Главная » Техника

Краткая история создания многоразового орбитального корабля «Буран»

27 декабря 2009 3 комментария

Работы по созданию многоразовых космических кораблей в Советском Союзе имеют свою историю.

Все о «Буране». «Буран» – аналог Шаттлов. Производство его пока прикрыли, но все это лишь идея западных олигархов и «экспертов»

d0b1d183d180d0b0d0bd1

словные обозначения: 1 — кабина космонавтов; 2 — иллюминаторы; 3 — входной люк; 4 — приборный отсек; 5 — консоли крыла при входе в плотные слои атмосферы; 6 — хвостовое оперение

Идея  использовать крылья на возвращаемом космическом аппарате возникла сразу же с началом полетов в космос. Это объяснялось желанием использовать потенциальные возможности земной атмосферы (в первую очередь, управляемое торможение и точное маневрирование) и тем авиационным заделом, с которым первые ракетчики пришли в космонавтику. Поэтому наличие крыльев на спускаемом аппарате, движущимся в атмосфере, выглядело простым и логичным.

Первые проекты крылатых космических кораблей

d0b1d183d180d0b0d0bd3Во второй половине 50-х годов в ЦАГИ приступили к исследованию гиперзвуковых пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Первые официальные упоминания о «космолетах» («космопланах») — аппаратах типа самолетов, способных летать на чрезвычайно больших высотах и в околоземном космосе — появились в 1958 году в планах Министерства обороны СССР, очерчивающих основные направления деятельности советских ВВС на ближайшие 25 лет. Предполагалось, что разрабатываемые аппараты смогут достичь скоростей свыше М=10 и высот полета более 60 км.
Вскоре в ОКБ-23 и ОКБ-256 Госкомитета по авиационной технике началась разработка проектов пилотируемых «космопланов», запускаемых на орбиту трехступенчатой модификацией МБР Р-7.

d0b1d183d180d0b0d0bd2

В ОКБ-256 Павла Цыбина по заказу ОКБ-1 Сергея Королева, параллельно с «гагаринским» «Востоком», проектировался крылатый космический корабль (КК) «классической» аэродинамической схемы, эскизный проект которого был утвержден 17 мая 1957 года. Планирующий космический аппарат (ПКА) имел трапециевидное крыло и нормальное хвостовое оперение при стартовой массе 4,7 т, посадочной — 2,6 т и экипаже 1 человек. Расчетная продолжительность полета достигала 27 часов. КК имел длину 9,4 м, размах крыла 5,5 м, высоту по оперению 4 м и ширину фюзеляжа 3 м. Особенностью проекта было складывание крыла в аэродинамическую «тень» фюзеляжа на участке интенсивного торможения в атмосфере. Схема спуска предполагала интенсивное торможение в атмосфере с использованием подъемной силы несущего корпуса до скорости 500-600 км/ч на высоте около 20 км, затем обеспечивалось планирование с помощью раскладывающего крыла. Космонавт должен был катапультироваться перед посадкой на взлетно-посадочную полосу (ВПП). После подключения к работам ЦАГИ выяснилось, что проблемы, встающие перед разработчиками крылатых космических аппаратов, гораздо серьезнее, чем было принято считать. Так, после продувок в аэродинамических трубах выяснилось, что тепловые нагрузки на теплозащитный экран значительно превосходят расчетные, а узел шарнира поворота консолей крыла на самом теплонапряженном участке спуска находится в «застойной» зоне с практически полным отсутствием теплоотвода. Технические проблемы, связанные с точной ориентацией при спуске, сложности с теплозащитой и успешные испытания КК «Восток» определили прекращение работ по ПКА.

В 1957-60 годах воздушно-космические аппараты (ВКА) М-40, М-46 и другие разрабатывались в ОКБ-23 Владимира Мясищева в рамках «Темы-48». Последний вариант ВКА-23 впервые предусматривал применение плиточной керамической теплозащиты, предназначался для одного космонавта и при запуске на орбиту высотой 400 км имел массу 4,5 т, длину 9 м, размах крыла 6,5 м, высоту по килям 2 м и был способен нести полезный груз 700 кг.

d0b1d183d180d0b0d0bd4

В 1960 г. ОКБ-23 и ОКБ-256 стали филиалами ОКБ-52 Владимира Челомея, продолжившим работу над ракетопланами. Результатом стал эскизный проект беспилотного ракетоплана Р-1 массой 6,3 т, оснащенного М-образным складным крылом переменной стреловидности, и его пилотируемого варианта Р-2.
Беспилотный вариант Р-1 предназначался для проверки и отработки всех агрегатов и систем ракетоплана на орбите, в том числе систем ориентации и стабилизации, теплозащиты, срабатывания средств разделения с изучением динамики процесса расцепки, уточнения баллистических и аэродинамических параметров ракетоплана с оценкой надежности работы всех бортовых систем.

