ОК Буран

Реферат По введению в РКТ ОК «Буран» Группа№06-104 Косяков Кирилл Учителя: Андреев В.Н. Гущин В.Н. Москва 2000г. Содержание 1.Введение 2.В полёте ОК «Буран» 3.Внешняя конфигурация 4.Внутренняя компоновка, конструкция 5.Двигательная установка и бортовое оборудование 6.Геометрические и весовые характеристики 7.Выведение на орбиту 8.Возвращение с орбиты 9.История создания ОК «Буран» 10.Основные характеристики

МКС «Энергия – Буран» 11.Применение «Бурана» 13 а) Боевые космические комплексы 13 б) Проекты целевого использования ОК «Буран» 12.Попытка запуска МТКК «Буран» 12.10.88 года 13.Полёт 14.Схема полёта на участке посадки ОК «Буран» 15.Список литературы 27 Введение. 1961 год, двенадцатое апреля. Всем известен этот день - день первого по­лета в космос в такой еще не­известный,

загадочный мир. Все граждане Земли были удивлены открывшейся для человека возмож­ностью преодо­леть силу гравитации Земли, под­няться на недосягаемые доселе высоты и, наконец, посетить новые таинственные миры - пространство по имени "космос". Так началось исследование Все­ленной, а день этот запечатлелся в памяти людской навсегда, и в России стал ежегодно отмечаться как праздник - день

Космонавтики. Сейчас полеты кос­монавтов являются бо­лее обычным делом, но в 1961 году это было вселенским событием. В ус­ловиях су­ществования двух антагонистических формаций - со­циализма и капитализма - это событие явилось пред­метом национальной гордости СССР и всего социа­листического лагеря. В ПОЛЕТЕ ОРБИТАЛЬНЫЙ КОРАБЛЬ "БУРАН" СООБЩЕНИЕ ТАСС 15 ноября 1988 года в Советском Союзе проведены успешные испытания космического корабля многоразового

использования "Буран". После старта универсальной ракетно-космической транспортной системы "Энергия" с кораблем "Буран" орбитальный корабль вышел на расчетную орбиту, совершил двухвитковый полет вокруг Земли и приземлился в автоматическом режиме на посадочной полосе космодрома Байконур. Это - выдающийся успех отечественной науки и техники, открывающий качественно новый этап в советской программе космических исследова­ний. "

БУРАН" - советский крылатый ор­битальный корабль многоразового ис­пользования. Предназначен для выведения на орбиту вокруг Земли раз­личных космических объектов и их обслуживания; доставки модулей и персонала для сборки на орбите крупногабаритных сооружений 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, ре­шения ряда оборонных задач. Внешняя конфигурация. Орбитальный корабль (ОК) "Буран" выпол­нен по самолетной схеме: это "бесхвостка" с низко расположенным тре­угольным крылом двойной стре­ловидности по передней кромке; аэроди­намические органы управления включают элевоны,

балансировочный щиток, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, и руль направления, который, "расцепляясь" по задней кромке, выполняет также функции воз­душного тормоза; посадку "по са­молетному" обеспечивает трех опорное (с носовым колесом) выпускаю­щееся шасси. Внутренняя компоновка, конструкция. В носовой части "Бурана" расположены герметичная вставная кабина объе­мом 73 кубических мет­ров 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 "Бурана" 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) применен 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. Расчетный ресурс конструкции - 100 орбитальных полетов. Двигательная установка и бортовое оборудование. Объединенная двигательная установка (ОДУ) обеспечивает довыведение ОК на опорную орбиту, выполнение межорбитальных переходов (коррек­ций), точное ма­неврирование вблизи обслуживаемых орбитальных ком­плексов, ориента­цию и стабилизацию

ОК, его торможение для схода с орбиты. ОДУ со­стоит из двух двигателей орбитального маневрирования (на рис. справа), 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 радиотехнические, ТВ и телеметрические ком­плексы, системы жизнеобеспечения, терморегулирования, навигации, энергоснабжения

и другие, объединены на основе ЭВМ в единый борто­вой комплекс, кото­рый обеспечивает продолжительность пребывания "Бу­рана" 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 полете на орбите створки открыты). Геометрические и весовые характеристики.

