Земля-Космос

Добро пожаловать на сайт космонавтики

ОК Буран.

Цель создания / Компоновка ОК "Буран" / Чертежи ОК "Буран" / Транспортировка ОК "Буран" / 3D-модель ОК "Буран / Полет ОК "Буран" / Схема полета

Энергия - Буран

Система познается в сравнении. Запуск мощной ракеты-носителя «Энергия» (15.05.87 г.) и первый испытательный полет орбитального корабля многоразового использования «Буран» (15.11.88 г.)—важные этапы в развитии отечественной космонавтики. Они положили начало летной отработке новой универсальной ТКС, способной выводить на околоземную орбиту и возвращать на Землю полезные грузы больших масс и габаритов.

Внешне система напоминает «Спейс Шаттл». Это — двухступенчатая «пакетная» схема носителя с параллельной компоновкой ракетных ступеней и боковым размещением орбитального корабля. Возвращаемый корабль выполнен по самолетной схеме «бесхвостка» с низкорасположенным треугольным крылом переменной стреловидности. Такая компоновка системы и выбор схемы корабля продиктованы требованиями аэродинамики, прочности, защиты от нагрева, устойчивости и управляемости в полете. Но на этом, пожалуй, и заканчивается внешняя схожесть этих уникальных комплексов.

В отличие от МТКК «Спейс Шаттл» в транспортной системе «Энергия — Буран» маршевые двигатели второй ступени размещены не на корабле, а на ракетном блоке, т. е. носитель и корабль функционально разделены.

Вместо твердотопливных ускорителей первой ступени применяются унифицированные ракетные блоки, работающие на жидком кислороде и углеводородном горючем. На орбитальном корабле предусмотрена автоматическая система привода и посадки

Принятые решения обеспечили отечественной системе ряд преимуществ по сравнению с МТКК «Спейс Шаттл». Вот некоторые из них:

Универсальная ракетно-космическая система «Энергия — Буран» обладает рядом уникальных возможностей. В грузовом варианте (без орбитального корабля) она обеспечивает выведение на низкую околоземную орбиту полезного груза массой свыше 100 т, в пять раз превышая грузоподъемность эксплуатируемого в настоящее время тяжелого носителя «Протон». При создании специального разгонного блока масса полезной нагрузки, выводимой системой на геостационарную орбиту, составит 18 т, при отлете к Луне — 32 т, Марсу и Венере—28 т.

В орбитальном корабле «Буран», грузовой отсек которого под стать железнодорожному вагону, система может вывести на околоземную орбиту полезный груз массой до 30 т и вернуть на Землю объект, эквивалентный по массе и габаритам базовому блоку станции «Мир».

Рис 3. Универсальная ТКС «Энергия—Буран»

При планируемой численности экипажа 2—4 человека в корабле можно разместить еще несколько специалистов для проведения различных работ на орбите. Длительность автономного полета корабля на первом этапе составит не более 7 сут, а в дальнейшем будет доведена до 30 сут.

Схема выведения орбитального корабля предусматривает отделение второй ступени ракеты-носителя после набора суборбитальной скорости. Эта ступень приводняется в акватории Тихого океана, тем самым исключается засорение космоса крупногабаритными фрагментами отработавших ступеней. Дополнительный разгон корабля до орбитальной скорости осуществляется его собственной двигательной установкой. «Буран» может совершать орбитальные переходы за счет бортового запаса топлива, а при спуске с орбиты — аэродинамический боковой маневр дальностью до 2000 км. Посадка — «по-самолетному». На космодроме Байконур для этой цели создан специальный аэродром с уникальной посадочной полосой твердого покрытия около 5 км длиной и 80 м шириной.

С целью снижения эксплуатационных затрат предусмотрена возможность оснащения блоков первой ступени системами спасения для повторного использования блоков после возвращения и восстановления.

Проблемы разработки. На пути создания системы «Энергия — Буран» стояли сложные научно-технические проблемы.

Для мощной РН «Энергия» потребовалось высокоэнергетическое ракетное топливо, в частности, в качестве горючего на второй ступени — жидкий водород. Были использованы новые конструкции и теплоизоляционные материалы, работающие при температуре до —255° С, освоена технология изготовления крупногабаритных топливных баков с применением электронно-лучевой и импульсно-дуговой сварки, решена проблема их транспортировки на тяжелом самолете с завода-изготовителя на полигон.

Реализована программа создания и отработки для носителя высоконадежных, многоресурсных маршевых двигателей: самого мощного в мире двигателя на кислороде и углеводородном горючем для первой ступени (тяга в пустоте 800 тс) и высокоэффективного кислородно-водородного двигателя для второй ступени (тяга в пустоте 200 тс).

Самым сложным было создание многоразовой теплозащиты и обеспечение автоматической посадки корабля. При спуске с орбиты из-за аэродинамического торможения в плотных слоях атмосферы отдельные участки внешней поверхности корабля нагреваются до 1600° С, в то время как температура металлической конструкции планера не должна превышать 150°С. Эта проблема решена за счет облицовки корабля теплозащитными плитками на основе супертонкого чистого кварцевого волокна. А наиболее теплонапряженные элементы конструкции изготовлены из нового композиционного углеродного материала. При этом технология нанесения теплозащитного покрытия строго сохраняет аэродинамические формы корабля, для чего 38 тыс. плиток покрытия изготавливались на станках по специально разработанным программам с учетом конкретного места каждой плитки на корпусе корабля.

Управление движением «Бурана» при возвращении с орбиты предусматривает спуск с осуществлением бокового маневра для выхода в зону аэродинамической посадки, предпосадочное маневрирование, привод корабля к посадочной полосе, полет по глиссаде и посадку. В процессе спуска и маневрирования строго контролируется текущая скорость корабля, которая должна быть достаточной для его прихода на аэродром. Бортовой вычислитель по радиосигналам наземных средств контроля рассчитывает отклонения реальной траектории от заданной и сам управляет движением корабля. Для реализации автоматической посадки потребовалось разработать сложное бортовое программное обеспечение и создать принципиально новые наземные радиотехнические системы посадки.

Большое внимание при разработке универсальной транспортной системы уделено надежности и безопасности. Предусмотрено резервирование основных жизненно важных систем и агрегатов, на носителе есть специальные средства аварийной защиты маршевых двигателей, обеспечивающие диагностику их состояния и своевременное отключение в случае аварии. При возникновении нештатной ситуации система может продолжать полет с одним выключенным двигателем первой или второй ступени. Выдержан основной принцип — устойчивость системы при двух отказах: один отказ — выполнение программы, два отказа — обеспечение безопасности экипажа.

Успешное начало летных испытаний системы «Энергия — Буран» стало возможным благодаря проведению большого объема наземной отработки, включая испытания на моделях и полноразмерных изделиях по аэрогазодинамике, теплообмену, прочности, огневые стендовые испытания двигателей и ракетных блоков, отработку на моделирующих стендах аппаратуры и программного обеспечения, что потребовало создания уникальной экспериментальной базы. Параллельно с отработкой на стендах для проверки работоспособности теплозащиты были проведены запуски на суборбитальные траектории малоразмерной модели орбитального корабля. А окончательная отработка режимов автоматической посадки проводилась на полноразмерном аналоге «Бурана», оснащенном четырьмя турбореактивными двигателями для самостоятельного взлета и посадки «по-самолетному». Результаты, полученные после первого испытательного полета «Бурана» в космосе и атмосфере продолжительностью более трех часов, превзошли все ожидания: отклонение программы по времени в момент останова корабля на полосе составило одну секунду, а отклонение корабля от оси полосы — всего 1,5 м.

Перспективы применения. Новые качества транспортной системы «Энергия — Буран», которые в полном объеме будут реализованы в ближайшем будущем, существенно расширят объем операций, проводимых в космосе.

В каких же направлениях целесообразно применять систему?

Использование штатного корабля «Буран» с обслуживающими системами и специалистами на борту позволит:

Как штатное средство выведения полезных нагрузок универсальная система применяется без орбитального корабля в составе ракеты-носителя «Энергия» и доразгонных блоков. В числе задач могут рассматриваться запуск на геостационарную орбиту тяжелых спутников-ретрансляторов, оснащенных крупногабаритными приемными и передающими антеннами, выведение базовых блоков орбитальной станции нового поколения, отправка к Марсу автоматических научно-исследовательских: комплексов. В более отдаленной перспективе РН «Энергия» может использоваться в операциях сборки на орбите пилотируемого марсианского комплекса или для запуска грузовых модулей к Луне с целью организации лунной базы. Обсуждение этих проектов, в основе которых должно лежать международное сотрудничество, уже ведется на страницах отечественных и зарубежных газет и журналов.

Круг решаемых задач и масштабы применения системы будут расти по мере ее совершенствования и снижения эксплуатационных затрат за счет увеличения многоразовости использования элементов конструкции. Будет расти и прямая отдача при реализации перспективных космических проектов, предусматривающих использование системы «Энергия — Буран». Например, запуск, с помощью РН «Энергия» четырех связных ИСЗ-платформ на геостационарную орбиту (каждая массой до 18 т) позволит одновременно обслужить 480 тыс. абонентов, т. е. по существу решит проблему дополнительных магистральных линий. Но уже сейчас большая часть затрат на разработку системы «Энергия — Буран» может окупиться при внедрении в народное хозяйство достижений в области новых технологий, материалов, приборостроения, программного обеспечения, испытательного оборудования, которые были получены при создании этого комплекса.

Вклад в народное хозяйство. В разработке системы принимала участие обширная кооперация отраслевых и академических институтов, конструкторских бюро, заводов, строительных организаций. Полученный опыт и большой научно-технический задел — мощный потенциал для развития не только космической и авиационной техники, но и других отраслей промышленности. Многие разработки уже опробованы и освоены или осваиваются в народном хозяйстве. Чтобы убедиться в этом, достаточно беглого обзора основных достижений и областей их применения.

Разработано и освоено в производстве несколько десятков новых материалов, в числе которых: криогенные пенопласты — для теплоизоляции в строительстве емкостей и трубопроводов, работающих в условиях Крайнего Севера; композиционные углеродные материалы— в медицине (травматология и ортопедия), для изготовления спортинвентаря; нетоксичные герметики — в радиоэлектронной промышленности и приборостроении; высокопрочные свариваемые стали — в тяжелом машиностроении для снижения массы грузоподъемного оборудования.

Созданные по «буранному» заказу негорючие стеклопластики начинают использоваться для отделки вагонов метрополитена, а высокопрочная керамика — в деталях «земной» водозапорной арматуры.

Широкое применение находят прогрессивные технологии: плазменное напыление защитных покрытий (в приборостроении), вакуумная и дуговая металлургия (для оборудования пищевой промышленности), электронно-лучевая сварка (в машиностроении), упрочнение быстрорежущей стали электроимпульсной обработкой (в инструментальной промышленности).

Целесообразно внедрять в другие отрасли народного хозяйства методы отработки и отладки программного обеспечения, эффективные средства автоматической диагностики и неразрушающего контроля, методы испытаний сложных технических систем, а также использовать созданный в процессе разработки системы «Энергия— Буран» богатейший фонд пакетов программ для автоматизированного проектирования.