На ракетоплане Р-2 предполагалась отработка космонавтом контрольно-проверочных, связных и наблюдательных функций из космоса. Полная масса ракетопланов Р-1 и Р-2 — по 6300 кг, штатная траектория полета должна была включать эллиптическую орбиту с перигеем 160 км и апогеем 290 км, полное время полета составляло 24 часа. Перегрузка на спуске должна была составить всего 3,5-4 g, в отличие от 9-11 g на спускаемом аппарате КК «Восток». Для запуска ракетопланов велась проработка собственной двухступенчатой РН А-150 со стартовым весом около 200 т.
По программе разработки ракетоплана и маневрирующих боеголовок в 1961-63 годах было выполнено 12 суборбитальных запусков масштабных моделей МП-1 и М-12 на РН Р-12 разработки Михаила Янгеля (первый пуск 21.02.1963), но после снятия с руководящих постов благоволившего к Челомею Никиты Хрущева (его сын Сергей работал в ОКБ-52) 19 октября 1964 года все работы были прекращены с передачей материалов по ракетопланам в ОКБ-155 Артема Микояна.
МП-1 представляла собой прообраз маневрирующей боеголовки в виде 1,8-метрового конуса массой 1,75 т, управляемого на гиперзвуковых скоростях восемью аэродинамическими щитками. Баллистическая ракета поднимала образец на 405 км, в атмосферу он входил в 1760 км от места старта со скоростью 3,8 км/с. М-12 — такой же конус, но с четырьмя стабилизаторами.

Если работа над ракетопланами не спасла самостоятельность ОКБ-23 Мясищева, то патриарх отечественной авиации Андрей Туполев поступил мудрее, создав еще в 1956-57 годах внутри своего ОКБ-156 отдел «К» под руководством своего сына Алексея, поручив ему работы в области беспилотных авиационных и ракетных систем. В 1958 г. отдел «К» начал работы над ударным беспилотным комплексом «ДП» (дальний планирующий), состоящим из РН (предполагалось использовать модификации боевых Р-5, -12, -14 или Р-16) и последней ступени в виде

d0b1d183d180d0b0d0bd5

планирующего ракетоплана с термоядерной боевой частью. Предусматривалась также разработка в ОКБ-156 собственного носителя. РН должна была забрасывать планирующий аппарат на высоту 50-100 км и придавать ему горизонтальную скорость до 20000 км/ч. После разделения ракетоплан выполнял коррекцию и летел к цели по планирующей траектории со снижением скорости и высоты полета. Аппарат должен был выйти на цель на удалении до 4000 км от точки старта, развивая скорость до М=10 (~7000 км/ч) над целью на высоте 30 км.
В 1959 г. «туполевцы» приступили к рабочему проектированию экспериментального прототипа боевого комплекса «ДП» — самолета «130» (Ту-130). В окончательном виде он стал «бесхвосткой» массой 2050 кг и сравнительно небольших размеров: длина

8,8 м, размах крыла — 2,8 м и высота — 2,2 м.
В опытном производстве заложили серию из пяти экспериментальных «130», и в 1960 г. первый планер был готов к оснащению оборудованием и к стыковке с РН — модифицированной Р-12. Однако по постановлению от 5 февраля 1960 работы по «130» прекратили — его судьбу решили успехи в создании советских МБР. К этому моменту окончательный вариант комплекса «ДП» состоял из трехступенчатой РН собственной разработки со стартовым весом 240 т, и крылатого аппарата, способного доставить термоядерную боеголовку весом 3-5 т на дальность 9000-12000 км.
Задел по темам «ДП» и «130» был использован в проектах ракетоплана «136» (Ту-136, «Звезда», «Красная звезда») и его орбитального варианта «Спутник». Пилотируемый «136» предназначался для

одновиткового полета вокруг Земли с последующей посадкой, а «Спутник» («137», Ту-137) для нескольких витков с последующей планирующей посадкой на ВПП аэродрома. Работы по темам «Звезда» и «Спутник» продолжались до 1963 г., не выходя за рамки эскизного проектирования. Интересно другое — в рамках «Звезды» прорабатывался вариант вывода ракетоплана на орбиту с помощью авиационно-космической системы, первая ступень которой представляла стратегический сверхзвуковой самолет («135» или «139»), а вторая ступень — баллистическую ракету воздушного базирования с ракетопланом вместо головной боевой части. Именно этот вариант можно считать предтечей воздушно-орбитального самолета (ВОС) «Спираль», блестящий проект которого предложило ОКБ-155 Микояна 29 июня 1966 года.

Мы не будем здесь подробно останавливаться на проекте «Спираль» — ему, включая и его продолжения в виде беспилотных орбитальных ракетопланов («БОРов») -  посвящен отдельный раздел сайта.

