ОК Буран
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 |Знач| |Характеристики |Знач|
| |ение| | |ение|
|Максимальная стартовая масса |105 | |Стартовая масса МКС, т |2375|
|(в первом полете), т |(79,| | |* |
| |4) | | | |
|в т.ч.: запас окислителя |10,4| |Масса ракеты-носителя, т |2270|
|(кислород), т | | | | |
|запас горючего (циклин), т |4,1 | |первая ступень (блок "А", 4 |1490|
| | | |шт.), т |,4 |
|Масса полезного груза, | | |в т.ч.: запас окислителя |886,|
|выводимого в ОК на орбиту | | |(кислород), т |8 |
|H=200 км: | | | | |
|с наклонением i=50.7 , т |30 | |запас горючего (керосин |341,|
| | | |РГ-1), т |2 |
|с наклонением i=97 , т |16 | |вторая ступень (блок "Ц", 1 |776,|
| | | |шт.), т |2 |
|Посадочная масса ОК: | | |в т.ч.: запас окислителя |602,|
| | | |(кислород), т |3 |
|номинальная, т |82 | |запас горючего (водород), т |100,|
| | | | |7 |
|максимальная, т |87 | |Двигатель блока "А" (РД-171, | |
| | | |11Д521): | |
|Масса полезного груза, | | |тяга на уровне моря, тс |740 |
|возвращаемого с орбиты в ОК: | | | | |
|максимальная, т |20 | |тяга в вакууме, тс |806 |
|номинальная, т |15 | |удельный импульс на уровне |308,|
| | | |моря, с |5 |
|Экипаж, человек: | | |удельный импульс в вакууме, с|336,|
| | | | |2 |
|на этапе летных испытаний (при|2 | |Двигатель блока "Ц" (4 | |
|наличии катапультных кресел) | | |шт.РД-0120,11Д122): | |
|максимальный (без катапультных|до | |тяга на уровне моря, тс |147,|
|кресел) |10 | | |6 |
|Продолжительность полета: | | |тяга в вакууме, тс |190 |
|номинальная, сут |7 | |удельный импульс на уровне |353,|
| | | |моря, с |2 |
|максимальная (с |30 | |удельный импульс в вакууме, с|454,|
|дополнительными баками), сут | | | |7 |
|Диапазон возможных наклонений |50,7| |Геометрические характеристики| |
|орбит, |...1| |МКС: | |
| |10 | | | |
|Высота орбиты: | | |общая длина, м |58,7|
| | | | |65 |
|рабочая круговая, км |250 | |максимальная ширина, м |23,9|
| |... | | |2 |
| |500 | | | |
|максимальная, км |1000| |максимальная ширина на |24,5|
| | | |установщике, м |0 |
|Перегрузки, g: | | |Геометрические характеристики| |
| | | |РН в целом: | |
|при выведении на орбиту |3 | |длина, м |58,7|
|(максимальная) | | | |65 |
|при спуске в атмосферу (по |1,6 | |максимальный поперечный |17,6|
|номинальной траектории) | | |размер, м |5 |
|Аэродинамическое качество: | | |Геометрические характеристики| |
| | | |первой ступени: | |
|на гиперзвуковых скоростях |1,5 | |длина, м |39,4|
| | | | |6 |
|при посадке |5 | |диаметр баков, м |3,92|
|Максимальная величина бокового|1700| |Геометрические характеристики| |
|маневра при спуске, км | | |второй ступени: | |
|Посадочная скорость: | | |длина, м |58,7|
| | | | |65 |
|средняя (при посадочной массе |312 | |диаметр баков (без |7,75|
|82т), км/ч | | |теплоизоляции), м | |
|максимальная, км/ч |360 | |Кратность использования | |
| | | |(ресурс): | |
|в первом полете, км/ч |263 | |первая ступень, полетов |10 |
|Маршевый двигатель | | |вторая ступень, полетов |1 |
|орбитального маневрирования | | | | |
|17Д12: | | | | |
|тяга в вакууме, тс |8,8 | | | |
|удельный импульс в вакууме, с |362 | | | |
|Геометрические характеристики:| | | | |
|общая длина, м |36,3| | |
| |7 | | |
|в том числе фюзеляжа, м |30,8| | |
| |5 | | |
|ширина фюзеляжа |5,50| | |
|(максимальная), м | | | |
|Размах крыла, м |23,9| | |
| |2 | | |
|высота на стоянке, м |16,3| | |
| |5 | | |
|шасси, база/колея, м |7,00| | |
| |/12,| | |
| |79 | | |
|длина отсека полезного груза, |18,5| | |
|м |5 | | |
|диаметр отсека полезного |4,70| | |
|груза, м |? | | |
|Кратность использования |100 | | |
|(ресурс), полетов | | | |
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 [pic]
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-
Страницы: 1, 2, 3
|