Уникальными возможностями располагает созданная для отработки системы наземная экспериментальная база.

Несомненно, большую практическую пользу принесут работы по оснащению авиации средствами автоматической всепогодной посадки и применение на перспективных транспортных средствах высокоэффективного, экологически чистого водородного топлива. Но уже сегодня могут найти применение разработанные для «Бурана» электрохимические модульные генераторы на экологически чистых компонентах топлива (водород — кислород). А на основе методов нейтрализации выхлопных газов в аэродинамических установках проводятся успешные эксперименты по обеспечению экологической чистоты атмосферных выбросов на тепловых станциях и металлургических заводах.

Таким образом, достижения, полученные при разработке системы «Энергия — Буран», могут оказать существенное влияние на развитие многих отраслей народного хозяйства. Испытания многоразовой космической системы продолжаются, но она уже начинает давать отдачу.

на верх

Цель создания (применение "Бурана")

Цели создания орбитального корабля "Буран" впервые были четко сформулированы в тактико-техническом задании на разработку многоразовой космической системы, выданном Главным управлением космических средств Министерства обороны СССР и утвержденном Д.Ф.Устиновым в праздничной обстановке 7 (по другим данным, 8) ноября 1976 года. Итак, "Буран" предназначался для:

Первоначальными планами предполагалась постройка пяти орбитальных кораблей для достижения частоты 30 полетов в год.

1. Боевые космические комплексы

В конце 60-х - начале 70-х годов в США были начаты работы по исследованию возможности использования космического пространства для ведения боевых действий в космосе и из космоса. Правительство СССР рядом специальных постановлений (первое Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР "Об исследовании возможности создания оружия для ведения боевых действий в космосе и из космоса" вышло в 1976 г.) работы в стране в этой области поручило кооперации организаций-разработчиков во главе с НПО "Энергия". В 70-80-е годы был проведен комплекс исследований по определению возможных путей создания космических средств, способных решать задачи поражения космических аппаратов военного назначения, баллистических ракет в полете, а также особо важных воздушных, морских и наземных целей. При этом ставилась задача достижения необходимых характеристик указанных средств на основе использования имевшегося к тому времени научно-технического задела с перспективой развития этих средств при ограничении по производственным мощностям и финансированию. Для поражения военных космических объектов были разработаны два боевых космических аппарата на единой конструктивной основе, оснащенные различными типами бортовых комплексов вооружения - лазерным (боевой комплекс "Скиф") и ракетным (боевой комплекс "Каскад"). Основой обоих аппаратов явился унифицированный служебный блок, созданный на базе конструкции, служебных систем и агрегатов орбитальной станции серии 17К ДОС.
В отличие от станции служебный блок должен был иметь существенно большие по вместимости топливные баки двигательной установки для обеспечения маневрирования на орбите.

Боевые космические комплексы - полезная нагрузка ОК "Буран"
Система "Скиф" Обозначения: 1 - приборно-топливный отсек; 2 - агрегатный отсек; 3 - бортовой комплекс специального вооружения	Система "Каскад" Обозначения: 1 - базовый блок, включающий в себя агрегатный и приборно-топливный отсеки; 2 - бортовой комплекс вооружения; 3 - самонаводящаяся ракета (см.рис. справа)
Боевая космическая самонаводящаяся ракета-перехватчик

Выведение космических аппаратов на орбиту предполагалось осуществлять в грузовом отсеке орбитального корабля МКС "Буран" (ракетой-носителем "Протон" на экспериментальном этапе). Предусматривалась дозаправка баков на орбите при помощи средств, также доставляемых к аппаратам в ОК МКС "Буран". Для обеспечения длительного срока боевого дежурства на орбите и поддержания высокой готовности космических комплексов предусматривалась возможность посещения объектов экипажем (два человека до 7 суток), в том числе с использованием КК "Союз".Меньшая масса бортового комплекса вооружения "Каскад" с ракетным оружием, по сравнению с комплексом "Скиф" с лазерным оружием, позволяла иметь на борту КА больший запас топлива, поэтому представлялось целесообразным создание системы с орбитальной группировкой, состоящей из боевых космических аппаратов, одна часть из которых оснащена лазерным, а другая - ракетным оружием. При этом первый тип КА должен был применяться по низкоорбитальным объектам, а второй - по объектам, расположенным на средневысотных и геостационарных орбитах.Для поражения стартующих баллистических ракет и их головных блоков на пассивном участке полета в НПО "Энергия" для комплекса "Каскад" был разработан проект ракеты-перехватчика космического базирования. В практике НПО "Энергия" это была самая маленькая, но самая энерговооруженная ракета. Достаточно сказать, что при стартовой массе, измеряемой всего десятками килограммов, ракета-перехватчик обладала запасом характеристической скорости, соизмеримой с характеристической скоростью ракет, выводящих современные полезные нагрузки на орбиту ИСЗ. Высокие характеристики достигались за счет применения технических решений, основанных на последних достижениях отечественной науки и техники в области миниатюризации приборостроения. Авторской разработкой НПО "Энергия" явилась уникальная двигательная установка, использующая нетрадиционные некриогенные топлива и сверхпрочные композиционные материалы. В начале 90-х годов, в связи с изменением военно-политической обстановки, работы по боевым космическим комплексам в НПО "Энергия" были прекращены. К работам по боевым космическим комплексам привлекались все тематические подразделения Головного конструкторского бюро и широкая кооперация специализированных организаций-разработчиков военно-промышленного комплекса страны, а также ведущие исследовательские организации Министерства обороны и Академии наук.

По другим данным, ракетный комплекс для "Каскада" разрабатывался по заказу НПО "Энергия" в фирме А.Э.Нудельмана, известного конструктора пушечного оружия для самолетов и космических аппаратов. Для орбитальных испытаний ракет было решено установить их на грузовые транспортные корабли "Прогресс". На первом этапе в 1986-88 гг. были запланированы пять полетов таких кораблей в рамках программы "Каскад". На производственной базе НПО "Энергия" - Заводе экспериментального машиностроения (ЗЭМ) началось изготовление этих кораблей под бортовыми номерами 129, 130, 131, 132 и 133. Однако до летных испытаний дело так и не дошло. Корабли были переделаны и выведены на орбиту (уже под новыми номерами) по своему первоначальному назначению - для доставки грузов на пилотируемую орбитальную станцию. В начале 1990-х годов работы по программе создания аппарата "Каскад" были прекращены.

Головной фирмой по лазерному комплексу для "Скифа" было НПО "Астрофизика" - ведущая советская фирма по лазерам. После передачи задела по "Скифу" из НПО "Энергия" в КБ "Салют"  в начале 1980-х годов новым коллективом был разработан проект тяжелой боевой лазерной станции космического базирования "Скиф". 18 августа 1983 г. Генеральный секретарь ЦК КПСС Юрий Владимирович Андропов сделал заявление о том, что СССР в одностороннем порядке прекращает испытания комплекса противокосмической обороны. Однако с объявлением в США программы стратегической оборонной инициативы (СОИ) работы над "Скифом" были продолжены, и 15 мая 1987 года динамический макет лазерной станции "Скиф-ДМ" массой около 80 тонн был испытан в космосе при первом испытательном запуске РН "Энергия".

Смотри также воспоминания Главного конструктора РН "Энергия" Б.И.Губанова:  "Полюс"

Для поражения особо важных наземных целей разрабатывалась космическая станция, основу которой составляла станция серии 17К ДОС и на которой должны были базироваться автономные модули с боевыми блоками баллистического или планирующего типа. По специальной команде модули отделялись от станции, посредством маневрирования они должны были занимать необходимое положение в космическом пространстве с последующим отделением блоков по команде на боевое применение. Конструкция и основные системы автономных модулей были заимствованы с орбитального корабля "Буран". В качестве варианта боевого блока рассматривался аппарат на базе экспериментальной модели ОК "Буран" (аппараты семейства "Бор").

Военная целевая нагрузка для ОК "Буран" разрабатывалась на основании специального секретного постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР  "Об исследовании возможности создания оружия для ведения боевых действий в космосе и из космоса" (1976 г.)

Боевая космическая станция с ударными блоками на базе ОК "Буран"
Рисунок раскрывается до размеров 768х762, RGB, 145kb: 1 - базовый блок; 2 - центр управления боевыми блоками; 3 - многоразовый транспортный корабль "Заря"; 4 - модули боевой станции с прицельными комплексами; 5 - боевые модули (на базе фюзеляжа ОК "Буран")	Боевой модуль (см.рис. справа) уходит на цель (рисунок раскрывается до размеров 765х762, RGB,143kb)
Боевой ударный модуль космического базирования: 1 - стыковочный узел; 2 - носовая часть фюзеляжа (НЧФ); 3 - переходный отсек; 4 - герметичный модуль кабины; 5 - носовой блок двигателей управления; 6 - средняя часть фюзеляжа (СЧФ); 7 - хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ); 8 - створки отсека полезного груза с панелями радиационного теплообменника

Вот как описывает применение боевой космической станции С.Александров в своей статье "Меч, ставший щитом" ("Техника-молодежи", №4'98): "...Тот же базовый модуль, как на орбитальной станции “Мир”, те же боковые (уже не секрет, что на “Спектре”, например, предполагались испытания оптической системы обнаружения ракетных пусков... А стабилизированная платформа с теле- и фотокамерами на “Кристалле” — чем не прицел?), но вместо астрофизического “Кванта” — модуль с комплексом боевого управления. Под “шариком” переходного отсека — еще один переходник, на котором висят четыре модуля (на основе “бурановского” фюзеляжа) с боевыми блоками. Это, так сказать, “исходное положение”. По тревоге они отделяются и расходятся на рабочие орбиты, выбираемые из следующего соображения: чтобы каждый блок вышел на свою цель в тот момент, когда над ней будет пролетать центр управления. Фюзеляж “Бурана” используется в этом проекте по принципу “не пропадать же добру”: большие запасы топлива в объединенной двигательной установке и очень хорошая система управления позволяют активно маневрировать на орбите, при этом полезный груз — боевые блоки — находятся в контейнере, скрытые от любопытных глаз, а так же неблагоприятных факторов космического полета. Что существенно в контексте стратегического сдерживания — эта система оружия нанесет прицельный, “хирургический” удар даже в том случае, если будет уничтожено все остальное. Как атомные подводные лодки, она способна переждать первый залп!"

2. Проекты целевого использования орбитального корабля "Буран"

Согласно техническим заданиям Министерства обороны и отраслевым программам в НПО "Энергия" были разработаны технические предложения и эскизные проекты по решению конкретных задач в реальных направлениях применения ОК "Буран". Предусматривалось использовать ОК "Буран" для транспортно-технического обслуживания (ТТО) и ремонта орбитальных комплексов и космических аппаратов. Так, например, транспортно-техническое обслуживание орбитальным кораблем "Буран" комплекса "Мир" (на рисунке справа) - его дооснащение (доставка модулей, энергоустановок и др.), многоразовое использование модулей и оборудования (их возвращение для профилактики и ремонта), доставка на Землю результатов работ - позволяет существенно повысить эффективность комплекса. Как разновидности задачи ТТО были рассмотрены диагностирование неисправных аппаратов как на орбите, так и после их возвращения с помощью ОК "Буран", а также оценка возможности их ремонта и повторного использования. Применительно к аппаратам космической разведки исследована возможность возвращения двух неисправных аппаратов и принятия решений по их дальнейшему использованию.

