ускорителем - блоком выведения. Индекс "50" в обозначениях аппа-
ратов был не случаен - близилась пятидесятая годовщина Великой октябрьской
социалистической рево- люции, а такие даты было принято встречать новыми
трудовыми успехами. "Спираль" должна была стать од- ним из них. В основном
варианте на ГСР предполагалось установить четыре воздушно-реактивных
двигателя (ВРД), работающих на жидком водороде. ГСР использовался для
разгона ВОС до гиперзвуковой скорости, соответ- ствующей М=6
(около 1800 м/сек), затем на высоте 28-30 км происходи- ло 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 была предусмотрена установка четырех ВРД (Р-39- 300),
работающих на керосине и имеющих примерно аналогичный расход воздуха.
ВОС позволял выве- сти на полярную орбиту полезный груз массой до 10,3 т
при использовании на ГСР силовой установки на жидком водороде и груз
5,0 т с сило- вой установкой ГСР на керосине. Таким образом, коллектив ОКБ- 155 А.И.Микояна летом 1966 г. принялся за разработку воздушно-орбитального самолета, который благодаря особенностям заложен- ных конструктивных решений и вы- бранной схеме самолетного старта позволял реализовать принципиаль- но новые свойства для средств выве- дения военных нагрузок в космос: 7 Зоны возможных посадок АВИАЦИЯ и КОСМОНАВТИКА - вывод на орбиту полезного гру- за, составляющего по весу 9% и бо- лее от взлетного веса системы; - уменьшение стоимости вывода на орбиту одного килограмма полез- ного груза в 3-3,5 раза по сравне- нию с ракетными комплексами на тех же компонентах топлива. - вывод космических аппаратов в широком диапазоне направлений и возможность быстрого перенацели- вания старта со сменой необходимо- го параллакса за счет самолетной дальности; - самостоятельное перебазиро- вание самолета-разгонщика; - сведение к минимуму потребно- го количества аэродромов; - быстрый вывод боевого орби- тального самолета в любую точку земного шара; - эффективное маневрирование орбитального самолета не только в космосе, но и на этапе спуска и по- садки; - самолетная посадка в сложных метеоусловиях или ночью на задан- ный или выбранный экипажем аэро- дром с любого из трех витков. В то же время конструкторы уже на этапе аванпроекта видели пути даль- нейшего совершенствования систе- мы. В первую очередь существенного повышения эффективности ВОС пла- нировалось достичь разработкой многоразового ускорителя с прямо- точным воздушно-реактивным двига- телем (ПВРД) со сверхзвуковым горе- нием, что позволяло в перспективе создать полностью многоразовый комплекс. Для натурной обработки конструкции и основных систем, ко- торые в дальнейшем должны были применяться на боевых самолетах, в аванпроекте был детально прорабо- тан экспериментальный пилотируе- мый одноместный орбитальный са- молет многоразового применения, который с целью ускорения работ, не дожидаясь разработки ГСР, должен был выводиться на орбиту с помощью ракеты-носителя "Союз", и аналог орбитального самолета, запускае- мый с самолета-носителя Ту-95КМ аналогично ракете Х-20. В связи с большой сложностью программы "Спираль" проектом пре- дусматривалась поэтапная отработ- ка всей системы: 1 этап Создание пилотируемого самоле- та-аналога (индекс изделия "50-11") весом около 11,85 т, включая запас топлива 7,45 т, с двумя ракетными двигателями, стартующего с самоле- та-носителя Ту-95КМ. Цель испыта- ний - отработка аэродинамики ап- парата, органов газодинамического управления, режимов работы топ- ливной системы, оценка тепловых ре- жимов в условиях, близких к космиче- скому полету (максимальная высота полета 120 км, максимальная ско- рость полета соответствует М=6-8) и входу в атмосферу. На самолете- аналоге должны были быть отрабо- таны привод на аэродром и посадка. Планировалось изготовить и испы- тать три самолета-аналога. Планом полет на дозвуковой скорости и по- садка предусматривались в 1967 г., полет на сверхзвуке и гиперзвуке - 1968 г. Этот этап по сути являлся ана- логом американского проекта Х- 15,но не был реализован в металле. 