-11 состоит из турбореактивного двигателя РД36-35К тягой 2000 кгс. Топливо для ТРД размещается в баке в средней части фюзеляжа.

Оборудование самолета включает стандартный набор пилотажно-навигационных приборов, размещенных на приборной доске в кабине летчика.

Космонавт во время полета находился в герметичном отсеке-капсуле, которая в случае возникновения опасности или аварии аппарата могла быть «отстрелена». Если это происходило в пределах земной атмосферы, то отсек вместе с пилотом имел шанс мягко приземлиться при помощи системы парашютов. Если же беда случалась на орбите, то надежды же на спасение практически не было.

В виде стартового двигателя Миг-105-11 предполагалось использовать ракеты типа «Восток». Собственная же двигательная система космоплана состояла из турбореактивного двигателя РД-36-35-К, весом в 2,3 тонны. Запас топлива для него составлял 500 кг, что обеспечивало 10 минут полета на максимальной тяге.

Обычно этот двигатель использовался при старте «с колес», в том числе с полевых взлетно-посадочных полос (без специального покрытия).

Орбитальный двигатель состоял из основного (с тягой 1500 кгс) и двух вспомогательных (по 40 кгс). Кроме них Миг-105-11 обладал шестью двигателями для осуществления курсовых поправок (по 16 кгс) и десятью двигателями для маневрирования (по 1 кгс.). Топливные баки для этих двигателей были расположены в центральной части самолета.

Достойно восхищения, что столько сложной и умной техники удалось «упаковать» в достаточно скромный по размерам корпус – длиной 8,5 и максимальной шириной 2,8 метра. Пока раскрыты далеко не все тайны проекта, осуществленного сорок лет назад.

Так, например, несмотря на свою «пассажирскую» аббревиатуру (ЭПОС), известно, что Миг-105-11 рассматривался в качестве прототипа космического истребителя. Какое оружие предстояло ему нести и кого атаковать – самолеты и искусственные спутники противника или, быть может, его наземные объекты – пока остается загадкой…

ЛТХ:

Модификация ЭПОС

Размах крыла, м 7.40

Длина, м 8.50

Высота, м 3.5

Площадь крыла, м2

Масса, кг

пустого самолета

нормальная взлетная 4220

Тип двигателя 1 ТРД РД-36-35К

Тяга, кгс 1 х 2000

Максимальная скорость , км/ч

Практическая дальность, км

Практический потолок, м

Экипаж 1