Детально проработано использование ОК "Буран" для развертывания и сборки больших конструкций. Это направление имеет принципиальное значение для создания космических антенн, солнечных энергоустановок и др. Обоснован эксперимент по отработке антенны космического радиотелескопа КРТ-30 и экспериментального космического комплекса наблюдения в составе бортового модуля на ОК "Буран". Особую роль ОК "Буран" может иметь для выведения и отработки на орбите особо дорогостоящих КА.
    Чтобы уменьшить технический риск и предотвратить значительный ущерб в случае потери, например, уникального аппарата космической разведки или выхода из строя его целевой аппаратуры, было предложено и проработано решение о создании по принципу максимальной преемственности конструктивных, компоновочных и технических решений экспериментального образца (ЭКА), выводимого и обслуживаемого по программе отработки кораблем "Буран". Такое решение позволяло обеспечить:

•	контроль всех основных этапов функционирования ЭКА;
•	контроль операций по раскрытию крупногабаритной антенны РАС и проведение оперативного ремонта при ее отказе;
•	проверку работоспособности ЭКА перед самостоятельным функционированием для гарантированного выполнения задач эксперимента;
•	проведение ремонтно-восстановительных работ на борту ЭКА;
•	возвращение на Землю особо ценных частей ЭКА для диагностики и повторного использования.

Аналогично исследовано использование ОК "Буран" для выведения на орбиту и отработки экспериментальной энергоемкой тяжелой радиолокационной станции 91А6-П. Незаменима роль ОК "Буран" при проведении специальных исследований, а также ряда научных и технологических экспериментов.

В качестве начального этапа практического использования ОК "Буран" для научных исследований планировалась постановка и проведение на его борту уже во время второго полета экспериментов по исследованию микроатмосферы, микроускорений и характеристик излучений с помощью научной аппаратуры многоразового использования. Это направление оценивалось как весьма значительное, особенно при комплексном решении научно-исследовательских и технических задач. Уникальные энергетические возможности ОК "Буран" (до 60 кВт), уровень микрогравитации (10^-4...10^-5 g) и другие характеристики функционирования на орбите, а также возможность возвращения и многократного использования оборудования позволили организовать на борту промышленное производство и доставку на Землю биопрепаратов и полупроводниковых материалов высокой стоимости. Проектные исследования этого направления на основе конкретных биоустановок ("Рекомб-2", "Ручей-2", "Поток") и технологических установок ("Кратер-АГ", "Малахит") показали целесообразность его реализации уже в ходе летных испытаний. В результате этих разработок и исследований были разработаны принципы и научно-технические направления создания и эксплуатации любых многоразовых космических аппаратов.

Разработкой и исследованиями целевого применения ОК "Буран" занимались В.Г.Алиев, Б.И.Сотников, П.М.Воробьев, В.Ф.Садовый, А.В.Егоров, С.И.Александров, Н.А.Брюханов, В.В.Антонов, В.И.Бержатый, О.В.Митичкин, Ю.П.Улыбышев и др.

на верх

Компоновка ОК "Буран"

1 - носовой блок двигателей управления (БДУ-Н); 2 - приборный отсек; 3,5,6,21 - блоки аппаратуры; 4 - кабина пилотов; 7 - командный отсек; 8 - радиовысотомер-вертикаль (модуль командных приборов); 9 - отсек полезного груза (ОПГ); 10 - блок испытательной аппаратуры; 11 - вспомогательные силовые установки (ВСУ); 12 - двухсекционный расщепляющийся воздушный тормоз; 13 - контейнер с тормозным парашютом; 14 - базовый блок объединенной двигательной установки (ОДУ); 15 - блоки двигателей управления (левый и правый); 16 - бак горючего; 17 - балансировочный щиток; 18 - нижние узлы стыковки ОК к РН на старте; 19 - бак окислителя; 20 - носовой узел стыковки ОК с РН; 22 - агрегатный отсек (АО); 23 - блоки системы терморегулирования

---

Компоновочная схема OK:

1 - кабина экипажа; 2 - блок двигателей управления носовой (БДУ-Н); 3 - приборный отсек; 4 - командный отсек; 5 - рабочие места РМ-1 и РМ-2; 6 - остекление кабины; 7 - катапультные кресла; 8 - аварийные выходы для катапультных кресел; 9 - рабочее место РМ-3; 10 - радиовысотомер-вертикаль; 11 - отсек полезного груза (ОПГ); 12 - створки ОПГ; 13 - верхняя остронаправленная антенна ОНА-1 (сложена); 14 - вспомогательные силовые установки (ВСУ); 15 - контейнер с тормозным парашютом; 16 - блоки двигателей управления (левый и правый); 17 - базовый блок ОДУ; 18 - двигатели орбитального маневрирования (ДОМ); 19 - балансировочный щиток; 20 - герметичный приборный отсек; 21 - нижняя остронаправленная антенна OHA-II (в рабочем положении); 22 - баллоны с газами, водой и аммиаком; 23 - блоки аппаратуры; 24 - баллоны системы пожаровзрывопредупреждения (СПВП); 25 - баки СЭП; 26   -  электрохимические генераторы (ЭХГ) СЭП; 27 -  приборный модуль СЭП; 28 -  входной (посадочный) люк; 29 -  бытовой отсек (БО); 30 -  агрегатный отсек (АО); 31 -  задний люк кабины экипажа для выхода в СМ или шлюзовую камеру кабины (ШКК); 32 -  рабочее место РМ-4; 33 -   навигационная измерительная визуальная система; 34 -  иллюминатор наблюдения за работами в ОПГ; 35  -  рабочее место РМ-5; 36  - рабочее место РМ-6; 37 -  медицинское оборудование; 38 -  модуль командных приборов; 39 -  звездно-солнечный прибор (ЗСП); 40 -  блок коммутации.

---

  Технографика ОК "Буран";
We are glad to introduce the last (2.0) version of Buran orbiter 3D 'roentgen' sketch.

---

Герметичная кабина ОК, в которой находится и работает в полете экипаж, размещается в носовой части фюзеляжа и имеет два этажа: верхний - командный отсек (КО) и нижний - бытовой отсек (БО), под которым расположен агрегатный отсек с не требующим постоянного доступа оборудованием.

Командный отсек в своей передней части имеет два рабочих места (РМ-1 и РМ-2), оснащенных катапультными креслами. В конструкции кабины предусмотрены аварийные выходы, образующиеся с помощью взрывных шнуров.

Вариант кабины, рассчитанный на экипаж из четырех человек с индивидуальными средствами спасения, отличается тем, что в передней части БО (аварийные выходы перед остеклением кабины) устанавливаются два дополнительных катапультных кресла, а приборные отсеки переносятся к задней стенке кабины.

Снаружи на задней стенке кабины установлен модуль командных приборов (МКП), внутри которого находятся гиростабилизированные платформы (ГСП) системы управления (СУ). Справа на МКП установлен блок звездных датчиков, имеющий открывающуюся в полете крышку. Слева размещен радиовысотомер-вертикаль. Над МКП размещена навигационная измерительная визуальная система, внешняя и внутренняя части которой установлены на специальном промежуточном иллюминаторе задней стенки кабины.

На обшивке носовой части фюзеляжа (НЧФ) вокруг кабины и перед ней установлено большинство антенн радиотехнических систем корабля. Каждая антенна или их группа монтируется в вырезе металлической обшивки и закрывается радиопрозрачной вставкой. В передней области НЧФ носовой блок двигателей управления. На задней стенке кабины и частично на передней размещены платы электроразъемов, а также разъемы пневмогидросвязей. Под кабиной проложены транзитные кабели и трубопроводы, соединяющие, минуя кабину, агрегаты и аппаратуру НЧФ и других частей фюзеляжа.

Отсек полезного груза (ОПГ) расположен в средней части фюзеляжа от задней стенки кабины (от соответствующего шпангоута) до перегородки, отделяющей среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) от хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ). В нижней зоне СЧФ между шпангоутами расположены приборы и агрегаты систем, в том числе системы электропитания (баки с жидким водородом и кислородом, приборный модуль и электрохимические генераторы тока), в верхней части - створки  ОПГ (четыре секции по каждому борту со смонтированными на них радиаторами системы терморегулирования), открывающиеся на две стороны. Сбоку к СЧФ крепятся консоли крыла с элевонами - аэродинамическими рулями, совмещающими функции управления по каналам тангажа и крена, и нишами с установленными в них основными стойками шасси. Ниша передней стойки расположена сразу за кабиной экипажа на СЧФ.

В хвостовой части фюзеляжа размещены базовый блок (ББ) объединенной двигательной установки (ОДУ) и три вспомогательные силовые установки (ВСУ), создающие рабочее давление в гидравлической системе ОК, герметичный приборный отсек и другие агрегаты и оборудование. ВСУ располагаются вблизи передней стенки ХЧФ по правому и левому бортам. Два хвостовых блока (левый и правый) двигателей управления ОДУ крепятся консолью на шпангоуте донного среза ХЧФ, на котором устанавливается и ББ. В нижней части ХЧФ размещен балансировочный щиток, а в верхней - киль с рулем направления/воздушным тормозом. В раннем варианте компоновки для повышения маневренных возможностей ОК при посадке, в частности при ручном управлении, предполагалось оснащение ОК двумя турбореактивными двигателями с их установкой на ХЧФ по бокам от киля (это хорошо видно на летавшей модели-аналоге ОК  БОР-5 и на самолете-аналоге БТС-02 ОК-ГЛИ).

Конфигурация ОК в автономном орбитальном полете, когда раскрыты створки, развернуты радиаторы системы терморегулирования, открыты поля зрения навигационных приборов и обеспечено наблюдение экипажу в сторону ОПГ, показана на рисунках.