Длина "Бурана" со­ставляет 35,4 м, высота 16,5 м (при выпущенном шасси), размах крыла около 24 м, площадь крыла 250 квадратных метров, 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 "Бурана" затрудняют ис­пользование назем­ных средств транспортировки,

поэтому на космодром он (так же, как и блоки РН доставляется по воздуху модифицированным для этих целей самолетом ВМ – Т экспериментального машинострои­тельного завода им. В.М. Мясищева (при этом с "Бурана" снимается киль и масса доводится до 50 т) или многоцелевым транспортным самолетом Ан-225 в полностью собранном виде. Выведение на орбиту. Запуск "Бурана" осуществляется с помощью универсальной двухступен­чатой

РН «Энергия», к центральному блоку ко­торой крепится пирозам­ками ОК. Двигатели 1-й и 2-й ступеней РН запус­каются практически одно­временно и развивают суммарную тягу 34840 кН при стартовой массе РН с "Бураном" около 2400 т (из них около 90% со­ставляет топ­ливо). В первом испытательном пуске беспилотного варианта ОК, состо­явшемся на космодроме Байконур 15 ноября 1988 года,

РН "Энер­гия" вы­вела ОК за 476 сек. на высоту около 150 км (блоки 1-й сту­пени РН отде­лились на 146-й сек. на высоте 52 км). После отделения ОК от 2-й ступени РН был осуществлен двукратный запуск его двигателей, что обес­печило необходимый прирост скорости до достижения первой кос­мической и вы­ход на опорную круговую орбиту. Расчетная высота опор­ной орбиты "Бу­рана" составляет 250 км (при грузе 30 т и заправке топли­вом 8

т). В пер­вом полете "Буран" был выведен на орбиту высоту 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 ЖРД 1-й или 2-й ступени РН ее ЭВМ "выбирает" в зависимости от набранной высоты либо варианты выведения ОК на низкую орбиту или на одновитковую траекто­рию полета с последующей посадкой на одном

из запасных аэродромов, либо вариант выведения РН с ОК на траекторию возврата в район старта с последующим отделением ОК и посадкой его на основной аэродром. При нормальном запуске ОК 2-я ступень РН, ко­неч­ная скорость которой меньше первой космической, продолжает полет по баллистической траек­тории до падения в Тихий океан. Возвращение с орбиты.

Для схода с орбиты ОК разворачивается дви­гателями газодинамического управления на 180 (хвостом вперед), после чего на непродолжительное время включаются основные ЖРД и сооб­щают ему необходимый тормоз­ной импульс. ОК переходит на траекто­рию спуска, снова разворачивается на 180 (носом вперед) и выполняет планирование с большим углом атаки. До высоты 20 км осуществляется совместное газодинамическое и аэроди­намическое

управление, а на за­ключительном этапе полета используются только аэродинамические ор­ганы управления. Аэродинамическая схема "Бурана" обеспечивает ему достаточно высокое аэродинамическое каче­ство, позволяющее осущест­вить управляемый планирующий спуск, вы­пол­нить на трассе спуска бо­ковой маневр протяженностью до 2000 км для выхода в зону аэродрома посадки, произвести необходимое предпо­садоч­ное маневрирование и со­вершить посадку на аэродром. В то же время конфигурация

ЛА 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 пара­шют. Для расширения эксплуатационных возможностей "Бурана" преду­сматрива­лось использование трех штатных аэродромов посадки (на кос­модроме (ВПП

посадочного комплекса дли­ной 5 км и шириной 84 м в 12 км от старта), а также в восточной и запад­ной частях страны). Комплекс радио­технических средств аэродрома соз­дает 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 ВПП. Первый испытательный полет беспилотного варианта

ОК завершился по­сле выполнения немногим более двух витков вокруг Земли успешной автоматической посадкой на аэродром в районе космо­дрома. Тормозной импульс был дан на высоте Н=250 км, на расстоянии около 20000 км от аэродрома приземления, боковая дальность на трассе спуска составила около 550 км, отклонение от расчетной точки касания на ВПП оказалось равным 15 м в продольном направлении и 3 м от оси по­лосы.

Разработка ОК "Буран" продолжалась более 10 лет. Первому запуску предшествовал большой объем 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, моделированием работы систем и динамики полета

ОК на полноразмерном стенде оборудования и на пилотажных стендах, разработкой новых материалов, отработкой методов и средств автомати­ческой посадки на самолетах - летающих лабораториях, летными испыта­ниями в атмосфере пилотируемого самолета-аналога (в моторном вари­анте) БТС-02, натурными испытаниями теплозащиты на эксперименталь­ных аппаратах БОР-4 и БОР-5, выводившихся на орбиту и возвращаемых с нее методом аэродинамического спуска, и т. д.