2 этап Создание одноместного экспери- ментального пилотируемого орби- тального самолета (ЭПОС, индекс изделия "50") - прототипа боевого варианта - весом 6800 кг для натур- ной отработки конструкции и летного подтверждения характеристик ос- новных бортовых систем. Запуск - с помощью ракеты-носителя с выво- дом на орбиту, где аппарат совер- шает 2-3 витка с отработкой на ор- бите газодинамического маневра для изменения плоскости орбиты до 8 градусов, а затем выполняет спуск и посадку, как полноразмерный орби- тальный самолет. Много позднее заместитель Лози- но-Лозинского Лев Пантелемонович Воинов вспоминал: "…Вместе с ком- поновщиком "Спирали" Яковом Иль- ичем Селецким мы ездили к Королеву и обсуждали, как установить на его ракету наш самолет (без топлива он весил около 7 т). Королев даже под- брасывал нам идеи: я, мол, старый планерист, хотите, вывезу вас на длинном тросе? Пойдет ракета и по- тащит ваш самолет… Нам понравил- ся этот вариант, но утвердить его мы 8 Модель ВОС "Спираль" Металлическая модель ВОС "Спираль" в транспортном контейнере, исполь- зовавшаяся при испытаниях в аэродинамических трубах. Обращает на себя внимание острая верхняя кромка в носовой части гиперзвукового самолета- разгонщика. Модель позволяла исследовать различные конфигурации крыла, включая различные формы аэродинамической крутки и расположение управ- ляющих поверхностей, и имела сменные модули полезной нагрузки. не смогли". От себя добавим - и пра- вильно, т.к. если такой разговор и был, то Королев, будучи трезвомыс- лящим практиком, разумеется, шу- тил… Предусматривалось полное внеш- нее, системное и конструктивное (по конструкционным и теплоизоляцион- ным материалам) сходство с боевым ОС. Планировалось изготовить и за- пустить 4 самолета в беспилотном (1969 г.) и пилотируемом (1970 г.) ва- риантах. 3 этап Создание ГСР. Для ускорения ра- бот планировалось создать и испы- тать сначала полноразмерный ГСР с двигателями, работающими на керо- сине (летные испытания 4 самоле- тов, с достижением скорости М=4 в 1970 г.). После накопления данных по аэродинамике и эксплуатации са- молета на гиперзвуковой скорости планировался переход ГСР на водо- родное топливо, для чего необходи- мо было изготовить и испытать 4 са- молета. Летные испытания ГСР на водороде планировалось начать в 1972 г. В дальнейшем самолет-раз- гонщик с двигателями на керосине планировалось использовать для первичной подготовки и тренировки летного состава в процессе эксплуа- тации комплекса в штатной комплек- тации. 4 этап Испытание полностью укомплекто- ванной системы, состоящей из ГСР и ОС с ракетным ускорителем (двига- тели самолета-разгонщика работа- ют на керосине), планировалось на- чать в 1972 г. После всесторонней отработки и проверки всех систем, в 1973 г., планировалось проведение летных испытаний полностью укомп- лектованной системы с двигателями, работающими на водороде, и пило- тируемым ОС. С 1967 г., ввиду неопределенности работ по гиперзвуковому самолету разгонщику, название "Спираль" стало использоваться применительно к орбитальному самолету, разраба- тываемому на первых двух вышеука- занных этапах работ. Рассмотрим основные компоненты ВОС и приня- тые конструктивные решения по- дробнее. ГИПЕРЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ-РАЗГОНЩИК ГСР представлял собой самолет- бесхвостку длиной 38 м с треугольным крылом большой переменной стрело- видности по передней кромке типа "двойная дельта" (стреловидность 80 градусов в зоне носового наплыва и передней части и 60 градусов в конце- вой части крыла) размахом 16,5 м и площадью 240,0 м2 с вертикальными стабилизирующими поверхностями - килями (площадью по 18,5 м2) - на концах крыла. Крыло набрано сверх- тонкими ромбовидными профилями с переменной относительной толщиной от 2,5% у корня до 3% на конце. Уп- равление ГСР осуществлялось с помо- щью рулей направления на килях, эле- вонов и посадочных щитков. Для увеличения путевой устойчивости на гиперзвуке в хвостовой части был до- полнительно установлен складывае- мый