«Буран»

Рис. 1. Компоновка орбитального корабля «Буран».

«Бура́н» — советский крылатый орбитальный корабль многоразового использования. Предназначен для выведения на орбиту вокруг Земли различных космических объектов и их обслуживания; доставки элементов (модулей) и персонала для сборки на орбите крупногабаритных сооружений (радиотелескопов, антенных систем и т. п.) и межпланетных комплексов; возврата на Землю неисправных или выработавших свой ресурс спутников; освоения оборудования и технологий космического производства и доставки продукции на Землю; выполнения других грузопассажирских перевозок по маршруту Земля — космос — Земля.

Внешняя конфигурация. Орбитальный корабль (ОК) «Б.» выполнен по самолётной схеме: это «бесхвостка» с низкорасположенным треугольным крылом двойной стреловидности по передней кромке; аэродинамические органы управления включают элевоны, балансировочный щиток, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, и руль направления, который, «расщепляясь» по задней кромке, выполняет также функции воздушного тормоза; посадку «по-самолётному» обеспечивает трёхопорное (с носовым колесом) выпускающееся шасси.

Внутренняя компоновка, конструкция. В носовой части «Б.» (рис. 1) расположены герметичная вставная кабина объёмом 73 м³ для экипажа (2—4 чел.) и пассажиров (до 6 чел.), отсеки бортового оборудования и носовой блок двигателей управления. Среднюю часть занимает грузовой отсек с открывающимися вверх створками, в котором размещаются манипуляторы для выполнения погрузочно-разгрузочных и монтажно-сборочных работ и различных операций по обслуживанию космических объектов. Под грузовым отсеком расположены агрегаты систем энергоснабжения и обеспечения температурного режима. В хвостовом отсеке установлены агрегаты двигательной установки, топливные баки, агрегаты гидросистемы.

В конструкции «Б.» использованы алюминиевые сплавы, титан, сталь и другие материалы. Чтобы противостоять аэродинамическому нагреванию при спуске с орбиты, внешняя поверхность ОК имеет теплозащитное покрытие, рассчитанное на многоразовое использование. На менее подверженную нагреву верхнюю поверхность устанавливается гибкая теплозащита, а другие поверхности покрыты теплозащитными плитками, изготовленными на основе волокон кварца и выдерживающими температуру до 1300°С. В особо теплонапряженных зонах (в носках фюзеляжа и крыла, где температура достигает 1500—1600°С) применён композиционный материал типа углерод-углерод. Этап наиболее интенсивного нагревания ОК сопровождается образованием вокруг него слоя воздушной плазмы, однако конструкция ОК не прогревается к концу полета более чем до 160°С. Каждая из 36000 плиток имеет конкретное место установки, обусловленное теоретическими обводами корпуса ОК. Для снижения тепловых нагрузок выбраны также большие значения радиусов затупления носков крыла и фюзеляжа. Расчётный ресурс конструкции — 100 орбитальных полётов.

Двигательная установка и бортовое оборудование. Объединённая двигательная установка (ОДУ) обеспечивает довыведение ОК на опорную орбиту, выполнение межорбитальных переходов, точное маневрирование вблизи обслуживаемых орбитальных комплексов, ориентацию и стабилизацию ОК, его торможение для схода с орбиты. ОДУ состоит из двух двигателей орбитального маневрирования, работающих на углеводородном горючем и жидком кислороде, и 46 двигателей газодинамического управления, сгруппированных в три блока (один носовой блок и два хвостовых). Более 50 бортовых систем, включающих радиотехнический, ТВ и телеметрический комплексы, системы жизнеобеспечения, терморегулирования, навигации, энергоснабжения и др., объединены на основе электронно-вычислительной машины в единый бортовой комплекс, который обеспечивает продолжительность пребывания «Б.» на орбите до 30 суток. Теплота, выделяемая бортовым оборудованием, с помощью теплоносителя подводится к радиационным теплообменникам, установленным на внутренней стороне створок грузового отсека, и излучается в окружающее пространство (в полёте на орбите створки открыты).