История создания ОК "Буран" Работы по созданию крылатых космических кораблей в Советском Союзе имеют свою историю. Идея использовать крылья на возвращаемом кос­мическом аппарате возникла сразу же с началом полетов в космос. Это обуславливалось 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. С.П.Королев считал парашютную посадку бесперспективной, и потому, по его заказу, параллельно с Востоком, лапоток проектировал П.В.Цыбин. Машина задумывалась классической аэродинамической схемы, с трапе­циевидным крылом и нормальным хвостовым оперением. Свое полуофи­циальное название аппарат получил из-за характерной формы фюзеляжа, в аэродинамическую

тень которого несущие плоскости убирались при входе в плотные слои атмосферы. По способу выведения (на 3-ступенча­той Р-7, семерке), массе и решаемым задачам лапоток был бы аналогич­ным Востоку. (Справа - первый советский "челнок" - "лапоток" С.П.Королева и П.В.Цыбина: стартовая масса 4,7 т; экипаж 1 чел.; про­должительность полета до 27 ч; длина 9,4 м; размах крыла 5,5 м; высота по оперению 4 м; ширина фюзеляжа 3 м.)

Рассматривалась даже возмож­ность катапультирования космонавта непосредственно перед посадкой на ВПП. Однако быстро выяснился масштаб трудностей, встающих при соз­дании крылатых космических аппаратов. Например, планирующий вход в атмосферу требовал точнейшей ориентации изделия, а соответствующие приборы появились значительно позже первых полетов Кроме того, по теплозащите схема оказалась неоптимальной. После этого ракетчики к крылатым аппаратам охладели.

С 1958-го воздушно-космический самолет (ВКС) проектировался в ОКБ-23 В.М.Мясищева. Масса та же под се­мерку. Схема уже бесхвостка, с треугольным крылом большой площади. Конкретный же облик неоднократно менялся, известно минимум три ва­рианта. В последнем из них Владимир Михайлович впервые предложил применить керамическую плиточную теплозащиту, но в 1960-м Мяси­щева отправили руководить ЦАГИ, ОКБ-23 стало филиалом фирмы

В.Н.Челомея. Тогда же ракетопланами занялся и сам Владимир Николае­вич, его ОКБ-52. Уже в 1961-м прошли испытательные пуски аппарата, названного МП-1 (первый пуск 21.03.1963 с использованием баллистиче­ской ракеты "Р-12"). 1,8-метровый конус массой 1,75 т, управлялся 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. Два года спустя испытания прошел М-12 такой же конус, но с четырьмя стабилизаторами. По резуль­татам этих пусков ОКБ-52 представило проект 6,3-тонного беспилотного ракетоплана Р-1, оснащенного М-образным складным (средняя часть вверх, концы вниз) крылом переменной стреловидности, и его пилоти­руемого варианта Р-2. Перегрузка на спуске должна была составить всего 3,5-4 g, в отличие

от 9-11 g на СА Восток. Сделали уже макеты машин, но после снятия благоволившего к Челомею Н.С.Хрущева воздушно-косми­ческую тематику у ОКБ-52 отобрали. Занимался крылатыми кораблями и А.Н.Туполев, но пока о них известно крайне мало: опытный экземпляр беспилотного ВКС 130 был построен, а его пилотируемый вариант 136 должен был называться

Красная звезда. К 1965 г. из всех минавиапромовских программ осталась одна известная сегодня под названиями 50-50 и спираль, разрабатывавшаяся в ОКБ Ми­кояна под руководством Г.Е.Лозино-Лозинским. ОК "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. 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 про­блем машиноведения 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. Первый вариант отечественного ответа на американский вызов выглядел следующим образом: достаточно традиционная схема, включающая двух­ступенчатый носитель с пакетным

разделением ступеней, в верхней части которого размещался транспортный корабль. Облик носителя в существующем виде определился тоже далеко не сразу, и пакетная его компоновка не случайна. Возглавивший в 1975 г. ведущую ракетно-космическую фирму страны, получившую тогда же название НПО Энергия, академик В.П.Глушко весьма благоволил к концепции уни­версальной системы из множества стандартных ракетных блоков. Между тем, пятнадцатью годами раньше, в начале разработки легендар­ной

Н1, такую схему исследовал Королев и отказался от нее как от самой неэффективной по массе. С другой стороны, реализованный Сергеем Павловичем моноблочный вариант, во-первых, требовал сложных, долгих и дорогих наземных испытаний. Во-вторых, главное он исключал пере­возку готовых блоков с заводов в Москве, Днепропетровске и Куйбышеве на космодром; на Байконуре пришлось бы строить новый гигантский производственный комплекс.