Путь к «Бурану»
Следующей этапной работой для советской космонавтики явилась разработка многоразовой космической системы (МКС) «Энергия-Буран», завершившаяся триумфальным беспилотным полетом и автоматической посадкой «Бурана» на ВПП космодрома Байконур 15 ноября 1988 года.
Создание МКС «Энергия-Буран» (рис. справа) было самой масштабной и трудоемкой программой в истории советской космонавтики. Достаточно сказать, что в течение 18 лет над МКС непосредственно работало более миллиона человек в 1286 предприятиях и организациях 86 министерств и ведомств, были задействованы крупнейшие научные и производственные центры страны. Общие затраты на программу по состоянию на начало 1992 года составили 16,4 млрд. советских рублей.

d0b1d183d180d0b0d0bd51

«Буран» задумывался как военная система. Вот как вспоминал об этом в 1994-м году директор головного в ракетно-космической промышленности Центрального НИИ машиностроения Ю.А.Мозжорин:
«Программа имеет свою предысторию. В 1972 г. Никсон объявил, что в США начинает разрабатываться программа „Space Shuttle“. Она была объявлена как национальная, рассчитанная на 60 пусков челнока в год, предполагалось создать 4 таких корабля; затраты на программу планировались в 5 миллиардов 150 миллионов долларов в ценах 1971 г. В дальнейшем они конечно подросли, как и у всех бывает, достигли 13 миллиардов 400 миллионов долларов. Программа была серьезная, поскольку создавались 4 стартовых комплекса, на базе Ванденберг и на мысе Кеннеди, создавались специальные производства.
Челнок выводил на околоземную орбиту 29,5 т, и мог спускать с орбиты груз до 14,5 т. Это очень серьезно, и мы начали изучать, для каких целей он создается? Ведь все было очень необычно: вес, выводимый на орбиту при помощи одноразовых носителей в Америке, даже не достигал 150 т/год, а тут задумывалось в 12 раз больше; ничего с орбиты не спускалось, а тут предполагалось возвращать 820 т/год... Это была не просто программа создания какой-то космической системы под девизом снижения затрат на транспортные расходы (наши, нашего института проработки показали, что никакого снижения фактически не будет наблюдаться), она имела явное целевое военное назначение.
И действительно, в это время начали говорить о создании мощных лазеров, лучевого оружия, оружия на новых физических принципах, которое — теоретически — позволяет уничтожать ракеты противника на расстоянии в несколько тысяч километров. Как раз вот создание такой системы и предполагалось для отработки этого нового оружия в космических условиях».

d0b1d183d180-d0bcd182d0bad0b2d0bf

Слова Юрия Александровича подтверждает заместитель Главного конструктора МКС «Буран» В.М.Филин:
«Необходимость создания отечественной многоразовой космической системы как средства сдерживания потенциального противника была выявлена в ходе аналитических исследований, проведенных Институтом прикладной математики АН СССР и НПО „Энергия“ в период 1971-75 гг. Было показано, что США, введя в эксплуатацию свою многоразовую систему „Space Shuttle“, смогут получить решающее военное

преимущество в плане нанесения превентивного ракетно-ядерного удара по жизненно-важным объектам на территории нашей страны».

В решениях НТС Министерства общего машиностроения и Министерства обороны ставилась задача: «исключить возможную техническую и военную внезапность, связанную с появлением у потенциального противника многоразовой транспортной космической системы „Space Shuttle“ — принципиально нового технического средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов».

d0b1d183d180-d0bcd182d0bad0b2d0bf2

Но окончательный облик «Бурана» появился не сразу. Первоначальный вариант «ОС-120» (рисунок справа), появившийся в 1975 году в томе 1Б «Технические предложения» «Комплексной ракетно-космической программы», был практически полной копией американского шаттла — в хвостовой части корабля размещались три маршевых кислородно-водородных двигателя (11Д122 разработки КБЭМ тягой по 250 тс и удельным импульсом 353 сек на земле и 455 сек в вакууме) с двумя выступающими мотогондолами с двигателями орбитального маневрирования.
МКС с орбитальным кораблем ОС-120 имела стартовую массу 2380 т и состояла из четырех модульных блоков I ступени, расположенных вокруг подвесного топливного отсека и орбитального самолета, образующих II ступень системы. Советский аналог воздушно-космического самолета «Шаттла» — «ОС-120» получался тяжелее (стартовая масса 120 т, посадочная — 89 т) за счет размещения на пилонах в хвостовой части двух РДТТ системы аварийного спасения для экстренного отделения корабля от топливного отсека.

d0b1d183d180-d0bcd182d0bad0b2d0bf3

Параллельно в НПО «Энергия» рождается другой вариант, названный МТК-ВП (Многоразовый транспортный корабль вертикальной посадки), массой ~90 т, конструктивно состоящий из передней носовой части конической формы с кабиной экипажа и блоком двигателей ориентации, цилиндрического грузового отсека большого объема в центральной части, и хвостового отсека с двигательной установкой и запасами топлива. МТК-ВП должен был выводиться на орбиту РН стартовой массой 2380 т, состоящей из шести боковых модульных блоков (с уменьшенным до 250 т запасом топлива) в качестве I ступени и центрального блока с рабочим запасом топлива 455 т и кислородно-водородными ЖРД в качестве II ступени. На каждом боковом блоке устанавливался кислородно-керосиновый ЖРД РД-123 тягой по 600 тс, на центральном блоке устанавливалось два ЖРД 11Д122.

