История советских космопланов от Циолковского до Королева

Американская группа фон Брауна разработала аналогичную крылатую ракету Гермес в Нью-Мексико в 1946 году. В качестве первой ступени использовалась Фау-2. Концепция Hermes была разработана North American Aviation в крылатой ракете Navaho.

Пока велись эти предварительные исследования, Соединенные Штаты разработали планы доставки ядерных боеголовок по городам Советского Союза. Ответом Сталина на эту угрозу было разрешение начать разработку средств ядерного нападения Соединенных Штатов. Ветерану авиаконструктора Туполева была поставлена ​​задача разработать межконтинентальный бомбардировщик, а молодому конструктору ракет Королеву — разработать межконтинентальную баллистическую ракету. После первоначального изучения Туполев сообщил, что создать межконтинентальный бомбардировщик с использованием реактивных двигателей невозможно; его Ту-95 будет использовать турбовинтовые двигатели немецкой разработки. Однако другой конструктор, Мясищев, заявил, что может спроектировать межконтинентальный реактивный бомбардировщик. Постановлением ЦК КПСС от 24 марта 1951 года было создано ОКБ-23 Мясищева.

Мясищеву удалось завершить создание первого прототипа бомбардировщика 103М (на Западе его называют М-4 «Медведь») через десять месяцев после разрешения (по сравнению с четырьмя годами для B-52). 103М представлял собой огромный прогресс в советской технике: высота была увеличена на 50%, дальность полета увеличена вдвое, а взлетная масса была в четыре раза больше, чем у любого предыдущего советского самолета.

Между тем Соединенные Штаты продолжали разработку межконтинентального реактивного бомбардировщика B-52 и крылатой ракеты Navaho, отказываясь от разработки баллистических ракет. Это отличие от подхода советских бомбардировщиков и баллистических ракет привело Келдыша к группе, которая подняла вопрос о советской разработке подобного беспилотного самолета большой дальности. В 1951–1953 годах КБ Королева подготовило опытный образец — ВКР. И. Лисович разработал прототип астронавигационной системы, отвечающей необходимым техническим условиям, а решение основных проблем использования технологии горячего планера из стали и титана решалось в ВИАМ и Институте Баумана МВТУ.

Экспертная комиссия в 1953 году рассмотрела проект EKR и пришла к выводу, что еще предстоит решить множество технических проблем, большинство из которых лучше решать авиаконструктору, а не Королеву. Далее Королев должен был поставить на первое место разработку межконтинентальной баллистической ракеты Р-7. Таким образом, окончательное постановление правительства от 20 мая 1954 года разрешило конструкторским бюро самолетов Лавочкина и Мясищева продолжить полномасштабную разработку трехзвуковых межконтинентальных крылатых ракет. Обе ракеты будут использовать ПВРД Бондарюка, астронавигационные системы Р. Чачикяна, инерциальные навигационные системы Г. Толстойсова и аэродинамику, разработанную ЦАГИ (Центральный гидродинамический институт). «Буря» Лавочкина будет использовать ракетные ускорители, построенные Глушко, а «Буран» Мясищева будет использовать двигатели Исаева. Обе ракеты должны были доставить ядерную боеголовку на дальность 8 500 км. Но заданная для ракеты Лавочкина конструкция боевой части имела общую массу 2100 кг, а для ракеты Мясищева — 3500 кг.

Компоновка ЦАГИ для маршевого этапа была обычной компоновки, с тонким профилем стреловидного крыла 70 градусов, установленным в средней части фюзеляжа. Сам фюзеляж имел цилиндрическую форму с линейчатой ​​линией, с классическим конусом ПВРД в носовой части воздухозаборника. Системы астронавигации и наведения устанавливались в спинном обтекателе. Звездные сканеры системы смотрели через кварцевые окна.