Для будущих программ это, может быть, было и приемлемо, но военных категорически не устраивало. Победил компромисс. Корабль должен был состоять из трех частей: носовой (конической), с ка­биной экипажа и рулевыми двигателями, средней (цилиндрической), с объемистым грузовым отсеком, и кормовой, с двигателями довыведения, орбитального маневрирования и топливом для них. В атмосферу аппарат должен был входить вперед коническим носом, с некоторым углом атаки этого достаточно,

чтобы на тех скоростях получить определенное аэроди­намическое качество, скользящий управляемый спуск. Посадка же пред­полагалась по парашютно-ракетной системе, на выдвижные опоры-амор­тизаторы. Предложенная схема имела колоссальное 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 приводит к большей эффектив­ности в эксплуатации А к главному недостатку малую дальность бокового маневра при спуске. Нужна же была большая, что диктовалось элементарным соображением: в отличие от американцев с их раскиданными по всему миру авиабазами (а аварийные полосы для Шаттла сооружены по всему миру, от острова

Пасхи до Марокко), у нас была только территория СССР - много, но не­достаточно. И только три полосы (на Байконуре, в Крыму и у озера Ханка на Дальнем Востоке) Сесть же на них нужно было с любого витка! Проблему пытались решить: корпус корабля стал в сечении треугольным, однако это были полумеры. В общем, схема однокилевой бесхвостки с переменной стреловидностью передней кромки крыла напрашивалась,

но решающим фактором стала не аэродинамика. Как раз здесь сказалось по­ложение догоняющих: к этому времени облик американской системы по­сле многократных изменений был, наконец, утвержден. И сработало клас­сическое, увы, в нашей оборонке мнение: американцы не глупее, делайте, как у них! Промежуточный вариант ОК "Буран" предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Это обуславливалось следую­щим: в связи с тем, что все аэродромы для посадки "

Бурана" расположены на территории бывшего СССР, в течение суток возникало достаточно много 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 дальнейшем (по техническим причинам) от использования на штатном ОК "Буран" ТРД в конце концов, отказались (испытав воздушно-реактив­ную двигательную установку в реальных атмосферных полетах самолета-аналога БТС-002), однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов (первой серии) 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. После необходимых доработок, транспортировки на космодром, испыта­ний и подготовки к старту, напряженный труд десятков тысяч людей завер­шился триумфом 15 ноября 1988 года. Основные характеристики МКС "Энергия-Буран" Орбитальный корабль "Буран": РН "Энергия" (МКС в целом): Характеристики Зна­чение Характеристики Зна­чение

Максимальная стартовая масса (в первом полете), т 105 (79,4) Стартовая масса МКС, т 2375* в т.ч.: запас окислителя (кислород), т 10,4 Масса ракеты-носителя, т 2270 запас горючего (циклин), т 4,1 первая ступень (блок "А", 4 шт.), т 1490,4 Масса полезного груза, выводи­мого в ОК на орбиту H=200 км: в т.ч.: запас окислителя (кисло­род), т 886,8 с наклонением i=50.7 , т 30 запас

горючего (керосин РГ-1), т 341,2 с наклонением i=97 , т 16 вторая ступень (блок "Ц", 1 шт.), т 776,2 Посадочная масса ОК: в т.ч.: запас окислителя (кисло­род), т 602,3 номинальная, т 82 запас горючего (водород), т 100,7 максимальная, т 87 Двигатель блока "А" (РД-171, 11Д521): Масса полезного груза, возвращае­мого с орбиты в ОК: тяга на уровне моря, тс 740 максимальная, т 20 тяга в вакууме, тс 806 номинальная, т 15 удельный

импульс на уровне моря, с 308,5 Экипаж, человек: удельный импульс в вакууме, с 336,2 на этапе летных испытаний (при наличии катапультных кресел) 2 Двигатель блока "Ц" (4 шт.РД-0120,11Д122): максимальный (без катапультных кресел) до 10 тяга на уровне моря, тс 147,6 Продолжительность полета: тяга в вакууме, тс 190 номинальная, сут 7 удельный импульс на уровне моря, с 353,2 максимальная (с дополнительными баками), сут 30 удельный импульс в вакууме, с 454,7

Диапазон возможных наклонений орбит, 50,7 110 Геометрические характеристики МКС: Высота орбиты: общая длина, м 58,765 рабочая круговая, км 250 500 максимальная ширина, м 23,92 максимальная, км 1000 максимальная ширина на уста­новщике, м 24,50 Перегрузки, g: Геометрические характеристики РН в целом: при выведении на орбиту (макси­мальная) 3 длина, м 58,765 при спуске в атмосферу (по номи­нальной траектории) 1,6 максимальный поперечный раз­мер, м 17,65