d0b1d183d180-d0bcd182d0bad0b2d0bf4

Предполагалось, что после запуска (МТК-ВП располагался сверху РН) и работы на орбите корабль входит в плотные слои атмосферы с некоторым углом атаки и, используя небольшое аэродинамическое качество, совершает «скользящий» управляемый спуск, используя для балансировки и управления воздушные и газодинамические рули. Максимальное значение бокового маневра при спуске плюс/минус 800 км. Вертикальная скорость посадки гасится парашютной системой, вводимой в действие на высоте 12 км при скорости 250 м/с. Остаточная вертикальная скорость гасится двигателями мягкой посадки, горизонтальная скорость — выдвигаемыми опорами-амортизаторами. Проблему малого гиперзвукового аэродинамического качества, и соответственно, малой боковой дальности конструкторы к маю 1976 года решили размещением треугольных наплывов на корпусе, увеличивающихся к хвосту. Расчетная боковая дальность корабля с таким треугольным в сечении корпусом возрастала до 1800 км. Предлагалось два способа посадки МТК-ВП — вертикально на выдвигающиеся перед посадкой опоры с гашением боковой скорости или без гашения боковой скорости с посадкой на опоры-лыжи с небольшим скользящим пробегом после посадки. Именно похожую схему парашютной посадки с гашением двигателями РДТТ боковой скорости предложено использовать в бескрылом варианте нового шестиместного многоразового космического корабля «Клипер».МТК-ВП имел серьезное преимущество — отсутствовали крылья, большую часть времени бывшие паразитной массой. К достоинствам предложенной схемы можно также отнести следующее:

  • имелся серьезный практический задел по спускаемым аппаратам с небольшим аэродинамическим качеством (КК «Союз», боеголовки баллистических ракет);
  • имелись и давно использовались в Воздушно-десантных войсках сложные парашютные системы (с тормозными РДТТ), позволяющие осуществлять мягкую посадку тяжелых объектов;
  • снимались жесткие требования по точности приземления;
  • отпадала необходимость в дорогой и сложной наземной инфраструктуре (в первую очередь аэродромов);
  • конструкция космического корабля без крыльев и оперения по сравнению с крылатым ОК конструктивно является более простой и легкой при равной прочности, имеет меньшую омываемую площадь (что снижает массу теплозащиты), более простые алгоритмы управления, что в конечном итоге, по замыслу авторов проекта, должно было привести к большей эффективности в эксплуатации
  • Но МТК-ВП имел и серьезные недостатки. В первую очередь высокую температуру нагрева поверхности при спуске (до +19000С), что делало проблематичным его многоразовость, и длительный цикл послеполетного восстановления. Недаром впоследствии Лозино-Лозинский отзывался о МТК-ВП как о «полумногоразовом».d0b1d183d180-d0bcd182d0bad0b2d0bf419 января 1976 года Генеральный конструктор НПО «Энергия» Валентин Глушко утверждает «Техническую справку», содержащую сравнительный анализ нового варианта корабля — «ОК-92», который стал дальнейшим продолжением ОС-120, но имел два главных принципиальных отличия — у него отсутствовали маршевые кислородно-водородные двигатели (они были перенесены на центральный блок РН), но появились два воздушно-реактивных двигателя (ВРД) для обеспечения возможности самостоятельных полетов в атмосфере. Это обуславливалось тем, что все аэродромы для посадки «Бурана» расположены на территории бывшего СССР, поэтому в течении суток имелись витки, 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. И хотя новый вариант имел «родимые пятна» ОС-120 в виде раздельной двигательной установки и токсичных компонентов топлива, это был шаг вперед.После выхода Постановления N132-51 разработку планера корабля, средств воздушной транспортировки элементов МКС и системы автоматической посадки поручили специально организованному НПО «Молния», которое возглавил Глеб Лозино-Лозинский. НПО «Молния» (совместно с ЦАГИ) сразу же предложила свои варианты: корабль «305-1» (см. рис. ниже) со схемой «несущий корпус» на основе увеличенного в четыре раза орбитального самолета «Спираль» и крылатый вариант «305-2», близкий к варианту ОК-92. В конечном итоге ОК-92 и был принят для дальнейшей проработки, в ходе которой он сначала поменял один мощный РДТТ экстренного отделения от РН на два небольших по бокам хвостовой части, а затем «лишился» и их. ВРД (двухконтурные турбовентиляторные Д-30КП — модифицированные двигатели, широко используемые на дальнемагистральном пассажирском самолете Ил-62М) на боковых пилонах были перенесены наверх, по разные стороны от киля с заменой их на ТРД АЛ-31, и размещены в полуутопленных мотогондолах, но впоследствии были сняты и в полете «Бурана» не участвовали. Двигатели корабля были переведены на кислородно-керосиновое топливо и скомпонованы в объединенную двигательную установку. В ходе дальнейших проработок ракеты-носителя с целью повышения надежности за счет «горячего» резервирования (возможность выключения аварийного двигателя и дросселирования оставшихся) количество кислородно-водородных двигателей на центральном блоке было увеличено с трех до четырех, что позволило снизить тягу каждого с 250 до 190 тс. В то же время общая тяговооруженность всего комплекса была повышена за счет увеличения тяги кислородно-керосиновых двигателей боковых блоков с первоначальных 600 тс до 740 тс.
  • Параметры всех конкурирующих вариантов МКС, рассматривавшихся в НПО «Энергия» в период 1975—1976 гг., наряду с «тогдашними» известными нашим проектантам параметрами шаттла, приведены в сводной таблице:

