ОК Буран
Страница 5

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 инфра-структуре (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 за-вершился триумфом 15 ноября 1988 года.

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

 
Страницы: 1 2 3 4 5 6 7 8 9