Геометрические и весовые характеристики. Длина «Б.» составляет 36,4 м, высота 16,5 м (при выпущенном шасси), размах крыла около 24 м, площадь крыла 250 м²; ширина фюзеляжа 5,6 м, высота 6,2 м; диаметр грузового отсека 4,6 м, его длина 18 м. Стартовая масса ОК до 105 т, масса груза, доставляемого на орбиту, до 30 т. возвращаемого с орбиты — до 15 т. Максимальный запас топлива до 14 т.

Большие габаритные размеры «Б.» затрудняют использование наземных средств транспортировки, поэтому на космодром он (так же, как и блоки ракеты-носителя) доставляется по воздуху модифицированным для этих целей самолётом ВМ-Т (рис. 2) Экспериментальным машиностроительным заводом им. В. М. Мясищева (при этом с «Б.» снимается киль и масса доводится до 50 т) или многоцелевым транспортным самолётом Ан-225 в полностью собранном виде (рис. к статье Грузовой летательный аппарат).

Выведение на орбиту. Запуск «Б.» осуществляется с помощью универсальной двухступенчатой ракеты-носителя «Энергия», к центральному блоку которой крепится пирозамками ОК (рис. 3 и 4). Двигатели первой и второй ступеней ракеты-носителя запускаются практически одновременно и развивают суммарную тягу 34840 кН при стартовой массе ракеты-носителя с «Б.» около 2400 т (из них около 90% составляет топливо). В первом испытательном запуске беспилотного варианта ОК, состоявшемся на космодроме Байконур 15 ноября 1988, ракета-носитель «Энергия» вывела ОК за 476 с на высоту около 150 км (блоки первой ступени ракеты-носителя отделились на 146-й с на высоте 52 км). После отделения ОК от второй ступени ракеты-носителя был осуществлён двухкратный запуск его двигателей, что обеспечило необходимый прирост скорости до достижения первой космической и выход на опорную круговую орбиту (схема полёта ОК «Б.» показана на рис. 5). Расчётная высота опорной орбиты «Б.» составляет 250 км (при грузе 30 т и заправке топливом 8 т). В первом полёте «Б.» был выведен на орбиту высотой 250,7/260,2 км (наклон орбиты 51,6°) с периодом обращения 89,5 мин. При заправке топливом в количестве 14 т возможен переход на орбиту высотой 450 км с грузом 27 т.

При отказе на этапе выведения одного из маршевых жидкостных ракетных двигателей первой или второй ступени ракеты-носителя её электронно-вычислительная машина «выбирает» в зависимости от набранной высоты либо варианты выведения ОК на низкую орбиту или на одновитковую траекторию полёта с последующей посадкой на одном из запасных аэродромов, либо вариант выведения ракеты-носителя с ОК на траекторию возврата в район старта с последующим отделением ОК и посадкой его на основной аэродром. При нормальном запуске ОК вторая ступень ракеты-носителя, конечная скорость которой меньше первой космической, продолжает полёт по баллистической траектории до падения в Тихий океан.

Возвращение с орбиты. Для схода с орбиты ОК разворачивается двигателями газодинамического управления на 180° (хвостом вперёд), после чего на непродолжительное время включаются основные жидкостные ракетные двигатели и сообщают ему необходимый тормозной импульс. ОК переходит на траекторию спуска, снова разворачивается на 180° (носом вперёд) и выполняет планирование с большим углом атаки. До высоты 20 км осуществляется совместное газодинамическое и аэродинамическое управление, а на заключительном этапе полёта используются только аэродинамические органы управления. Аэродинамическая схема «Б.» обеспечивает ему достаточно высокое аэродинамическое качество, позволяющее осуществить управляемый планирующий спуск, выполнить на трассе спуска боковой манёвр протяжённостью до 2000 км для выхода в зону аэродрома посадки, произвести необходимое предпосадочное маневрирование и совершить посадку на аэродром. В то же время конфигурация летательного аппарата и принятая траектория спуска (крутизна планирования) позволяют аэродинамическим торможением погасить скорость ОК от близкой к орбитальной до посадочной, равной 300—360 км/ч. Длина пробега составляет 1100—1900 м, на пробеге используется тормозной парашют. Для расширения эксплуатационных возможностей «Б.» предусматривалось использование трёх штатных аэродромов посадки (на космодроме, а также в восточной и западный частях страны). Комплекс радиотехнических средств аэродрома создаёт радионавигационное и радиолокационное поля (радиус последнего около 500 км), обеспечивающие дальнее обнаружение ОК, его выведение к аэродрому и всепогодную высокоточную (в том числе автоматическую) посадку на взлётно-посадочную полосу.