    Характеристики

    МКС с ОС-120

    на 29.07.1975

    МКС с ОК-92

    МТК-ВП

    на 01.05.1976

    Спейс Шаттл
    на 20.12.1975

    на 09.01.1976

    на 01.05.1976[1]

    М н о г о р а з о в а я   к о с м и ч е с к а я   с и с т е м а   в   ц е л о м

    Стартовая масса МКС, т

    2380

    2380

    2410

    2380

    2000

    Суммарная тяга двигателй при старте, тс

    2985

    2985

    3720

    4100

    2910

    Начальная тяговооруженность

    1,25

    1,25

    1,54

    1,27

    1,46

    Максимальная высота на старте, м

    56,0

    56,0

    73,58

    56,1

    Максимальный поперечный размер, м

    22,0

    22,0

    16,57

    23,8

    Время подготовки к очередному полету, сутки

    14

    14

    н/д

    14

    Многократность применения:

    — орбитальный корабль

    I ступень

    — центральный блок

    до 100 раз с заменой ДУ через 50 полетов

    до 20 раз

    1

    до 100 раз

    до 20 раз

    1 (с потерей двигателей II ступени)

    н/д

    до 20 раз

    1 (с ДУ II ступени)

    100 раз с заменой ДУ через 50 п-тов

    до 20 раз

    1

    Затраты на один полет (без амортизации орбитального корабля), млн. руб. (долл.)

    9,8

    15,45

    н/д

    н/д

    $10,5

    Начало ЛКИ:

    I ступени в составе РН 11К77 («Зенит»)

    кислородно-водородного блока II ступени в составе МКС с грузовым транспортным контейнером

    автономные испытания ОК в атмосфере

    МКС в целом

    1978 год

    1981 год

    1981 год

    1983-85 годы

    1978 год

    1981 год

    1981 год

    1983-84 годы

    1978 год

    1981 год

    1983 год

    4 кв. 1977 г.[2]

    3 кв. 1979 г.

    Стоимость разработки, млрд. руб. (долл.)

    6,1[3]

    5,7

    н/д

    н/д

    $5,5

    Р а к е т а  -  н о с и т е л ь

    Обозначение

    РЛА-130

    РЛА-130

    РЛА-130

    РЛА-130В

    Компоненты и масса топлива:

    I ступень (жидкий О2 + керосин РГ-1), т

    II ступень (жидкий О2 + жидкий H2), т

    4×330

    720

    4×330

    720

    4×310

    800

    6×250

    455

    984 (масса ТТУ)

    707

    Размеры блоков ракеты-носителя:

    I ступень, длина×диаметр, м

    II ступень, длина×диаметр, м

    40,75×3,9

    н/д[4] × 8,37

    40,75×3,9

    н/д × 8,37

    25,705×3,9

    37,45×8,37

    45,5×3,7

    н/д × 8,50

    Двигатели:

    I ступень: ЖРД (КБЭМ НПО «Энергия»)

    тяга: на уровне моря, тс

    в вакууме, тс

    удельный импульс, на уровне моря, сек

    в вакууме, сек

    РДТТ (I ступень у «Шаттла»):

    тяга, на уровне моря, тс

    удельный импульс, на уровне моря, сек

    в вакууме, сек

    II ступень: ЖРД разработки КБХА

    тяга, в вакууме, тс

    удельный импульс, на уровне моря, сек

    в вакууме, сек

    РД-123

    4×600

    4×670

    305

    340

    11Д122

    3×250

    353

    450

    РД-123

    4×600

    4×670

    305

    340

    11Д122

    3×250

    353

    450

    РД-170

    4×740

    4×806

    308,5

    336,2

    РД-0120

    4×190

    349,8

    452

    РД-123

    6×600

    6×670

    305

    340

    11Д122

    2×250

    353

    450

    2×1200

    240

    270

    SSME

    3×213

    365

    455

    Продолжительность активного участка выведения, сек

    н/д

    н/д

    н/д

    540

    н/д

    О р б и т а л ь н ы й   к о р а б л ь

    Размеры орбитального корабля:

    общая длина, м

    максимальная ширина корпуса, м

    размах крыла, м

    высота по килю, м

    размеры отсека полезного груза, длина×ширина, м

    объем гермокабины экипажа, м3

    объем шлюзовой камеры, м3

    37,5

    5,5

    22,0

    17,4

    18,5×4,6

    70

    н/д

    34,5

    5,5

    22,0

    15,8

    18,5×4,6

    70

    н/д

    34,0

    8,0

    н/д

    н/д × 5,5

    55

    7

    37,5

    5,5

    23,8

    17,3

    18,3×4,55

    70

    н/д

    Стартовая масса корабля (с РДТТ САС), т

    155,35

    116,5

    н/д

    Масса корабля после отделения РДТТ САС, т

    119,35

    92

    98

    88

    111

    Масса полезного груза, выводимого ОК на орбиту высотой 200 км и наклонением:

    I=50,7 , т

    I=90,0 , т

    I=97,0 , т

    30

    20

    16

    30

    20

    16

    30

    н/д

    н/д

    26,5

    18

    14

    Максимальная масса полезного груза, возвращаемая с орбиты, т

    20

    20

    20

    14,5

    Посадочная масса корабля, т

    89,4

    67-72

    66,4

    84 (с грузом 14,5т)

    Посадочная масса корабля при аварийной посадке, т

    99,7

    82

    н/д

    н/д

    Сухая масса орбитального корабля, т

    68

    51

    79,4

    68,1

    Запас топлива и газов, т

    н/д

    10,5

    6,6

    12,8

    Запас характеристической скорости, м/с

    450

    320

    500

    320

    Тяга корректирующе-тормозных двигателей, тс

    н/д

    2×14=28

    2×8,5=17,0

    н/д

    Тяга двигателей ориентации, тс

    40×0,4

    16×0,08

    в носовой части 16×0,4 и 8×0,08

    в хвостовой части 24×0,4 и 8×0,08

    впереди 18×0,45

    сзади 16×0,45

    н/д

    Время пребывания на орбите, сутки

    7-30

    7-30

    н/д

    7-30

    Боковой маневр при спуске с орбиты, км

    2200

    2200 (с учетов ВРД 5100)

    800┘1800

    2100

    Тяга воздушно-реактивных двигателей

    Д-30КП, 2×12 тс

    АЛ-31Ф, 2×12,5 тс

    Возможность посадки орбитального корабля на территорию своей страны с Нкр=200км (~ 16 витков в сутки):

    i = 28,5╟

    i = 50,7╟

    i = 97╟

    Посадка на ВПП старта

    с семи витков, кроме 6-14

    с пяти витков, кроме 2-6,10-15

    Посадка на любые аэродромы гражданского воздушного флота 1 класса

    со всех витков, кроме 8,9

    со всех витков

    Посадка на подготовленные грунтовые спецплощадки

    Ø 5км

    со всех витков, кроме 8,9

    со всех витков

    Посадка на базах Эдвардс, Канаверал, Ванденберг

    с девяти витков, кроме 7-13

    с десяти витков, кроме 2-4, 9-12

    Потребная длина и класс посадочной полосы

    4 км, специальная ВПП

    2,5-3 км, все аэродромы 1 класса

    Спец.площадка

    Ø 5км

    4 км, специальная ВПП

    Посадочная скорость орбитального корабля, км/ч

    340

    310

    посадка на парашютах

    325

    Двигатели системы аварийного спасения (САС), тип и тяга, тс

    масса топлива, т

    масса снаряженного двигателя, т

    удельный импульс, на земле/в вакууме

    РДТТ, 2×350

    2×14

    2×18-20

    235/255 сек

    РДТТ, 1×470

    н/д

    1×24,5

    н/д

    РДТТ, 1×470

    н/д

    1×24,5

    н/дн/д

    Экипаж, чел.

    3-9

    3-9

    3-9

    3-9

    Средства для транспортировки орбитального корабля и летной отработки:

    Ан-124 (проект)

    Ан-22 или автономно

    Ан-22, 3М или автономно

    н/д

    Боинг-747

    [1] Приведенные в таблице значения уточнялись в ходе дальней разработки и поэтому отличаются от параметров МКС «Энергия-Буран».
    [2] Горизонтальные полеты на внешней подвеске самолета-носителя «Боинг-747»
    [3] без учета стоимости разработки тяжелого транспортного самолета типа Ан-124
    [4] здесь и далее «н/д» обозначает «нет данных»
    Внимание! В таблице приведены не реальные параметры системы «Space Shuttle», а параметры, которые были известны нашим проектантам в 1975 году.

    Эволюция проектов советской многоразовой космической системы:Эти и другие доработки сделали «Буран» в конце концов таким, каким его узнал весь мир осенью 1988 года.
    В итоге был создан корабль с уникальными характеристиками, способный доставить на орбиту груз массой 30 т и вернуть на Землю 20 т. Имея возможность взять на борт экипаж из 10 человек, он мог весь полет выполнять в автоматическом режиме.