Конфигурация ОК в орбитальном полете: 1- базовый блок ОДУ; 2- блоки двигателей управления (левый и правый); 3- полезный груз; 4- радиаторы системы терморегулирования (передние отведены от створок); 5- радиовысотомер-вертикаль; 6- иллюминатор наблюдения за работами в ОПГ; 7- модуль командных приборов; 8- иллюминатор контроля стыковки; 9- звездно-солнечный прибор; 10- переднее остекление; 11- носовой блок двигателей управления; 12- отсек полезного груза; 13- открытые створки ОПГ

на верх

Чертежи ОК "Буран"

Универсальный комплекс "Энергия-Буран":

Работа над детальными чертежами ОК "Буран" и его агрегатов с наборами сечений, профилей, различными проекциями, разрезами, видами и т.п., продолжается. Вам уже доступны материалы из архивов НПО "Молния", техническая достоверность которых подтверждена разработчиками:

• конструктивно-компоновочная схема (технографика) ОК "Буран":
  
• схемы раскроя плиток теплозащиты ОК "Буран";
• проекции общих видов орбитального корабля, разрабатываемого по программе МАКС;
• главные проекции ОК "Буран";
• главные проекции БТС-02 ГЛИ;
• трехмерные (3D) модели ОК "Буран";

  

технологическое членение фюзеляжа "Бурана":

на верх

 

Транспортировка ОК "Буран"

Доставку ОК "Буран" на космодром Байконур и последующую транспортировку можно разбить на несколько стадий:

1.	Сначала собранный на Тушинском машиностроительном заводе (ТМЗ) планер ОК "Буран" готовится к отправке на космодром: ему предстоит транспортировка по земле, по воде и воздуху. Для этого с корабля снимается вертикальное оперение, часть бортового оборудования, устанавливается хвостовой обтекатель. Фюзеляж орбитального корабля длиной около 40 метров, с крыльями размахом 24 метра и массой около 50 тонн на специальной транспортной тележке подвозят к специально возведенному причалу на берегу Москва-реки. Именно для транспортировки "Бурана" по суше вдоль всего маршрута в Тушинском районе Москвы целый ряд улиц подвергся серьезной реконструкции: они были расширены, перекрестки спрямлены, изменены маршруты трамвайных и троллейбусных линий.
	Подготовка к транспортировке в цехах ТМЗ Транспортировка планера "Бурана" на специальной тележке по улицам Москвы (Тушинский район) Установка груза на речной барже
	Далее груз закатывают на специально приспособленную баржу, оборудованную балластными цистернами для изменения осадки (для беспрепятственного прохождения под мостами), и по Москва-реке доставляют на подмосковный аэродром. На весь период перевозки от ТМЗ до аэродрома планер "Бурана" закрыт специальным чехлом, изменяющим (в целях секретности) форму и конфигурацию груза.
	Перевозка "Бурана" по Москве-реке в центре Москвы Перегрузка с баржи Транспортировка груза по подмосковному аэродрому
2.	На аэродроме при помощи мостового крана (подъемного устройства ПКУ-50) "Буран" устанавливают на самолете-носителе ВМ-Т "Атлант". В качестве самолета-носителя использован доработанный дальний бомбардировщик 3М, обладающий великолепными летно-техническими и взлетно-посадочными характеристиками, обусловленными высоким аэродинамическим качеством. Для новой роли ему удлинили и усилили фюзеляж, существенно изменили хвостовое оперение, так как крупногабаритный груз затенял киль, установили три опоры и стыковочные узлы.
	Установка на самолет-носитель Начало воздушного пути
	После пробных полетов с макетами орбитального корабля самолет-носитель доставил на Байконур уникальный крупногабаритный груз - космический корабль "Буран". Самолет-носитель производил посадку на ВПП аэродрома "Юбилейный", куда впоследствии садился и сам "Буран" после своего первого космического полета.
3.	Впоследствии, после введения в эксплуатацию самого большого в мире транспортного самолета Ан-225 "Мрия", все воздушные транспортные операции выполнялись на нем.
4.	Разгрузо-погрузочные, монтажно-установочные работы и транспортировка на космодроме Байконур
	Снятие "Бурана" с самолета-носителя подъемно-установочным агрегатом ПУА-100 на космодроме Байконур Транспортировка "Бурана"  на автомобильном ТА в МИК ОК космодрома Байконур Закатка "Бурана" в МИК ОК космодрома Байконур
	Транспортирование ОК между монтажно-испытательным корпусом (МИК) ОК, площадкой огневых контрольных испытаний, технической позицией РН, технической позицией многоразового ракетно-космического комплекса (МРКК) и посадочным комплексом ОК выполняется по специальным автомобильным дорогам на транспортном агрегате (ТА) с помощью тягачей. Транспортный агрегат представляет собой самоходный колесный автопоезд, состоящий из двух тягачей и прицепа, общей грузоподъемностью 100т. Несмотря на большую длину, автопоезд обладает хорошей маневренностью за счет поворота всех осей прицепа. Основные характеристики транспортных средств ТА ТУА    Масса в снаряженном состоянии, т 126 (без ОК) 2756 (без МРКК и тепловозов)    Грузоподъемность, т 100 571    Габаритные размеры (без груза), м:              длина 58,8 56,3 (без тепловозов) 90,3 (с тепловозами)              ширина 5,4 29,5              высота 3,2 21,2    Скорость движения, км/ч до 10 (с ОК) и до 40 (без ОК) до 5 (с МРКК)    Расстояние между колеями - 20    Ширина колеи - 1,524 Для перегрузки ОК на ТА используется подъемно-установочный агрегат ПУА-100, который представляет собой уникальный комплекс электрогидромеханических систем с широким диапазоном технических возможностей, имеющий легкую конструкцию, несмотря на свои внушительные размеры. ПУА-100 обеспечивает на посадочном комплексе все перегрузочные операции с различными крупногабаритными технологическими грузами, доставляемыми на космодром самолетами транспортировщиками 3М-Т "Атлант" и Ан-225 "Мрия". Установка ОК "Буран" на Ан-225 "Мрия" с помощью ТУА-100 Установка ОК "Буран" на Ан-225 "Мрия" с помощью ТУА-100 Орбитальный корабль внутри МИКа ОК с одного рабочего места на другое перемещается на специальном самоходном транспортно-технологическом агрегате (ТТА) или с помощью специальных мостовых кранов. Транспортирование МРКК с технической позиции РН на техническую позицию МРКК и на стартовый комплекс выполняется на специальном транспортном установочном агрегате (ТУА, см.табл.) с помощью тепловозов. (До доработки ТУА использовался для транспортировки лунной РН "Н-1" на рубеже 60-70-х годов) Более подробно вопросы речной и воздушной транспортировки рассмотрены на странице "Посадочный комплекс космодрома Байконур"
	Погрузка ОК мостовым краном в МИКе ОК на транспортно-технологический агрегат Транспортировка  ОК "Буран" на автомобильном транспортном агрегате (ТА) с технической позиции   ОК "Буран" на техническую позицию  ракеты-носителя "Энергия"на космодроме Байконур Перегрузка в МИКе мостовым краном собранного МРКК на ТУА
	Транспортировка МРКК "Энергия-Буран" на ТУА на стартовый комплекс Транспортировка МРКК "Энергия-Буран" на ТУА на стартовый комплекс Отработка транспортировки   "Бурана" на самолете Ан-225 "Мрия" на ВПП космодрома  Байконур перед перелетом на авиасалон в Ле-Бурже, Франция

на верх

3D-модель ОК "Буран

Комплекс 3D-моделей разработан сотрудниками к омпании "ПроПро Группа" (© 2000 Н.Назаренко, В.Малюх, г.Новосибирск) в графическом пакете bCAD v.3.5 на основе реальной модели внешних (аэродинамических) теоретических обводов ОК. Технология создания 3D-модели упрощенно состоит в следующем: на сечения агрегатов (каркас), построенные на основе реальной модели внешних (аэродинамических) теоретических обводов ОК, натягивается оболочка с заданными свойствами поверхности (текстурой). Этот процесс проиллюстрирован на рисунке справа

Состав комплекса 3D-моделей:

 

А также - детальная многополигональная текстурированная 3D-модель орбитального корабля "Буран" в полетной конфигурации:

Упрощенные (малополигональные) 3D-модели:
Для просмотра и частичной работы с файлами упрощенных 3D-моделей необходима   демонстрационная версия (freeware) конструкторского пакета bCAD v.3.5, расположенная на сайте http://propro.ru компании "ProPro Group".
Демо-версия имеет ограниченые функциональные возможности, однако она позволяет создавать видео- и анимационные приложения, а также конвертировать результаты работы в другие 3D приложения (например, 3D MAX, 3D Studio и т.д.)
Условия приобретения полнофункциональной версии пакета bCAD Вы также найдете на сайте http://propro.ru компании "ProPro Group".
Представленные здесь 3D-модели - это лучшие рекомендации bCAD !

Упрощенная (без текстурированной поверхности) малополигональная 3D-модель орбитального корабля "Буран" Параметры модели Значение   Размер файла, kb 313   Объекты, шт. 10   Группы, шт. 29   Материалы (текстуры), шт. 2   Каркасные объекты, шт. 8   3D поверхности, шт., в том числе: 364        вершины, шт. 11474        грани, шт. 14370
Упрощенная малополигональная 3D-модель орбитального корабля "Буран" с текстурированной поверхностью Параметры модели Значение   Размер файла, kb 642   Объекты, шт. 19   Группы, шт. 22   Материалы (текстуры), шт. 43   Каркасные объекты, шт. 8   3D поверхности, шт., в том числе: 250        вершины, шт. 9570        грани, шт. 12575

на верх

Полет ОК "Буран"

К этому полету готовились более 12 лет. И еще 17 дней из-за отмены старта 29 октября 1988г., когда за 51 с до него не прошло нормальное отведение площадки с приборами прицеливания и была выдана команда на отмену старта. А затем слив компонентов топлива, профилактика, выявление причин отказа и их устранение. "Не торопиться! - предупреждал председатель Государственной комиссии В.Х.Догужиев. - Прежде всего безопасность!" Все происходило на глазах миллионов телезрителей... Очень высоко напряжение ожидания...

Задачей первого полета МРКК "Энергия-Буран" были продолжение летной отработки РН "Энергия" и проверка функционирования конструкции и бортовых систем ОК "Буран" на наиболее напряженных участках полета (выведение и спуск с орбиты) с минимальной длительностью орбитального участка.
Из соображений безопасности первый испытательный полет ОК "Буран" был определен как беспилотный, что традиционно для отечественной космонавтики, с полной автоматизацией всех динамических операций вплоть до рулежки по ВПП.

Первый беспилотный полет ОК "Буран" был запланирован непродолжительным: два витка, или 206 минут полета. В грузовом отсеке корабля в качестве полезной нагрузки размещался блок дополнительных приборов с телеметрической аппаратурой и дополнительными аккумуляторами. В соответствии с его задачами и программой были задействованы состав и режимы работы бортовых и наземных систем.
Наземный комплекс управления, мозговым центром которого является ЦУП, в первом полете ОК "Буран" задействовал шесть наземных станций слежения, четыре плавучие станции и систему связи и передачи данных, состоящую из сети наземных и спутниковых широкополосных и телефонных каналов связи.

Космодром Байконур 15 ноября 1988 г. На старте МРКК "Энергия-Буран". Циклограмма предстартовой подготовки проходит без замечаний. Но погодные условия ухудшаются. Председатель Государственной комиссии получает очередной доклад метеорологической службы с прогнозом: "Штормовое предупреждение". Учитывая важность момента, синоптики потребовали письменно подтвердить получение тревожного прогноза. В авиации посадка - самый ответственный этап полета, особенно в сложных метеорологических условиях. ОК "Буран" не имеет двигателей для полета в атмосфере, в первом полете на его борту не было экипажа, а посадка предусматривалась с первого и единственного захода. Специалисты, создавшие ОК "Буран", заверили членов Государственной комиссии, что они уверены в успехе: для системы автоматической посадки этот случай не предельный. Решение на пуск было принято.

В 6 часов 00 минут по московскому времени МРКК "Энергия-Буран" отрывается от стартового стола и почти сразу же уходит в низкую облачность . Проходит 8 минут участка выведения. В 6 ч 08 минут 03 секунды завершается работа РН, и ОК "Буран" начинает первый самостоятельный полет. Высота над поверхностью Земли составляет около 150 км, и, как это предусмотрено баллистической схемой полета, выполняется довыведение ОК на орбиту собственными средствами.