Первый испытательный полёт беспилотного варианта ОК завершился после выполнения немногим более двух витков вокруг Земли успешной автоматической посадкой (рис. 6) на аэродром в районе космодрома. Тормозной импульс был дан на высоте H = 250 км, на расстоянии около 20 000 км от аэродрома приземления, боковая дальность на трассе спуска составила около 550 км, отклонение от расчётной точки касания на взлётно-посадочной полосе оказалось равным 15 м в продольном направлении и 3 м от оси полосы (рис. 7).

Проектные разработки воздушно-космического летательного аппарата в СССР впервые выполнены в опытном КБ А. И. Микояна в начале 60-х гг. и были связаны с системой, в которой крылатыми летательными аппаратами были и гиперзвуковой самолёт-разгонщик и орбитальная ступень. Разработка ОК «Б.», для которого был принят ракетный метод выведения, продолжалась более 10 лет. Первому запуску предшествовал большой объём научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию ОК и его систем с обширными теоретическими и экспериментальными исследованиями по определению аэродинамических, акустических, теплофизических, прочностных и других характеристик ОК (рис. 8 и 9), моделированием работы систем и динамики полёта ОК на полноразмерном стенде оборудования и на пилотажных стендах, разработкой новых материалов, отработкой методов и средств автоматической посадки на самолётах — летающих лабораториях, лётными испытаниями в атмосфере пилотируемого самолёта-аналога (в моторном варианте), натурными испытаниями теплозащиты на экспериментальных аппаратах, выводившихся на орбиту и возвращаемых с неё методом аэродинамического спуска, и т. д.

Программа ОК «Б.» потребовала реализации большого числа новых технологий, ставших достоянием различных отраслей народного хозяйства страны. Разработанные для «Б.» около 30 новых материалов (термостойких, высокопрочных, композитов), элементы автоматизированной системы обеспечения качества, новые методы неразрушающего контроля и другие нововведения способствуют решению задач повышения технического уровня и надёжности машиностроительной продукции. Высокоточная система автоматической посадки ОК «Б.» открывает реальные пути к достижению требующейся всепогодности эксплуатации пассажирских воздушных судов. Уникальные экспериментальные установки, использовавшиеся для наземной отработки бортовых систем и высоконагруженной конструкции «Б.», будут играть важную роль при создании перспективных летательных аппаратов различных классов.

К. К. Васильченко, Г. Е. Лозино-Лозинский, Г. П. Свищёв.

Рис. 2. Транспортировка орбитального корабля «Буран».

Рис. 3. Ракета-носитель «Энергия» и орбитальный корабль «Буран» на транспортно-установочном агрегате.

Рис. 4. Ракета-носитель «Энергия» и орбитальный корабль «Буран» на стартовом комплексе.

Рис. 5. Схема полёта орбитального корабля «Буран».

Рис. 6. Орбитальный корабль «Буран» на посадке.

Рис. 7а. Схема спуска орбитального корабля «Буран».

Рис. 7б. Схема предпосадочного манёвра орбитального корабля «Буран».

Рис. 7в. Схема посадки орбитального корабля «Буран».

Рис. 8. Теплопрочностная вакуумная камера для испытании теплозащиты орбитального корабля «Буран».

Рис. 9. Модель орбитального корабля «Буран» в аэродинамической трубе.