на взлетно-посадочных режимах подфюзеляжный гребень. Самолет- разгонщик был оборудован 2-мест- ной герметичной кабиной экипажа с катапультируемыми креслами. Для улучшения обзора "вперед-вниз" при посадке носовая часть фюзеляжа пе- ред кабиной пилотов выполнена от- клоняемой вниз на 5 градусов. Позже аналогичное конструктивное реше- ние успешно использовалось при со- здании сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения (Ту-144) и стратегического ударно- разведывательного самолета Т-4. Взлетая с разгонной тележки, для посадки ГСР использует трехопор- ное шасси с носовой стойкой, выпус- каемой в поток в направлении "про- тив полета", оборудованной спаренными пневматиками. Основ- ная стойка оснащена двухколесной тележкой с тандемным расположени- ем колес размером для уменьшения требуемого объема в нише шасси в убранном положении. В верхней части ГСР в специальном ложе крепился собственно орбиталь- ный самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями. На ГСР в качестве топлива использовался сжи- женный водород, двигательная уста- новка - в виде блока четырех турбо- реактивных двигателей (ТРД) диаметром 1250 мм разработки А.М.Люлька тягой на взлете по 17,5 т каждый, имеющих общий воздухоза- борник и работающих на единое сверхзвуковое сопло внешнего рас- ширения с вертикальным клином. 9 АВИАЦИЯ и КОСМОНАВТИКА При массе пустого в 36 т ГСР мог принять на борт 16 т жидкого водо- рода (213 м3), для размещения кото- рого отводилось 260 м3 внутреннего объема. Особенностью двигателей являлось использование паров водо- рода для привода турбины, вращаю- щей компрессор ТРД. Испаритель водорода находился на входе компрессора. Таким обра- зом, была успешно решена пробле- ма создания силовой установки без комбинирования ТВРД, ГПРД и ТРД. Как свидетельствовал позднее Г.Е.Лозино-Лозинский, "…альтерна- тивные варианты ГСР прорабатыва- лись с другими видами силовых уста- новок, однако до проекта, достаточно глубоко проработанно- го, дело так и не дошло". "Водородный" ТРД был уникален - наша промышленность ни до, ни по- сле этого ничего похожего не делала - экспериментальные образцы по- добных двигателей впоследствии разрабатывались лишь в Централь- ном институте авиационного мото- ростроения (ЦИАМ) и ни разу не до- водились до постройки хотя бы опытного образца. Техническое задание на создание ТРД получило ОКБ-165 А.М.Люльки (ныне - НТЦ имени А.М.Люльки в со- ставе НПО "Сатурн"). Тому были свои причины. В ОКБ функциониро- вал мощный перспективный отдел. Его начальником в то время был А.В.Воронцов. В состав отдела вхо- дили перспективно-расчетный отдел (начальник Ю.Н.Бычев, в его подчи- нении находилось около 15 сотруд- ников) и перспективно-конструктор- ский 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 разраба- тывался ТРДФ третьего поколения АЛ-21Ф, и для нового двигателя ин- декс выбрали "с запасом", начав с круглого числа "50", тем более что это же число фигурировало в индексе темы). В первые дни, когда ОКБ Архи- па Люльки только получило техничес- кое задание на двигатель и его схема была не ясна, из ЦИАМа приехал С.М.Шляхтенко (через год он стал начальником института) с неким ино- странным журналом (возможно, Flight или Interavia), в котором была опубликована схема "испытанного в США ракетно-турбинного парово- дородного двигателя (РТДп)". Судя по небольшой сопроводительной ста- тье, двигатель имел весьма привлека- тельные характеристики, в т.ч. очень высокий удельный импульс. Шляхтен- ко возбужденно потрясал журналом и восклицал: "Смотрите - они уже и сделали, и испытали, и полетит не сегодня-завтра! А мы чем хуже?" Конструкторы приняли вызов. Пер- вые же проработки показали, что действительно схема очень привле- кательная и параметры получаются просто фантастические. 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 дора- батывался. Можно сказать, что он находился в состоянии "перманент- ной разработки": постоянно вылеза- ли какие-то неувязки, и все приходи- лось "доувязывать". В расчеты вмешивались реалии жизни - существующие конструкци- онные материалы, технологии, воз- можности заводов и т.