В течение последующих 40 минут проводятся два маневра довыведения ОК на рабочую орбиту наклонением 51,6° и высотой 250...260 км. Параметры этих маневров (величину, направление и момент отработки импульса ОДУ) автоматически рассчитывает БЦВК в соответствии с заложенными полетным заданием и реальными параметрами движения на момент отделения от РН.
Первый маневр происходит в зоне связи наземных станций слежения, второй - над Тихим океаном.

Передача телеметрической информации о втором маневре проходит по трассе "ОК - плавучая станция слежения в Тихом океане - стационарный спутник связи - ретрансляционная станция "Орбита" в Петропавловске-Камчатском - высокоэллиптический спутник связи - подмосковный ретрансляционный пункт - ЦУП" протяженностью более 120000 км.

Вне участков маневров для соблюдения теплового режима ОК движется в орбитальной ориентации левым крылом к Земле  . Правильность заданной ориентации подтверждается как принимаемой телеметрической информацией, так и "картинкой" с бортовой телекамеры, размещенной по продольной оси ОК за остеклением кабины. Четко работает командная радиолиния, исполняются передаваемые из ЦУП команды на управление телеметрической и телевизионной системами ОК.

Наступает одна из завершающих операций - перезагрузка оперативной памяти БЦВК для работы на участке спуска и перекачка топлива из носовых баков в кормовые для обеспечения посадочной центровки.

Проходит полтора часа полета, БЦВК рассчитывает и сообщает в ЦУП параметры тормозного маневра для схода с орбиты.

Уточненные данные о скорости и направлении ветра передаются на борт и закладываются в банк данных системы. ОК стабилизируется кормой вперед и вверх. В 8 часов 20 минут в последний раз включается маршевый двигатель и отрабатывает заданную величину скорости. ОК начинает снижаться и через 30 мин "цепляет" атмосферу. За время снижения до высоты 100 км реактивная система управления развернула ОК носом вперед, и, "протиснувшись" в узкую щель ограничений, он входит в атмосферу. В 8 часов 53 минут на высоте 90 км с ним прекращается связь из-за плазменных образований. Движение ОК в плазме более чем в три раза продолжительнее, чем при спуске одноразовых космических кораблей типа "Союз", и по расчету составляет 16...19 минут. В 9 часов 11 минут, когда ОК находился на высоте 50 км, стали поступать доклады: "Есть прием телеметрии!", "Есть обнаружение корабля средствами посадочных локаторов!", "Системы корабля работают нормально!". В этот момент он находился в 550 км от ВПП, и, хотя его скорость уменьшилась, она все же в 10 раз превышала скорость звука. До посадки оставалось чуть больше 10 минут... "Буран" пришел в прицельную зону - на рубеж 20 км - с минимальными отклонениями, что было весьма кстати при посадке в плохих погодных условиях. Реактивная система управления и ее исполнительные органы отключились, и только аэродинамические рули, задействованные еще на высоте 90 км, ведут ОК к следующему ориентиру - ключевой точке.

Схема полета ОК "Буран": 1 - старт; 2 - отделение разгонных блоков первой ступени; 3 - отделение разгонного блока второй ступени от ОК "Буран"; 4 - точки включения двигателей системы орбитального маневрирования; 5 - рабочая орбита; 6 - траектория спуска

Интенсивно гасится в атмосфере скорость. Полет проходит строго по расчетной траектории снижения, на контрольных дисплеях ЦУП его отметка смешается к ВПП посадочного комплекса практически в середине допустимого коридора возврата. "Буран" приближается к аэродрому несколько правее оси посадочной полосы, все идет к тому, что он будет "рассеивать" остаток энергии на ближнем "цилиндре". Так думали специалисты и летчики-испытатели, дежурившие на объединенном командно-диспетчерском пункте. Включаются бортовые и наземные средства радиомаячной системы. После отметки 10 км "Буран" летит, можно сказать, по знакомой дороге, проторенной летающей лабораторией Ту-154ЛЛ и аналогом ОК.

На объединенном командно-диспетчерском пункте (ОКДП) высшая степень напряжения: "Буран" круто изменил курс и летит почти поперек оси ВПП. В чем дело? Проанализировав ситуацию, служба управления докладывает: "Все в порядке! Система не ошиблась, а просто на сей раз оказалась "умнее". "Буран" будет заходить на полосу не левым кругом, как предполагалось, а правым. Выход в ключевую точку проходит по оптимальной для данных начальных условий траектории при практически предельном встречно-боковом ветре. Волнение на ОКДП уменьшилось. Орбитальный корабль, совершив "свой" маневр, погасил энергию, преодолел все встретившиеся ему возмущения на "цилиндре выверки курса" и правым виражом вышел в ключевую точку. Еще на высоте около 7 км, несмотря на сложности целеуказания, на сближение с"Бураном" вылетел самолет сопровождения МиГ-25, пилотируемый летчиком-испытателем М.Толбоевым.

Благодаря искусству пилота на экране уверенно наблюдалось четкое телевизионное изображение корабля - целого и как-будто невредимого. На высоте 4 км - выход на посадочную глиссаду. Изображение в ЦУП начинают передавать аэродромные телекамеры. Еще минута - и выпуск шасси...

И в 9 часов 24 минуты 42 секунды после выполнения орбитального полета и прохождения почти 8000 км в верхних слоях атмосферы, опережая всего на 1 секунду расчетное время, "Буран", борясь с сильным встречно-боковым ветром, мягко коснулся взлетно-посадочной полосы и после небольшого пробега в 9 часов 25 минут 24 секунд замер в ее центре. Над ним, прощаясь, пронесся самолет сопровождения... Необычно красивая, правильная и изящная посадка 80-тонного корабля!

Просто не верится, что полет беспилотный. Кажется, что самый хороший летчик не смог бы посадить "Буран" лучше. Везде, где специалисты и просто причастные к этому полету люди наблюдали посадку "Бурана", взрыв эмоций.

Огромное напряжение, с которым велась подготовка первого полета, усиленное к тому же предшествующей отменой старта, нашло свой выход. Нескрываемая радость и гордость, восторг и смятение, облегчение и огромная усталость - все можно было видеть на лицах в эти минуты. Так сложилось, что космос считается технологической витриной мира. И эта посадка позволила людям на ВПП возле остывающего "Бурана" или у экранов телевизоров в ЦУП вновь ощутить необычайное по остроте чувство национальной гордости, радости. Радости за свою державу, мощный интеллектуальный потенциал нашего народа. Большая, сложная и трудная работа сделана!

После останова "Бурана" на ВПП в течение 10 минут контролируется приведение бортовых систем в исходное состояние и их выключение. По просьбе группы послеполетного обслуживания из ЦУП через спутник связи выдается последняя команда на борт: системы корабля обесточены. Все! Программа первого испытательного полета выполнена полностью!

Исторический старт "Бурана" с космодрома  Байконур, 15 ноября 1988г., 06.00.00 ДМВ

на верх

Схема полета

СХЕМА ПОЛЕТА  НА УЧАСТКЕ ПОСАДКИ ОК "БУРАН"

После завершения орбитального полета происходит торможение орбитального корабля (ОК) с помощью двигателей орбитального маневрирования (ДОМ) и переход на траекторию схода с орбиты с учетом входа в атмосферу под углом атаки a=39°, обеспечивающим допустимый тепловой режим. По достижении условной границы атмосферы на высоте 100 км начинается участок спуска ОК.

С помощью управляющих двигателей (УД) ОК разворачивается по крену таким образом, чтобы уменьшить боковую дальность до взлетно-посадочной полосы (ВПП) посадочного комплекса (ПК). В начале спуска, когда отсутствует управление продольной дальностью полета, ОК движется с постоянным скоростным углом крена, при этом углы атаки, скольжения и крена стабилизируются с помощью 20 УД, размещенных в хвостовой части фюзеляжа (в двух кормовых блоках), а после входа в атмосферу - аэродинамическими органами управления (элевонами, работающими в режиме руля высоты и в режиме элевонов, и балансировочным щитком).

В начале спуска аэродинамические органы управления обеспечивают только балансировку ОК, а при достижении скоростным напором значения q=10 кг/м² подключаются и к управлению угловым движением, причем по мере возрастания эффективности аэродинамических органов управления и скоростного напора они постепенно берут на себя функции управляющих двигателей. Для минимизации расхода топлива УД отключаются при q=50 кг/м² в канале крена и при q=100 кг/м² в продольном канале (смотри "Аэродинамика Бурана").

При достижении продольной перегрузкой заданного значения начинается участок спуска с управлением дальностью, при этом на основе прогноза движения ОК отыскивается "попадающая" в район ВПП ПК траектория, на которой прогнозируемая дальность спуска равна оставшейся дальности при выполнении ограничений по нагреву, скоростному напору и перегрузкам.
Специальный алгоритм управления вырабатывает командное значение скоростного угла крена, обеспечивающее движение ОК по траектории, близкой к "попадающей". Для того чтобы не допустить больших ошибок по курсу, при заданном рассогласовании по курсу выдаются команды на смену знака командного значения угла крена, т. е. команды на развороты по крену.
При достижении скорости, соответствующей М=12, угол атаки постепенно уменьшается с 39° до 10° к концу участка спуска, что позволяет увеличить аэродинамическое качество ОК. Начиная с М=10 для обеспечения необходимой балансировки и увеличения устойчивости движения раскрываются створки воздушного тормоза, угол раскрытия которых до скорости, соответствующей М не менее 0.8, изменяется по заданной программе. При М=5 становится достаточно эффективным руль направления, с помощью которого осуществляется балансировка в боковом канале с переходом при скорости, соответствующей М не более 3, в режим управления. УД рыскания работают на спуске до высоты 20 км - начала участка предпосадочного маневрирования, к моменту которого выполняются ограничения на координаты, величину и направление вектора скорости ОК: корабль должен находиться в кольце на расстоянии Lк=(32±13) км, измеряемом по касательной к цилиндру рассеивания энергии (ЦРЭ), иметь скорость (520±60) м/с, направление вектора которой должно совпадать с касательной к ЦРЭ (восточному или западному) с допустимой ошибкой не более 15° (см. схему предпосадочного маневрирования). Восточный или западный ЦРЭ выбирается в зависимости от направления ветра на ВПП так, чтобы обеспечить полет ОК на заключительном участке траектории в условиях встречного ветра.

Схема предпосадочного маневрирования: 1 - западный ЦРЭ; 2 - штатная область приведения на высоту Н=20 км при нацеливании на западный ЦРЭ; 3 - то же на восточный ЦРЭ; 4 - восточный ЦРЭ; 5 - восточный ЦВК; 6 - взлетно-посадочная полоса; 7 - западный ЦВК; 8 - траектория полета ОК; АН - спираль отворота; НЕ - слираль доворота; ЕС - касательная к ЦВК; CG - дуга окружности ЦВК; GK - финишная прямая; КТ - ключевая точка

Красным пунктиром показана траектория захода на посадку в первом полете.

