Российский аэрокосмический самолет (РАКС) создается в рамках научно-исследовательской работы (НИР) "Орел" по заказу Российского авиакосмического агентства с 1993 года.

В рамках создания научно-технического задела при создании РАКС Центральный институт авиационного моторостроения проводит работы в области разработки и летных испытаний водородных гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД).

Первый ГПВРД был испытан в составе гиперзвуковой летающей лаборатории ГЛЛ "Холод", созданной на базе зенитнойракеты SА-5: к маршевой ступени ракеты вместо боевой части подстыковываются головные отсеки ГЛЛ "Холод", в которых размещаются бортовая емкость с жидким водородом, система управления полетом, бортовая система измерений и передачи информации, система подачи жидкого водорода в камеру сгорания с регулятором расхода и, наконец, экспериментальный ГПВРД осесимметричной конструкции, расположенный в носовой части ракеты.

В создании ГЛЛ "Холод" и проведении гиперзвуковых летных экспериментов участвовали фирмы России (МКБ "Факел", Тураевский "Союз", КБХА) и Казахстана (НЦРЭС, КазГНУ).

В такой конфигурации проведено 5 полетов ГЛЛ "Холод". Максимальная достигнутая скорость полета ГЛЛ "Холод" составила 1855 м/с, что соответствует числу Маха М_f=6,49. Совершенная система охлаждения жидким водородом обеспечила работоспособность ГПВРД в течение заданных 77 секунд работы при температурах газов в камере выше 3300╟К.

Следующим этапом с достижением больших крейсерских скоростей должны стать работы с гиперзвуковым летательным аппаратом "Игла":

Схема полета:	Область полетных режимов:

Воздушно-космический самолет (ВКС), разрабатывавшийся в Ракетно-космической корпорации "Энергия" в середине 1980-х годов

История этого практически неизвестного проекта еще ждет своего открытия. Но один интересный факт известен уже сегодня - используя проект воздушно-космического самолета, руководство НПО "Энергия", в первую очередь в лице В.П.Глушко, в 1985 году попыталось "дать последний бой" программе создания многоразовой космической системе (МКС) "Энергия-Буран", которая к тому времени уже вступала в этап полномасштабных летно-космических испытаний.

Открыто выступить против навязанной "сверху" программы "Энергия-Буран" В.П.Глушко и его окружение не могли - создание МКС являлось фактически общенациональной военно-стратегической задачей и было узаконено постановлениями и решениями Совета обороны, ЦК КПСС, Совета министров, ВПК и закреплено министерскими приказами и пятилетними планами СССР.
Поэтому было принято решение обратиться с письмом в ЦК КПСС "от лица коллектива" НПО "Энергия", подписи под которым должны были поставить многочисленные руководители среднего звена - руководители отделов, отделений и т.п. Так и было сделано - текст письма, обосновывавшего бесперспективность продолжения работ над "Бураном" и необходимость развертывания широкомасштабных работ по созданию ВКС (имевшего "внутрифирменное" обозначение ГК-1??), по негласному решению парткома и с ведома В.П.Глушко, было поручено написать Владимиру Евграфовичу Бугрову, занимавший в ту пору должность руководителя группы и ведущего конструктора по МКС "Энергия-Буран" в 167 отделе НПО.

Письмо в ЦК ушло, но инициатива "коллектива" осталась без ответа...
Проект воздушно-космического самолета "лег под сукно"...
Сохранившиеся конструкторские эскизы и фотографии масштабной модели ВКС позволяют получить общее представление о проекте.
Судя по фотографиям, ВКС НПО "Энергия" представлял собой бесхвостку-низкоплан длиной около 67 м, оснащенный крылом переменной стреловидности по передней кромке (развитый наплыв и консоль с углом стреловидности 45º) с размахом 23 (32?) м, удлинением 2,1 и площадью 480 м². При длине средней аэродинамической хорды (САХ) профиль крыла имел относительную толщину 5% по всему размаху. Самолет имел интегральную компоновку в части сочленения крыла и "сплющенного" фюзеляжа шириной 8,2 м. Площадь поперечного сечения (миделя) фюзеляжа (без крыла и двигателей) была 59 м², что составляло 8% от его омываемой площади. Комбинированная многорежимная силовая установка состояла из шести воздушно-реактивных двигателей изменяемого цикла (ВРД ДИЦ), работающих как турбореактивные двигатели (ТРД) на скоростях до М=3 и как прямоточные (ПВРД) на гиперзвуковых скоростях. ВРД размещались в единой подфюзеляжной мотогондоле с отдельным регулируемым воздухозаборником для каждого двигателя. При достижении скоростей и высот, на которых ВРД ДИЦ становились неэффективны, включались маршевые кислородно-водородные ЖРД, которые и осуществляли вывод ВКС на низкую околоземную орбиту. Так как блок из нескольких ЖРД размещался над воздушными трактами ВРД внутри хвостовой части фюзеляжа, то из анализа фотографий можно предположить, что все двигатели использовали одни и те же сопла, совмещенные как с воздушными трактами ВРД, так и с камерами сгорания ЖРД. Также не исключено, что на фотографиях и эскизах приведены разные этапы проектирования ВКС, о чем свидетельствует "неинтегральная" компоновка на эскизах и ряд других деталей(например, из-за наличия переднего горизонтального оперения изображенный на рукописных эскизах ВКС фактически выполнен по схеме "утка"). Поэтому можно предположить, что блок ЖРД "работал" на общее совмещенное сопло внешнего расширения, расположенное над блоком сопел ВРД.

Органы аэродинамического управления включали в себя двухсекционные элевоны на крыльях и рули направления на разнесенном двухкилевом оперении, имеющем ярко выраженный угол поперечного развала V. Проблему недостаточной путевой устойчивости ВКС на гиперзвуковых скоростях конструкторы решили установкой дополнительного вертикального стабилизатора в носовой части фюзеляжа. Разумно предположить, что носовой вертикальный стабилизатор (как и два носовых горизонтальных стабилизатора на эскизе) выполнены цельноповоротными.

Для управления ВКС на орбите предусмотрены три блока ЖРД реактивной системы управления (носовой и два хвостовых). О внутренней компоновке можно судить очень приблизительно. В носовой части (за блоком РСУ) располагается кабина экипажа с герметичным объемом 24 м³, за ней следует приборный отсек, затем в средней части фюзеляжа размещены емкости с криогенными компонентами топлива - 1200 м³ жидкого водорода и далее, под грузовым отсеком объемом 620 м³, закрытым сверху двумя подвижными створками, размещено 160 м³ жидкого кислорода. Запас керосина (РГ-1) 80 м³ размещен в кессонах консолей крыла.

Внутренняя компоновка свидетельствует о том, что в случае аварийного прекращения полета (отмены выхода на орбиту) для обеспечения посадочной центровки ВКС необходим экстренный слив криогенных компонентов топлива в атмосферу (при невозможности их сжигания в маршевых ЖРД) - допустимый разброс центровок составлял всего 2% от САХ.

Шасси выполнено по классической, трехопорной схеме с носовой стойкой. Не исключено, что основные стойки шасси выполнены многоопорными по примеру тяжелых транспортных самолетов. Высота ВКС на стоянке 18 м.

О теплозащите ВКС по имеющейся информации судить сложно (это могла быть как керамическая, так и металлическая теплозащита), но очевидно, что носовой кок и лобовые кромки крыла и оперения закрыты секциями многоразовой композиционной "углерод-углеродной" теплозащиты по аналогии с "Бураном".