д. В принципе, на любом этапе проектирования дви- гатель был работоспособен, но не давал тех характеристик, которые хотели получить от него конструкто- ры. "Дотягивание" шло в течение еще пяти-шести лет, до начала 1970-х, когда работы по проекту "Спираль" были закрыты. Предельные тяговые характеристи- ки газотурбинного воздушно-реак- тивного двигателя традиционной схе- мы диктует температура газа перед турбиной: если она выше температу- ры плавления материала лопаток, то турбина просто сгорит. А из предель- ной температуры газа на турбине ес- тественным образом можно получить предельную скорость полета аппа- рата с такой силовой установкой: чем быстрее летишь, тем горячее воздух в воздухозаборнике и перед компрессором. Перейти на "двига- тель комбинированного цикла" (т.е. 10 Модель ВОС "Спираль" до определенной скорости он рабо- тает как ТРД, а затем газотурбинный тракт закрывается, и двигатель пере- ходит на режим "прямоточки") тогда не решились. Фактически разработчики плани- ровали создать "обычный" турбо- компрессорный "движок", но только разогнать его до предельных харак- теристик. "Вылизыванием" идеальных характеристик в данном случае не занимались: экономичность у ТРДФ столь велика по сравнению с ЖРД, что даже если газотурбинный двига- тель будет хуже идеала в 2 раза, то он все равно будет все еще впятеро экономичнее ракетного. При "тогдашних" конструкционных материалах в ТРДФ могли обеспе- чить нормальное сгорание в камере и разницу температур между возду- хозаборником и турбиной в диапазо- не 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 ке- росина это предел. Водород же хо- рош тем, что у него гигантский охлаж- дающий потенциал, который можно использовать для охлаждения возду- ха в воздухозаборнике (во-первых) и лопаток турбины (во-вторых). В проекте паровоздушного двига- теля РТДп даже этого не нужно было делать: двигатель отличался от клас- сического турбореактивного тем, что его турбина убрана из газовоздуш- ного тракта, ее вращает горячий во- дород, а она, в свою очередь, приво- дит во вращение компрессор, который подает воздух в камеру сго- рания. Поскольку горячий водород берется из теплообменника (который либо выставлен в воздухозаборник, в горячий поток набегающего воздуха, либо вписан в камеру сгорания), ос- новная проблема РТДп была не в ка- ких-то экзотических конструкционных материалах, а в эффективном тепло- обменнике. Он должен быть спроек- тирован так, чтобы не очень загро- мождать воздухозаборник и не создавать больших аэродинамичес- ких потерь, но в то же время обеспе- чивать прогрев водорода. Собствен- но, исследования в этой области ве- лись и ведутся все эти годы, но маня- щий конструкторов "идеальный" теплообменник пока так и не разра- ботан. Нужно отметить, что сложности разработки пароводородной сило- вой установки были видны с самого начала. В частности, в заключении ЛИИ им. М.Громова по аванпроекту, подписанном 20 июня 1966 года, от- мечается: "…При расчете комплекса были приняты наиболее перспективные значения удельных параметров сило- вых установок, выбранных с учетом дальнейшего развития газовой дина- мики и накопления опыта создания высокотемпературных газотурбин- ных двигателей и водородных ЖРД. В процессе создания орбитального комплекса "Спираль" должны быть решены следующие задачи: - создание пароводородного дви- гателя новой схемы и ЖРД, работаю- щего на водороде; - разработка и создание эффек- тивной теплоизоляции топливных ба- ков; - разработка систем охлаждения элементов силовой установки турбо- компрессора и его ходовой части; - разработка и создание топливо- подающей и топливорегулирующей аппаратуры на большие объемные расходы жидкого водорода с низкой температурой". А в заключении ЦИАМ прямо ска- зано, что: "…Заявленные основные данные, высотно-скоростные, дроссельные и весовые характеристики однокон- турного ракетно-турбинного двига- теля могут быть получены при усло- вии реализации высокого уровня совершенства элементов конструк- ции. Использованные в расчетах ко- эффициенты, определяющие потери энергии по тракту, к.