  • Но сначала упомянем о проекте одноступенчатого воздушно-космического самолета, прорабатывавшегося в НИИ-4 (затем ЦНИИ-50) Министерства обороны группой под руководством Олега Гурко. Первоначальный проект аппарата был оборудован силовой установкой, состоящих из нескольких комбинированных прямоточных жидкостных ракетных двигателей, использующих на этапах атмосферного полета (взлет и посадка) атмосферный воздух в качестве рабочего тела. Основное отличие прямоточных ЖРД от классических ПВРД (прямоточных воздушно-реактивных двигателей) заключалось в том, что если в ПВРД набегающий поток воздуха сначала сжимается за счет кинетической энергии набегающего потока, а затем разогревается при сжигании топлива и выполняет полезную работу, истекая через сопло, то в прямоточном ЖРД воздух разогревается струей ЖРД, помещенного в воздушный тракт прямоточного двигателя. Помимо многорежимности (и возможности работы в безвоздушном пространстве как обычный ЖРД) комбинированный ЖРД на атмосферном участке создает дополнительную тягу за счет возникновения инжекционного эффекта. В качестве топлива предусматривался жидкий водород.
    В 1974 году у Гурко возникла новая техническая идея, позволяющая существенно снизить расход топлива за счет размещения в воздушном тракте теплообменника, нагревающего воздух теплом от бортового ядерного реактора. Благодаря такому техническому решению появилась возможность в принципе исключить расход топлива при полете в атмосфере и соответствующие выбросы в атмосферу продуктов сгорания.
    Окончательный вариант аппарата, получивший обозначение МГ-19 (Мясищев-Гурко, М-19, «гурколет»), был выполнен по схеме несущий корпус, обеспечивающей высокое весовое совершенство аппарата, и был оснащен комбинированной двигательной установкой в составе ядерного реактора и комбинированного прямоточного водородного ЖРД.

    d0b1d183d180d180d0bed18021d0b1d183d180age001

  • d0bad0b0d180d182d0b8d0bdd0bad0b0-d0b1d183d180d0b0d0bdd0b01

  • Но мы не будем подробно останавливаться на описании «Бурана», ведь ему и посвящен весь наш сайт, для нас важнее другое — еще до его полета конструкторы уже думали о разработке многоразовых кораблей следующего поколения.

В первой половине 1970-х годов МГ-19 рассматривался как серьезный конкурент МКС «Энергия-Буран», однако ввиду меньшей степени проработки и большей степени технического риски при реализации, а также из-за отсутствия зарубежного аналога, проект МГ-19 дальнейшего развития не получил. Тем не менее этот проект до сих пор не рассекречен, и информация о нем и по сей день крайне скудна.

«После-бурановские» проекты. Многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС)
В 1981-82 гг. в НПО «Молния» был предложен проект авиационно-космической системы «49» в составе самолета-носителя Ан-124 «Руслан», выполнявшего роль I ступени — воздушного космодрома, и II ступени в составе двухступенчатого ракетного ускорителя и пилотируемого орбитального самолета, выполненного по схеме «несущий корпус». В 1982 году появляется новый проект — «Бизань» и его беспилотный аналог «Бизань-Т», отличающийся от «49» одноступенчатым ракетным ускорителем. Начало эксплуатации самого большого и грузоподъемного самолета в мире Ан-225 «Мрия» позволило «Молнии» разработать проект Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС), где роль I ступени выполняет дозвуковой самолет-носитель «Мрия», а вторая ступень образована орбитальным самолетом, «сидящим верхом» на сбрасываемом топливном баке. «Изюминкой» проекта является применение двух маршевых трехкомпонентных ЖРД РД-701 на орбитальном самолете и дифференциально отклоняемые консоли крыла, как у орбитального самолета «Спираль».

НПО «Энергия», используя задел по МКС «Энергия-Буран», также предложило целый ряд частично или полностью многоразовых ракетно-космических систем с вертикальным стартом с использованием РН «Зенит-2», «Энергия-М» и многоразовой крылатой разгонной ступени вертикального старта на базе «Бурана». Наибольший интерес вызывает проект полностью многоразового носителя ГК-175 («Энергия-2») на базе РН «Энергия» со спасаемыми крылатыми блоками обеих ступеней.

Также в НПО «Энергия» велись работы и над перспективным проектом одноступенчатого воздушно-космического самолета (ВКС).

Конечно, отечественные авиационные фирмы не могли отстать и предложили свои концепции многоразовых транспортных космических систем в рамках научно-исследовательской темы «Орел» под эгидой Росавиакосмоса по созданию РАКСа — Российского авиакосмического самолета. Одноступенчатая «туполевская» разработка получила индекс Ту-2000, двухступенчатая «микояновская» — МиГ АКС.

Но в истории нашей космонавтики существовали и бескрылые многоразовые спускаемые аппараты с малым аэродинамическим качеством, использовавшиеся в составе 1одноразовых космических кораблей и орбитальных станций. Наибольшего успеха в создании таких пилотируемых аппаратов достигло ОКБ-52 Владимира Челомея.