Аэродинамическое качество: Геометрические характеристики первой ступени: на гиперзвуковых скоростях 1,5 длина, м 39,46 при посадке 5 диаметр баков, м 3,92 Максимальная величина бокового маневра при спуске, км 1700 Геометрические характеристики второй ступени: Посадочная скорость: длина, м 58,765 средняя (при посадочной массе 82т), км/ч 312 диаметр баков (без теплоизоля­ции), м 7,75 максимальная, км/ч 360

Кратность использования (ресурс): в первом полете, км/ч 263 первая ступень, полетов 10 Маршевый двигатель орбитального маневрирования 17Д12: вторая ступень, полетов 1 тяга в вакууме, тс 8,8 удельный импульс в вакууме, с 362 Геометрические характеристики: общая длина, м 36,37 в том числе фюзеляжа, м 30,85 ширина фюзеляжа (максимальная), м 5,50 Размах крыла, м 23,92 высота на стоянке, м 16,35 шасси, база/колея, м 7,00/12,79 длина отсека полезного груза, м 18,55 диаметр отсека полезного груза, м 4,70?

Кратность использования (ресурс), полетов 100 Применение "Бурана". А) 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 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 и ракетным. Основой обоих аппаратов явился унифициро­ванный служебный блок, созданный на базе конструкции, служебных систем и агрегатов орбитальной станции серии

ДОС-7К. 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" Обозначения: 1 - приборно-топ­ливный отсек; 2 - агрегатный от­сек; 3 - бортовой комплекс специ­ального вооружения

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). Боевая космическая самонаводящаяся ракета-перехватчик Меньшая масса бортового комплекса вооружения с ракетным оружием, по сравнению с комплексом 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" 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 не криогенные 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. Для поражения особо важных наземных целей разрабатывалась космиче­ская станция, основу которой составляла станция серии ДОС-7К 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. Об исследовании возможности созда­ния оружия для ведения боевых действий в космосе и из космоса (1976г.) Боевая космическая станция с ударными блоками на базе ОК "Буран" 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») Вот как описывает при­менение боевой космической станции С.Александров в своей статье "Меч, ставший щитом" ("Техника-моло­дежи",4'98):&qu ot; 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!" 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 Б) 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" - 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 тяжелой экспериментальной энергоемкой 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 10-5g) 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. Попытка запуска МТКК "Буран"

29 октября 1988 года. СООБЩЕНИЕ ТАСС На заключительном этапе предстартовой подготовки ракеты-носителя "Энергия" с орбитальным кораблем "Буран" возникли отклонения в ра­боте одной из систем обеспечения пуска. В связи с этим автоматически была выдана команда на прекращение дальнейших работ. В настоящее время ведется устранение возникших замечаний. О дате и времени старта будет сообщено дополнительно.

Что же произошло? За 51 секунду до старта одна из площадок обслуживания (отмечена на ри­сунке справа) не отошла от ракеты-носителя. Точнее, время отвода пло­щадки превысило допустимое, и сигнал об успешном завершении опера­ции отвода не поступил на ЭВМ, проверяющую пусковую готовность всех систем. Эта площадка до последних секунд держит платформу при­целивания, регулирующую гироскопы. Автоматика после опроса всех сигналов не нашла отзыв этого концевика и мгновенно дала "стоп» про­грамме

пуска. Специальная комиссия установила, что стартовое сооружение с его пло­щад­кой не при чем. Она выяснила, что блок приборов платформы прице­ливания, отстыковывался от ракеты почти 40 секунд вместо 3. Ферма же, обязанная отвести блок после его отстыковки, не получила на это ко­манду и согласно программе осталась на месте, так как автоматика вы­дала старту общий отбой. ПОЛЕТ 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 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. 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. 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 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! 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 блоков), 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. 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: ОК должен находиться в кольце на расстоянии L=(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 - спираль поворота; 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 её 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 поворота - касательная к ци­линдру выверки курса (ЦВК) - дуга окружности ЦВК - финишная пря­мая, при этом спирали отворота и поворота 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 построение программной зависимо­сти высоты, соответствующей номинальному скоростному напору, от ос­тавшейся дальности по . 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. 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. Список использованной литературы: 1.Интернет www.buran.ru 2.Еженедельник «Ракетно-космическая техника» №1 – 52 1983г.