Задачей предпосадочного маневрирования является выведение ОК к началу траектории захода на посадку в ключевую точку (КТ), расположенную на высоте 4 км в вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП, с ориентацией в ней (в плоскости) вектора скорости. Параметры движения ОК в КТ жестко ограничены по координатам, скорости, углу наклона траектории и отклонению от посадочного курса. Их реализация достигается схемой движения, обеспечивающей соответствие между располагаемой энергией ОК и энергией, потребной для приведения его в КТ. Энергия регулируется изменением длины траектории и программного скоростного напора (управление аэродинамическим качеством), а в дозвуковой области - еще и изменением угла раскрытия воздушного тормоза. Управление движением ОК осуществляется формированием в начале участка предпосадочного маневрирования в соответствии с текущим состоянием ОК пространственной опорной траектории (и последующим ее отслеживанием), которая может перестраиваться в ходе полета, если энергетическое состояние ОК не удовлетворяет заданным требованиям.
"След" опорной траектории в горизонтальной плоскости представляет собой систему геометрических линий (см. схему предпосадочного маневрирования): спираль отворота - спираль доворота - касательная к цилиндру выверки курса (ЦВК) - дуга окружности ЦВК - финишная прямая, при этом спирали отворота и доворота соответствуют полету ОК с постоянным углом крена =45°, координаты КТ, центров ЦВК и радиусы ЦВК постоянны, а спираль отворота реализуется в случае избытка энергии.

В вертикальной плоскости на скоростях, соответствующих М не менее 0.8, опорная траектория формируется построением программной зависимости высоты, соответствующей номинальному скоростному напору, от оставшейся дальности по "следу" траектории. На режимах при М<0.8 реализуется управление высотой полета относительно заданного состояния в точке окончания предпосадочного маневра (терминальное управление).
При дефиците располагаемой энергии для увеличения протяженности полета ОК в качестве опорной используется зависимость минимального скоростного напора от высоты полета qmin(Н), обеспечивающая максимальное качество, а при ее избытке - зависимость максимального скоростного напора от высоты полета qmax(Н), обеспечивающая наибольшее рассеивание энергии.

Заключительной фазой участка спуска в атмосфере являются заход на посадку и собственно посадка ОК на ВПП с заданными параметрами движения. Заход на посадку и посадка определяются двумя особенностями ОК:

• первая - отсутствие двигателей, обеспечивающих посадку по традиционной самолетной схеме, и
• вторая - сравнительно малое аэродинамическое качество (Кmax=5,6) на этом участке полета.

В связи с этим для захода на посадку с последующей посадкой ОК на ВПП принята двухглиссадная схема, при которой вся траектория разбивается на четыре участка:

п е р в ы й - полет по крутой глиссаде с углом наклона -(17...22)°, на котором компенсируются ошибки приведения по координатам, скоростям и углам при выходе ОК на крутую глиссаду с последующей стабилизацией относительно жесткой опорной траектории с постоянной заданной приборной скоростью. Этот участок характеризуется режимом равновесного планирования, т.е. полетом с постоянным углом наклона траектории и постоянной скоростью, когда внешние возмущающие воздействия компенсируются изменением эффективного аэродинамического качества увеличением или уменьшением угла раскрытия воздушного тормоза.

Так как внешние возмущающие воздействия с равной вероятностью могут быть как встречного, так и попутного характера, то в невозмущенной атмосфере воздушный тормоз находится в положении, соответствующем его средней эффективности. Угол наклона крутой глиссады зависит от посадочной массы ОК и выбирается так, чтобы обеспечивалось парирование внешних возмущающих воздействий заданной интенсивности во всем диапазоне возможных скоростей планирования;

в т о р о й - первое выравнивание (высота 500 м), на котором происходят интенсивное торможение и уменьшение скорости снижения ОК до значения, обеспечивающего комфортные условия посадки на ВПП;

т р е т и й - полет по пологой глиссаде с углом наклона -2°, на котором завершаются переходные процессы предыдущего участка и обеспечивается выход ОК на высоту начала заключительного выравнивания с заданными параметрами движения;

ч ет в е р т ы й - заключительное выравнивание (собственно посадка), на котором с высоты 20 м реализуется траектория, строящаяся по экспоненциальному закону, традиционному для самолетной посадки, воздушный тормоз фиксируется в положении, соответствующем началу участка, а требуемые параметры движения в момент касания ВПП при действии возмущающих факторов обеспечиваются изменением геометрических параметров траекторий (эти параметры выбираются такими, чтобы при отсутствии внешних возмущений ОК приземлился на удалении 1000 м от кромки ВПП).

Приземление и пробег ОК происходят по сухой и мокрой бетонной ВПП как в автоматическом, так и в ручном режиме управления при посадочной скорости Vпос=300...330 км/ч, угле тангажа u=10...13°, при попутном (до 5 м/с), встречном (до 20 м/с) и боковом (до 15 м/с) ветре.
Управление пробегом до опускания передней стойки шасси выполняется в канале тангажа элевонами в режиме руля высоты, в путевом канале - рулем направления, а после опускания носового колеса - управляемой передней стойкой и дифференциальным растормаживанием колес основных стоек шасси.

Алгоритмы управления пробегом ОК сформированы так, что отказ одного из управляющих органов не приводит к потере управляемости и уводу с ВПП при различных сочетаниях ветровых возмущений и отклонений от оси ВПП. Большой объем статистического моделирования, полеты на аналоге и первый орбитальный полет ОК "Буран" подтвердили эффективность управления на пробеге, обеспечившего отклонение от оси ВПП в конце пробега до 5 м в автоматическом и ручном режимах.

	Торможение ОК осуществляется трехкупольным тормозным парашютом и тормозами колес основных стоек шасси, а также воздушным тормозом, используемым в качестве резервного при ручном управлении. Суммарный пробег в зависимости от направления и силы ветра и состояния поверхности ВПП не должен превышать 1800 м.
Радиотехническая система навигации, посадки и управления воздушным движением орбитального корабля "Вымпел" является основной в составе посадочного комплекса при выполнении операции по приводу и автоматической посадке.

	Подробное описание системы "ВЫМПЕЛ" смотри в ЭКСПРЕСС-ОТЧЕТЕ "О работе комплекса радиотехнических систем навигации, посадки, контроля траектории и управления воздушным движением "ВЫМПЕЛ" для орбитального корабля "Буран"  15 ноября 1988 г."
Слева и справа приведены схемы автоматической посадки ОК "Буран" на ВПП полосу космодрома Байконур 15 ноября 1988 года: проекция орбиты на земную поверхность (слева), на которой наглядно видна величина бокового маневра; и справа - последние предпосадочные маневры в учетом сильного бокового ветра. Подробное описание фактической траектории спуска и посадки ОК "Буран" 15.11.1988 можно найти в  ЭКСПРЕСС-ОТЧЕТЕ или на графиках.

P.S.:

Далеко не все поддерживали решение о проведении первых испытательных пусков "Бурана" в беспилотном, автоматическом режиме. За несколько месяцев до запуска в адрес Правительства было направлено коллективное письмо, подписанное в том числе летчиками-космонавтами А.А.Леоновым и И.П.Волком, о том, что "Буран" не сможет надежно выполнить полет в автоматическом режиме и что первый полет, как и у американцев на "Спейс Шаттле", должен быть пилотируемым. Но специальная комиссия, рассмотрев состояние подготовки ОК, согласилась с предложением технического руководства о первом беспилотном пуске.

на верх

 

Носовая часть фюзеляжа

Технологическое членение носовой части фюзеляжа (агрегат Ф-1) изделия "11Ф35" :
1 - носовой кок; 2 - шпангоут №1к; 3 - модуль БДУ-Н (не показан); 4 - верхние части шпангоутов; 5 - аварийные люки; 6 - окантовки иллюминаторов; 7 - каркас фонаря; 8 - шпангоут №7; 9 - панели верхней секции; 10 - перестыковочная накладка; 11 - входной люк; 12 - нижние части шпангоутов; 13 - астролюк; 14 - панели нижней секции.

Носовая часть фюзеляжа длиной 9000 мм, шириной 5500 мм и высотой 6000 мм служит для установки модуля кабины (МК), носового блока двигательных установок (БДУ-Н) и другого оборудования и состоит из носового кока, верхней и нижней секций, каркаса БДУ-Н и крышки входного люка.

Носовой кок, подвергаемый воздействию наиболее высоких темеператур при входе ОК в плотные слои атмосферы, выполнен из композиционного углерод-углеродного материала и включает обтекатель и пять секций, которые крепятся к переднему шпангоуту НЧФ.

Конструкция верхней секции НЧФ состоит из поперечного и продольного силовых наборов, обшивки, фонаря, иллюминаторов и люков. Поперечный силовой набор включает семь шпангоутов, продольный - балки и стрингеры. В каркасе фонаря смонтированы шесть передних иллюминаторов из кварцевого стекла, два люка аварийного покидания (катапультирования), крышки которых имеют проточку для разрушения при срабатывании линейного устройства разделения, и два верхних иллюминатора.

Нижняя секция НЧФ состоит из поперечного и продольного наборов, включающих 15 шпангоутов, балки, стрингеры и обшивки, в которой имеются вырезы под антенны систем навигации и бортового радиотехнического комплекса, закрытые радиопрозрачными вставками.

С левой стороны НЧФ на фрезерованной панели расположен входной люк с крышкой, открываемой наружу, на внутренней стороне которой установлен механизм системы запирания (открытия) крышки с девятью замками, открываемыми при эксплуатационном обслуживании с наружной стороны и при аварийном покидании - с внутренней стороны. Крышка фиксируется в открытом положении при повороте на угол 90°.

Верхняя и нижняя секции стыкуются между собой и с силовым шпангоутом СЧФ после установки МК в НЧФ с использованием стыковочных узлов восьми шпангоутов НЧФ (стык проходит по боковой балке нижней секции и закрывается накладкой), а верхняя секция к силовому шпангоуту СЧФ пристыковывается специальными замками.

Каркас отсека блока двигательных установок конструктивно состоит из шпангоутов, балок, окантовок и обшивочных панелей с местами крепления и отверстиями для выхода сопловых блоков РСУ.

Конструктивно-компоновочная схема НЧФ (для изделий с 2.01)

Носовая стойка шасси конструктивно не относится к НЧФ и крепится к СЧФ (агрегат Ф-2), на представленной конструктивно-компоновочной схеме НЧФ она просто проецируется на нее.