п.д. охлаждае- мого компрессора и многоступенча- той турбины и др., определяющие га- баритные и весовые данные двигателя, требуют эксперименталь- ного подтверждения. Предлагаемые двигатели являются двигателями принципиально новой схемы. Экспе- риментальные данные по этим двига- телям и отдельным узлам в настоя- щее время у нас практически отсутст- вуют. Поэтому созданию двигателя должен предшествовать большой объем расчетно-конструктивных и экспериментальных исследований в направлениях: 1. Оптимизации схем (пароводо- родные, водородо-воздушные, ком- бинированные, безредукторные и др.) и параметров рабочего процес- са. 2. Экспериментального исследова- ния водородо-воздушных теплооб- менных агрегатов и систем охлажде- ния основных теплонагруженных элементов двигателя. 3. Выбор типа, исследования и раз- работки многоступенчатых газовых и пароводородных турбин и др." Двигатель для промежуточного ва- рианта ГСР, работающий на кероси- не, проектировало ОКБ-300 (с 1966 г. Московский машиностроительный завод "Союз"; до 1973 г. его возглав- лял С.К.Туманский, а затем О.Н.Фа- ворский. Ныне предприятие носит наименование АМНТК "Союз". Это КБ в свое время прославилось раз- работкой самого "быстрого" отече- ственного ТРДФ Р15Б-300 для ис- требителя-перехватчика МиГ-25.). Новая разработка получила индекс Р39-300. Работами руководил, скорее всего, Григорий Львович Лифшиц, в то время - первый замес- титель генерального конструктора ОКБ-300. Техническое предложение (к сожалению, оригинал этого до- кумента был уничтожен в начале 1980-х годов) на двигатель было вы- дано разработчикам "Спирали" (за- казчику) в 1966 г. После закрытия те- мы "Спираль" работы по данному двигателю в ОКБ-300 продолжения не имели: кроме гиперзвукового раз- гонщика "Спирали" ему не было дру- гого применения. Вторым принципиальным новшест- вом ГСР являлся интегрированный регулируемый гиперзвуковой возду- хозаборник, использующий для сжа- тия практически всю переднюю часть нижней поверхности крыла и носо- вую часть фюзеляжа. Впоследствии Лозино-Лозинский вспоминал: "Когда мы по-настоящему влезли в работу над первой ступенью, у нас возник новый взгляд на проектирова- ние самолетов. Мы поняли, что необ- ходимо гармоническое сочетание - подобно звукам в аккорде - всех его компонентов и свойств. Если раньше облик летательного аппарата опре- делялся аэродинамикой, то теперь, проектируя наш разгонщик, мы стре- мились интегрировать аэродинамику и силовую установку, представляя их как нечто единое". 11 Геометрические данные гиперзвукового самолета-разгонщика Геометрическая площадь крыла, м2 240,00 Размах крыла, м 16,50 Длина фюзеляжа, м 38,00 Диаметр фюзеляжа (максимальный), м 4,15 Мидель фюзеляжа (включая крыло и мотогондолы), м2 20,90 Входная площадь воздухозаборника, м2 12,80 Площадь вертикального оперения на крыле, м2 2х18,50 Площадь подфюзеляжного гребня, м2 10,00 АВИАЦИЯ и КОСМОНАВТИКА Торможение набегающего потока начиналось на расстоянии 10,25 м до воздухозаборника за счет специ- ально спрофилированной нижней поверхности фюзеляжа, наклонен- ной к потоку под углом атаки 4 гра- дуса. На расстоянии 3,25 м (в продольном направлении) до возду- хозаборника нижняя поверхность фюзеляжа увеличивает местный угол атаки на 10 градусов - эту точку мож- но считать началом горизонтально расположенной поверхности (клина) торможения собственно воздухоза- борника. На расстоянии 1,27 м до нижней "губы" воздухозаборника клин торможения вновь увеличивает угол атаки еще на 10 градусов. Ниж- няя "губа" воздухозаборника распо- ложена на расстоянии 1,255 м экви- дистантно нижней поверхности фюзеляжа. Преодоление теплового барьера для ГСР обеспечивалось соответству- ющим подбором конструкционных и теплозащитных материалов. В ряде поздних публикаций указа- на возможность разработки в даль- нейшей перспективе на базе ГСР "6-махового" пассажирского само- лета. Однако аванпроект не упоми- нает никакого "гражданского" использования гиперзвукового само- лета-разгонщика, а для военных це- лей предусматривалось автономное применение только в качестве даль- него 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 до- стичь максимальных скорости М=6,0 и дальности 12000 км (при крейсер- ской скорости М=5,0). В заключении ЦАГИ по аванпроек- ту, подписанному В.