Отказавшись участвовать в разработке «Бурана», Челомей начал в инициативном порядке разрабатывать собственный крылатый корабль ЛКС (Легкий космический самолет) «малой» размерности со стартовым весом до 20 т под свой носитель «Протон». Но программа ЛКС не получила поддержки, и в ОКБ-52 продолжили разработку трехместного возвращаемого аппарата (ВА) в многоразовом исполнении для использования в составе транспортного корабля снабжения (ТКС) 11Ф72 и военной орбитальной станции «Алмаз» (11Ф71).

21
ВА имел стартовую массу 7,3 т, максимальные длину 10,3 м и диаметр 2,79 м. Масса аппарата на орбите после сброса аварийной двигательной установки — более 4,8 т, при спуске с орбиты — около 3,8 м. Суммарный «обитаемый» объем ВА — 3,5 м3. Максимальная масса возвращаемого полезного груза при запуске ТКС с экипажем — до 50 кг, без экипажа — 500 кг. Время автономного полета ВА по орбите — 3 час; максимальное время нахождения экипажа в ВА — 31 час.
Оборудованный неотделяемым лобовым теплозащитным экраном и запущенный на орбиту второй раз 30 марта 1978 года под обозначением «Космос-997» (первый полет — 15 декабря 1976 года под именем «Космос-881»), именно ВА Челомея 009А/П2 стал первым в мире многоразовым космическим аппаратом. Однако по настоянию Д.Ф.Устинова программа «Алмаз» была закрыта, оставив обширный задел, использующийся и сегодня при изготовлении модулей российского сегмента МКС.

3С начала 1985 года подобный проект — многоразовый космический корабль «Заря» (14Ф70) — разрабатывался и в НПО «Энергия» под ракету «Зенит-2». Аппарат состоял из многоразового корабля, по форме напоминавшего увеличенный спускаемый аппарат корабля «Союз», и сбрасываемый перед сходом с орбиты одноразовый навесной отсек. Корабль «Заря» имел диаметр 4,1 м, длину 5 м, максимальную массу около 15 т при выведении на опорную орбиту высотой до 190 км и наклонением 51,60, в том числе массу доставляемых и возвращаемых грузов соответственно 2,5 т и 1,5-2 т при экипаже из двух космонавтов; 3 т и 2-2,5 т при полете без экипажа, или экипажа до восьми космонавтов. Возвращаемый корабль мог эксплуатироваться в течение 30-50 полетов.

4

Многоразовость достигалось за счет применения «бурановских» теплозащитных материалов и новой схемы вертикальной посадки на Землю с помощью многоразовых ЖРД для гашения вертикальной и горизонтальной скоростей посадки и сотового амортизатора корпуса корабля для исключения его повреждений. Отличительной особенностью "Зари

" было размещение посадочных двигателей (24 ЖРД тягой 1,5 тс каждый, работающих на компонентах перекись водорода — керосин, и 16 однокомпонентных ЖРД тягой 62 кгс каждый для управления спуском) внутри прочного корпуса корабля.
Проект «Зари» был доведен до стадии завершения выпуска рабочей документации, но в январе 1989 года был закрыт из-за отсутствия финансирования.

Логика развития пилотируемой космонавтики и экономические реалии России поставили задачу разработки нового пилотируемого корабля — вместительного, недорогого и эффективного транспортного средства для ближнего космоса. Таким и стал проект космического корабля «Клипер», вобравшего в себя опыт проектирования многоразовых кораблей. Будем надеяться, что у России хватит разума (а главное, средств!) реализовать новый проект и «Клипер» не разделит судьбу своих предшественников, а будет долго и надежно служить нашей космонавтике.

lllkkk1jjjhhhggg1


Описание разработки ОК «Буран» в книге «Ракетно-космическая корпорация „Энергия“ имени С.П.Королева: 1946—1996».
Смотри также:
— статью С.В.Андреева «Развитие многоразовых космических кораблей»;
— статью «Проект Спираль» В.Лебедева;
— статью "Как родился проект «Энергия-Буран», автор —  В.Гладкий
— статью «Многоразовый корабль с вертикальной посадкой» И.Афанасьева


Самолет-аналог БТС-02 ГЛИ на авиасалоне МАКС-99 (фоторепортаж)
Смотри также "Летающие аналоги ОК «Буран» и рассказ о передаче в лизинг БТС-02 и репортаж об отправке


При создании этой страницы были использованы материалы из статьи С.Александрова «Вершина» в журнале «Техника Молодежи», N2/1999 стр 17-19, 24-25

3 комментария »

  • Sergey (author) пишет:

    А наши козлы прекратили производство Бурана... Это агентов ЦРУ работа...

    Цитировать
  • online пишет:

    удачи и здоровя в новом году!

    Цитировать
  • Sergey (author) пишет:

    Здоровья хватает. Спасибо.

    Цитировать

Оставить комментарий или два

Добавьте свой комментарий или трэкбэк . Вы также можете подписаться на комментарии по RSS.

Будте вежливы. Не ругайтесь. Оффтоп тоже не приветствуем. Спам убивается моментально.

Чтобы не вводить капчу зарегистрируйтесь на сайте.

Вы можете использовать эти тэги:
<a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <strike> <strong>

Яндекс.Метрика