Характеристики			Технологические параметры
Габариты, мм:			Применяемые материалы:
- длина	8700		- алюминевые сплавы	1201Т1, Д16чТ1
- ширина	5500		- титановые сплавы	ВТ-23
- высота	5750		- стали	ЭИ-696
			Виды соединений:
			- заклепочные
			- болтовые
			- клеевые

на верх

Модуль кабины

Технологическое членение модуля кабины (агрегат МК) изделия "11Ф35" :
1 - кронштейны крепления МК в носовой части фюзеляжа (НЧФ, агрегат Ф-1); 2 - переднее гермоднище; 3 - оболочка приборного отсека; 4 - подсборки оболочек командного отсека; 5 - панель заднего гермоднища; 6 - заднее гермоднище; 7 - оболочки бытового отсека; 8 - каркас шпангоута №2; 9 - панели пола верхнего; 10 - каркас заднего гермоднища; 11 - арки шпангоута №4; 12 - каркас окантовки люка; 13 - панели пола нижнего; 14 - рамы. Модуль кабины длиной 5400 мм, шириной более 5000 мм и высотой 5400 мм представляет собой цельнометаллический сварной герметичный отсек, в котором размещаются рабочие места экипажа, аппаратура СУ, оборудование и СЖО. Корпус МК состоит из оболочки, шести шпангоутов, переднего и заднего днищ, верхнего и нижнего полов и собран из панелей вафельной конструкции, изготовленных фрезерованием из плит алюминиевого сплава и соединенных автоматической сваркой. В местах установки крышек люков и иллюминаторов панели подкреплены окантовками, в местах приложения сосредоточенных сил и по границам изменения кривизны поверхности корпуса - балками.
Внутренние пояса шпангоутов МК собраны из крупногабаритных фрезерованных деталей и крепятся к внешним поясам (образованным на панелях оболочки) сваркой и механическим крепежом.
Верхний и нижний силовые полы состоят из балочного каркаса и настила и выполняют роль стяжек каркаса МК между шпангоутами и подкрепляющих заднее плоское днище элементов.Полы делят объем кабины на три отсека: командный отсек, в котором размещаются экипаж и его рабочие места, бытовой отсек, в котором располагаются приборные отсеки СУ, СЖО и шлюзовая камера кабины (ШКК), а также пассажиры (при их наличии) и агрегатный отсек, в котором находятся вспомогательное оборудование и устройства систем; связь между отсеками обеспечивается через люки верхнего и нижнего полов. На переднем и заднем днищах имеются панели герметичных электроразъемов связи оборудования, установленного в кабине, с системами ОК. Входной люк, открываемый внутрь кабины, обеспечивает доступ в бытовой отсек МК. На его крышке установлен быстродействующий механизм запирания с десятью замками, срабатывающими от одной ручки, что обусловлено требованиями экстренной эвакуации экипажа в случае возникновении нештатных ситуаций в процессе предстартовой подготовки.
Девять иллюминаторов командного отсека обеспечивают достаточный обзор для работы на орбите и для ручного управления при заходе на посадку и при посадке.Технологический люк заднего днища позволяет проводить монтаж оборудования в процессе сборки, в центре его находится круглый вырез с фланцем для стыковки с ШКК или стыковочным модулем (СМ).В верхней части фонаря кабины предусмотрена возможность установки линейного устройства разделения (ЛУР), которое образует выходы катапультных кресел, устанавливаемых при экипаже из двух человек.
Для предотвращения утечек тепла и снижения уровня акустических нагрузок кабина имеет теплоизоляционное покрытие типа АТМ.
Высокие требования к жизнестойкости МК потребовали разработки конструкции крепления, исключающей передачу нагрузок от деформаций НЧФ на всех этапах полета. Это обеспечено подвеской МК на системе шарнирных рычагов, расположенных в зоне стыка оболочки с верхним полом и на переднем днище.Технологическое членение оболочки, дающее минимальную длину швов, расположение их в пространстве, позволяющее вести автоматическую сварку, разработка оригинальной технологии и создание специальной установки УПСФ-2, на которой ведутся высокоточная разделка элементов и автоматическая электронно-лучевая сварка в защитной среде, позволили добиться качества сварных соединений, полностью удовлетворяющего требованиям герметичности и прочности. Контроль сварки ведется на всех стадиях технологического процесса тремя независимыми методами неразрушающего контроля.

Внутренний вид каркаса модуля кабины можно увидеть на примере изделия №2.01 на странице "Изделие 2.01"

Общий вид кабины:
Отсеки модуля кабины (МК):	1 - командный, 19 - бытовой, 31 - агрегатный;
Приборные отсеки:	- 21, 27, 32, отсек АСУ - 23;
Блоки оборудования:	- 4, 10, 11, пульты - 3, 5, 16;
Кресла:	6 - пилота, 8 - бортинженера, 13 - специалиста, 14 - командира;
Иллюминаторы:	9 - верхние, 12 - задний;
Люки:	18 - переходной, 22 - входной, 28 - в агрегатный отсек;
Платы:	17 - гермоплаты, 35 - перестыковочные;
Агрегаты:	29, 30 - укладки; 33, 34 - распредустройства; 26 - буфет; 15 - огнетушитель; 24 - воздуховод; 2 - приборная доска; 7 - клапан разгерметизации; 20 - шкафы; 25 - холодильно-сушильный агрегат

Компоновка кабины включает (общий объем порядка 73 куб.м):

Командный отсек является рабочим помещением экипажа и служит для размещения:

 

Бытовой отсек предназначен для отдыха экипажа, размещения оборудования СЖО и СОТР, бытового и вспомогательного оборудования и т.п., а также для установки шлюзовой камеры.

 

Агрегатный отсек используется для размещения оборудования СЖО, СОТР и системы электропитания (СЭП) системы электроснабжения.

Приборные отсеки ПО-1 и ПО-2 служат для размещения радиоэлектронного оборудования и элементов СОТР. Они закрыты панелями с открывающимися крышками для доступа к блокам.

Общий вид кабины: 1- входной люк; 2- остекление (фонарь); 3- люки для катапультирования; 4- узлы подвески кабины; 5- гермоплаты; 6- верхние иллюминаторы; 7- модуль командных приборов.

Компоновка кабины: 1-агрегатный отсек; 2- бытовой отсек (БО); 3- командный отсек (КО); 4,6- катапультные кресла (в посадочном и стартовом положениях); 5- люк для катапультирования; 7- шлюзовая камера кабины; 8- нижний пол; 9- верхние иллюминаторы; 10,11- рабочие места РМ-4 и РМ-3; 12- верхний пол; 13- задний иллюминатор; 14,15- рабочие места РМ-5 и РМ-6; 16- ассенизационно-санитарное устройство; 17,19- рабочие места РМ-2 (летчика) и РМ-1 (командира); 18- переходные люки из БО в КО; 20- эксплуатационные люки; 21,22,23- приборные отсеки ПО-1, ПО-7 и ПО-2; 24- входной люк; 25- буфет

Компоновка кабины самолета-аналога БТС-02 ОК-ГЛИ несколько отличается от штатной, в частности, размещением оборудования в бытовом отсеке

на верх

Планер

Основой конструкции ОК является планер, который образует аэродинамические обводы, воспринимает нагрузки на всех участках полета, служит корпусом корабля, оснащаемым в процессе его сборки, и имеет в своем составе системы и элементы, обеспечивающие спуск и посадку. Его масса, включая собственные системы, составляет около 40% стартовой массы ОК

Конструкция  планера (без теплозащитного покрыти - ТЗП) обеспечивает размещение и защиту экипажа, полезного груза и различных систем и оборудования от воздействия окружающей среды на всех этапах полета. Конструкция планера включает (см.рис.):
-	герметичный модуль кабины (МК) экипажа;
-	носовую часть фюзеляжа (НЧФ) с носовым коком, остеклением и входным люком;
-	среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) со створками отсека полезного груза (ОПГ), вентиляционными створками, узлами связи с РН и нишей передней опоры шасси;
-	хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ) с узлами крепления вертикального оперения, узлами связи РН, узлами крепления ОДУ и вентиляционными створками;
-	балансировочный щиток (БЩ);
-	консоли крыла с аэродинамическими органами управления (элевонами с элевонными щитками), передней кромкой, наплывом и нишами основных опор шасси;
-	вертикальное оперение с рулем направления - воздушным тормозом;
-	элементы крепления аппаратуры, оборудования, трубопроводов, жгутов и т.п.

Конструкция планера: 1- носовой кок; 2- носовая часть фюзеляжа (НЧФ) - агрегат Ф-1; 3- носовой блок двигателей управления; 4- герметичный модуль кабины; 5- крыло с наплывом; 6- носовые секции крыла из углерод-углеродного материала; 7- элевоны; 8- элевонные щитки; 9- средняя часть фюзеляжа (СЧФ) - агрегат Ф-2; 10- киль; 11- руль направления - воздушный тормоз; 12- хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ) - агрегат Ф-3; 13- балансировочный щиток; 14- створки отсека полезного груза с панелями радиационного теплообменника; 15- створка ниши основной опоры шасси; 16- основная опора шасси; 17- створка ниши передней опоры шасси; 18- передняя опора шасси; 19- входной люк

Силовая схема конструкции планера выбрана с учетом создания единого силового каркаса, способного воспринимать аэродинамические, вибрационные и инерционные нагрузки, сосредоточенные силы и моменты от полезного груза, бортового оборудования, узлов связи с РН, двигательной установки и посадочных устройств. Основными силовыми элементами конструкции планера служат следующие:
-	панели, усиленные продольным набором, замыкающие и образующие внешний контур планера;
-	продольные силовые элементы (балки), воспринимающие нагрузки при изгибе фюзеляжа;
-	шпангоуты с несущими поясами и фермами;
-	лонжероны и нервюры крыла и вертикального оперения.
Наличие в средней части фюзеляжа и в корневой части крыла больших вырезов для ОПГ и шасси нарушило целостность силовой схемы и потребовало введения дополнительных силовых элементов.

Детальное технологическое членение фюзеляжа рассматривается по-агрегатно: носовая часть фюзеляжа (НЧФ) Ф-1, модуль кабины (МК), средняя и хвостовая части фюзеляжа (СЧФ + ХЧФ) Ф-2, не используемая на летных изделиях воздушно-реактивная двигательная установка (ВРДУ):

В процессе сборки ОК на планер устанавливаются необходимые для космического полета системы и агрегаты, составляющие около 20 % стартовой массы ОК, а также универсальнное оборудование для работы с полезной нагрузкой (ПН) и сменные отсеки, составляющие до 11% стартовой массы ОК. Слева показана сборка планера в сборочном цехе. (Copyright© ОАО "НПО Молния" 1998, инв. №2919/4)

При создании ОК была принята концепция теплозащищенной относительно "холодной" внутренней конструкции планера (-130° ...+160°С), при этом носовое затупление (кок) фюзеляжа и передняя кромка крыла, выполненные из жаростойкого композиционного углерод-углеродного материала, потребовали создания тепловых барьеров в стыках с основной конструкцией.

Создание планера ОК потребовало и решения проблемы интенсивных акустических нагрузок, которая непосредственно связана с динамической прочностью конструкции и многоразового ТЗП, надежностью функционирования оборудования и с жизнеобеспечением экипажа.
Экстремальные нагрузки на конструкцию наблюдаются при старте и при прохождении трансзвукового диапазона скоростей на этапах выведения и спуска с орбиты.
При старте и на начальном участке полета акустические нагрузки определяются шумом сверхзвуковых струй двигательных установок РН, а на участках полета с трансзвуковыми скоростями, когда реализуются максимальные скоростные напоры,- пульсациями давления в пограничном слое, причем в зонах образования нестанционарных скачков уплотнения и отрывных течений наблюдаются их максимальные уровни.

Элевон крыла состоит из двух секций (внешней и внутренней), подвешенных на трех узлах к хвостовой части крыла. Каждая секция имеет автономный привод, размещенный в крыле, обеспечивающий отклонение элевона на 35° вверх и на 20° вниз. В зазоре между элевоном и хвостовой частью крыла во избежание проникновения плазмы установлен эластичный жгут.