М.Мясищевым 20 июня 1966 г., отмечается, что накоп- ленный при разработке ГСР "Спи- раль" опыт впоследствии позволит обеспечить разработку гиперзвуко- вых транспортных и пассажирских самолетов. Самолет-разгонщик был первым гиперзвуковым летательным аппара- том с воздушно-рективными двигате- лями, который исследовался в ЦАГИ на скоростях до М =4-6. Два вариан- та модели прошли полный цикл аэро- динамических исследований в аэро- динамических трубах ЦАГИ в 1965-1975 гг. Наиболее существен- ной частью этой работы были иссле- дования по методике испытаний мо- делей 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 кон- структивных решений. На 40-м конгрессе Международ- ной астронавтической федерации (FAI), проходившей в 1989 году в Ма- лаге (Испания), представители аме- риканского Национального управле- ния по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) дали самолету-разгонщику высокую оценку, отметив, что он "проектиро- вался в соответствии с современны- ми требованиями". ДВУХСТУПЕНЧАТЫЙ РАКЕТНЫЙ УСКОРИТЕЛЬ Блок выведения представлял собой одноразовую двухступенчатую раке- ту-носитель, расположенную в "по- луутопленном" положении в ложе- менте "на спине" ГСР. Для ускорения разработки в аванпроекте предус- матривалась разработка промежу- точного и основного вариантов ра- кетного ускорителя. При выборе топливных компонен- тов проектировщики исходили из ус- ловия обеспечения вывода на орбиту возможно большего полезного груза. Жидкий водород (H2) рассматривался как единственный перспективный вид горючего для гиперзвуковых воздуш- ных аппаратов и как один из перспек- тивных горючих для ЖРД, несмотря на его существенные недостатки - малый удельный вес (0,075 г/см3) и отсутст- вие развитой водородной промыш- ленности в стране. Керосин в качестве топлива для ра- кетного ускорителя вообще не рас- сматривался. Отличительной чертой двухступен- чатого ракетного ускорителя является наплыв размахом 3,5 м, который явля- ется конструктивным продолжением фюзеляжа ОС и располагается на всей длине ракетного ускорителя, фактически превращая ускоритель в двухступенчатую крылатую ракету. Наплыв служит для облегчения про- цесса отделения (расцепки) ускорите- ля от ГСР, создавая, подобно крылу сверхмалого удлинения, дополнитель- ную "отрывающую" подъемную силу. Первая ступень ракетного ускори- теля оснащена четырьмя ЖРД тягой по 25 тс каждый. На этапе полета ус- корителя в составе ГСР выступающая часть сопла каждого ЖРД закрывает- ся коническим обтекателем, а дон- ный срез ступени для уменьшения аэ- родинамического сопротивления закрывается сбрасываемым обтека- телем-стекателем. Корпус первой ступени образован несущими бака- ми компонентов топлива (окислитель спереди, топливо сзади), имеющих общую совмещенную гермостенку. Вторая ступень ускорителя имеет сложную неосесимметричную компо- новку, обусловленную утопленным положением орбитального самолета внутрь внешнего контура ступени. Фактически топливная арматура ступени, включая бак с топливом, "размазана" вокруг хвостовой части ОС. Основу силовой схемы второй сту- пени составляет силовая рама, на ко- торую снизу (в стартовом положении ГСР при соответственно горизонталь- ном положении ступени это получает- ся сзади) крепится маршевый ЖРД тя- гой 25 т, а сверху (соответственно спереди) - на разрывных связях - ор- битальный самолет. Вокруг ЖРД рас- положен тороидальный топливный бак. Под орбитальным самолетом (при горизонтальном положении сту- пени) расположен конформный бак с окислителем. Носовая часть и "спина" ОС на этапе полета с ГСР закрыты сбрасываемыми обтекателями.