Для получения минимальной массы конструкции планера и его элементов были использованы программы ЦАГИ, реализующие метод конечных элементов. Проведенные численные исследования позволили решить принципиальные вопросы определения напряженного и деформированного состояния конструкции:
-	деформации фюзеляжа и створок ОПГ при различных условиях нагружения;
-	напряженного состояния конструкции при воздействии сосредоточенных нагрузок;
-	деформации и температурных нагрузок, вызываемых неравномерным нагревом или различными коэффициентами линейного расширения материалов, и т.п.
Кроме расчетов статического нагружения были проведены расчеты:
-	динамической прочности при нестационарных нагрузках во время старта, полета по траектории на этапах вывода на орбиту, разделения ОК и РН, функционирования на орбите, входа в плотные слои атмосферы и посадки;
-	устойчивости элементов конструкции к явлениям аэроупругости как в режиме больших скоростных напоров при выведении на орбиту, так и на участке спуска с нее;
-	прочности при воздействии акустических нагрузок на старте, на этапах вывода на орбиту и спуска в атмосфере;
-	дополнительного нагружения от неравномерности температурного поля, достигающей на отдельных элементах до 50 °С.
В расчетах учитывалась повторяемость нагрузок при многократном применении ОК.

на верх

 

Воздушно-реактивная двигательная установка (ВРДУ)

Промежуточный вариант ОК "Буран" предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Это обусловливалось тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, и в течении суток возникало достоточно много "глухих" витков, посадка с которых невозможна. Из этой ситуации могло быть два принципиальных выхода: расширить количество аэродромов (но "Буран" создавался как военный объект, а стратегические союзники были расположены "компактно" к границам СССР, Куба же была слишком близка к территории потенциального противника), либо повысить энерговооруженность атмосферного участка за счет установки ВРД. Конструкторы выбрали второй путь.

В качестве двух ВРД для установки на ОК "Буран" был выбран хорошо зарекомендовавший себя на истребителе Су-27 ТРД АЛ-31Ф разработки КБ им.А.Люльки. Двигатель развивает стендовую тягу 12500 кгс на режиме "полный форсаж" и 7770 кгс - на режиме "максимал". Удельный расход топлива на максимальном режиме работы 0.75 кг/(кгс*ч), на форсаже - 1.92 кг/(кгс*ч), минимальный крейсерский удельный расход топлива составляет 0.67 кг/(кгс*ч). Высоконапорный двухкаскадный компрессор обеспечивает 23-кратное сжатие поступающего воздуха при расходе его 110 кг/с и степени двухконтурности около 0.59. Температура газов перед турбиной 1665°К. Сухая масса двигателя 1530 кг, удельный вес 0.122; габаритная длина - 4950 мм, максимальный диаметр - 1180 мм, диаметр входа - 905 мм.

С двигателей сняли ставшую ненужной для бурановских режимов полета форсажную камеру, разместив их сверху в хвостовой части фюзеляжа по бокам от киля в аэродинамически затененном (на участке гиперзвукового полета) месте. Наличие двух ВРД значительно увеличивало располагаемую боковую дальность при спуске с орбиты и упрощало управляемую посадку.

Однако при всех выгодах наличие ВРД породило и ряд существенных проблем:

• сами ВРД было необходимо либо серьезно дорабатывать для того, чтобы двигатели могли безвредно переносить ракетный старт и длительное воздействие факторов космического полета (космического вакуума, перепадов температур и т.д.), либо организовывать защиту от вредных воздействий;
• возникали серьезные технические проблемы, связанные с запуском двигателей в разреженных верхних слоях атмосферы на большой скорости (необходимость подпитки кислородом и т.д.) при возвращении корабля после космического полета. Решение всех проблем, равно как и доработка двигателей, приводила к росту стоимости и существенному увеличению сложности и сроков доводочных работ;
• наличие на борту двух ВРД требовало оснащение штатного ОК дополнительными авиационными системами (топливной с запасами керосина на борту, системами управления двигателями, пожаротушения и др.), что наряду с весовыми потерями и изменениями центровки уменьшало эффективность ОК как транспортоного средства.

Установка двух "штатных" ВРД на ОК "Буран" (но не их запуск при возвращении из космоса) была отработана в реальных атмосферных полетах на самолете-аналоге БТС-02 ГЛИ (Большое Транспортное Судно второе для Горизонтальных Летных Испытаний). Двигатели размещались в специальных, несколько утопленных в фюзеляж мотогондолах, оборудованных закрывающимися крышками и покрытых штатной плиточной теплозащитой.

Технологическое членение мотогондолы "штатного" ВРД "АЛ-31 (агрегат ВРДУ) изделия 11Ф35:
Слева - оболочка, справа - каркас (силовой набор): 1 - передняя заглушка; 2 - носок; 3 - шпангоут О; 4 - панели; 5 - панели ЦЧ; 6 - шпангоут №12; 7 - шпангоут №12А; 8 - панели; 9 - шпангоут №13; 10 - задняя заглушка; 11 - лонжероны; 12 - шпангоуты.

Характеристики			Технологические параметры
Габариты, мм:			Применяемые материалы:
- длина	5023		- алюминевые сплавы	1201, Д16чТ1
- ширина	1384		- титановые сплавы	ВТ-23, ОТ4-1
- высота	1564		- стали	30ХГСНА, 15Х16К4Н2МВФАБ, О7Х16Н6, 95Х18, 12Х18Н10ТМ, 6ОС2А
Вес, кг	~400		Неметаллы:
			- резиновая смесь	ИРП1118
			- резина	51.1447
			Виды соединений: сварные (ААрДЭС), заклепочные и болтовые

Поскольку программой испытаний самолета-аналога БТС-02 ГЛИ предусматривался обычный самолетный взлет с ВПП аэродрома, а энерговооруженности двух нефорсированных ТРД АЛ-31 (2х7770 кг) не хватало, конструкторы установили еще два форсированных ТРД АЛ-31Ф (2х12500 кг) в обычных мотогондолах по бокам фюзеляжа, создающих небольшой кабрирующий момент для облегчения взлета (наряду с носовой стойкой шасси увеличенной высоты).

В дальнейшем по изложенным выше причинам от использования на штатном ОК "Буран" ТРД в конце концов отказались, однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в ХЧФ под установку двигателей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием.

Снятие ВРДУ с летных экземпляров ОК потребовало повторных продувок в аэродинамических трубах (изменился характер обтекания ХЧФ) и небольших доработок (возросли аэродинамические нагрузки на вертикальное оперение и изменилась центровка ОК).

 

 

на верх

 

Конструкция киля

Вертикальное оперение площадью 39кв.м как аэродинамическая поверхность обеспечивает устойчивость и управление ОК по каналу курса и состоит из киля, руля площадью 10,5кв.м и защитного кожуха. Киль состоит из лонжеронов, нервюр, и панелей обшивки. В верхней его части установлены электронный блок и антенна, защищенная радиопрозрачным обтекателем. Руль, работающий как в режиме руля направления, так и в режиме воздушного тормоза при спуске ОК для его балансировки и снижения скорости, выполнен из двух частей, каждая из которых состоит из двух створок. Привод руля обеспечивает его отклонение на ± 23° в режиме управления по курсу и независимое от этого раскрытие створок каждой части до ±43,5° в режиме воздушного тормоза. Конструкцию киля смотри также на ИЗДЕЛИИ 2.01

Работа руля в режиме руля направления (совместное отклонение створок на ± 23°) Работа руля в режиме воздушного тормоза (независимое раскрытие створок до ±43,5°) Пример работы руля в смешанном режиме

Вес киля в сборе составляет следующие значения:
- на изделии 0.01 - 1639,200 кг;
- на изделии 0.03 - 1673,311 кг;
- на изделии 0.04 - 1757,374 кг;
- на изделии 0.06 - 1779,330 кг;
- на летных изделиях, начиная с 1.01 - 1786,645 кг

на верх

 

Шасси

ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА

Посадочные устройства ОК предназначены для совершения посадки "по-самолетному" (они обеспечивают поглощение энергии при посадке, пробеге и торможении в пределах ВПП ограниченной длины), а также для буксировки на техническую позицию (ТП) после остановки.

Шасси с базой 12790 мм и колеей 7000мм имеет две основные и переднюю управляемые опоры, расположенные оптимально относительно центра масс, причем каждая опора представляет собой механическую систему с пневмогидравлическим телескопическим амортизатором и двумя авиационными колесами высокого давления.

Конструкцию основной опоры шасси можно рассмотреть на примере шасси самолета-аналога БТС-02 ГЛИ: - два вида на левую опору основного шасси: изнутри на левый борт и против полета; вид на нишу стойки основного шасси и внутреннюю сторону створки ниши шасси.

Конструкция основной опоры шасси самолета-аналога БТС-02 ГЛИ в основном повторяет конструкцию основной опорыОК "Буран" .Однако необходимо помнить, что штатная ниша закрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), окантовка люка многоступенчатая (для увеличения плотности закрытия створки), место стыка закрыто плиточной теплозащитой и т.д.

Закрытие ЭВТИ ниш шасси и створок хорошо видно на фото передней стойки шасси в убранном положении, сделанных на изделии №006 в цехе НИИХимМаш (г.Загорск). На левом фото стрелкой показано направление полета (видно, что выпуск стойки осуществляется против полета); на правом фото (вид по полету, носовая часть фюзеляжа - агрегат Ф-1 отсутствует) подробно видна герметизация (уплотнение) зоны двухступенчатой окантовки ниши передней стойки. Специалисты легко узнают рулевые машинки разворота стоики, подкосы и другие узлы и агрегаты передней стойки.

На представленных фотографиях хорошо видны накленные датчики для тепловакуумных испытаний на элементах ниши и стойки, включая и пневматики.
Конструкция передней стойки изделия БТС-002 ГЛИ отличается от штатной и представлена на странице "БТС-002 на Авиасалоне МАКС-99"

Представляем последние фотографии передней стойки шасси в убранном положении, сделанные web-мастером 03.10.2002 в Музее ракетно-космической техники (НИИхиммаш, г.Загорск), при осмотре изделия для тепловакуумных испытаний 006

Парашютно-тормозная установка (ПТУ) служит для торможения ОК при пробеге на ВПП и разгрузки тормозной системы колес, развивает усилие до 50т и уменьшает дистанцию пробега при посадке на скользкую ВПП на 500 м. ПТУ состоит из корпуса, двухкаскадной парашютной системы, пиротехнических механизмов отстрела крышки, замковой системы, системы обогрева и блока автоматики.

Парашютно-тормозная установка вводится в действие автоматически при обжатии основных стоек шасси при касании ВПП путем отстрела крышки контейнера ПТУ, извлекающей из корпуса три вытяжных парашюта площадью 1 кв.м каждый, которые обеспечивают задействование трех основных парашютов крестообразной формы площадью 25 кв.м каждый. При снижении скорости пробега до 50 км/час система управления выдает команду на сброс парашютов.

Для обеспечения работоспособности ПТУ на орбитальном участке полета в контейнере ПТУ поддерживается электронагревателями температура не ниже -50° С, а при спуске - теплозащитным покрытием контейнера не выше +100° С.

 

на верх

 

Кто из нас в детстве не мечтал стать космонавтом...

© 2009 Земля-Космос