Мясищев начал работу в апреле 1953 года, до официального разрешения, над своим РСС-40 (РСС = ракетно-авиационная система) под кодовым названием Буран (метель). RSS-40 будет состоять из двух ступеней, ступени разгонного блока с четырьмя ракетами (М-41) и маршевой ступени ПВРД (М-42). RSS-40 будет запускаться вертикально с оригинальной транспортно-пусковой установки, разработанной В.К. Карраском. RSS-40 имел длину 24 м, размах крыла 11,6 м, общую массу 125 тонн и курсировал со скоростью от 3000 до 3200 км / ч. Впускной конус ПВРД был наклонен вниз на 3 градуса, что соответствовало углу тангажа ракеты в крейсерском режиме.

Были изучены несколько вариантов маршевого этапа Мясищев М-42. Некоторые из них были связаны с улучшением наведения ракет, в том числе с дополнительным пакетом связи для обеспечения навигации по маршруту и ​​обновлений целей, как это было запланировано для конкурирующей Бурьи. Еще выкладывали пилотируемую версию с установленной кабиной в крейсерской ступени. Пилот катапультировался и возвращался с парашютом по завершении миссии. Мясищев запланировал несколько пилотируемых полетов, чтобы изучить психологию полета человека на краю космоса.

«Буран» готовился к своему первому полету, когда проект Мясищева был отменен в ноябре 1957 года. После успешных летных испытаний ракеты Лавочкина «Буря» советское руководство не видело необходимости в дальнейшей разработке параллельной конструкции ПВРД. После отмены Мясищев запросил разрешение на испытания авиалайнера (см. М-44).

В это время Мясищев разрабатывал первый советский сверхзвуковой бомбардировщик М-50. На базе этого огромного треугольного летательного аппарата Мясищев предложил космический аппарат RSS-52. RSS-52 будет состоять из самолета-носителя M-52, унаследованного от M-50. У М-52 будет огромное углубление в фюзеляже, в котором будет находиться ПВРД М-44. М-44, разработанный Г. Д. Дермичевым, будет производным от снятого с производства М-42. М-52 войдет в круг за 1000 км от базы, разгонится до сверхзвуковой скорости, а затем запустит М-44. М-44 разгоняется до гиперзвуковой скорости, совершает высокоскоростной пробег по водной цепи, а затем приводнится в море. Радиомаяк позволит определить местонахождение и вернуть корабль.

В Соединенных Штатах X-15 разрабатывался для ответа на аналогичные вопросы. Были разработаны пилотируемые версии М-42, и Мясищев надеялся на пилотируемые полеты и своего М-52. Однако из-за дороговизны и технических проблем Мясищев не смог убедить руководство одобрить RSS-52.

Официальное постановление правительства о разрешении разработки космоплана М-48 было официально издано в декабре 1959 года. Связь между бюро Мясищева и Королева в решении проблем оставалась тесной. В марте 1960 г. на М-48 были назначены Л.Л. Селяков (помощник Мясищева по проектным работам) и Г.Д. Дермичев (начальник проектного участка). Уточненные расчеты показали, что Р-7 может поднять 4,5-тонный корабль на суборбитальную траекторию 400 км, а 4-тонный — на 500 км. 40 процентов внешней поверхности ВКА придется закрыть теплозащитой. Тормозной двигатель мощностью 1600 кгс обеспечивал маневренность 150 м / с. В суборбитальных испытаниях двигатель должен был увеличить дальность действия VKA на 200 км или на 100 км по горизонтали от строгой баллистической траектории.

Летные характеристики ВКА были подтверждены независимо Академией наук СССР и ее руководителем М.В. Келдышем. Было рассчитано, что гиперзвуковая подъемная сила к аэродинамическому сопротивлению от 0,25 до 0,30 будет достигнута при баллистическом повторном входе в транспортное средство. По сути, это было то же самое, что и оптимальная баллистическая форма подъема, форма «налобного» корабля «Союз». Но форма ВКА означала неравномерный нагрев и необходимость выдерживать большой угол атаки. Рекомендуемый профиль входа в атмосферу состоял из баллистического входа в атмосферу на высоту от 30 до 40 км, при котором космический корабль переходит в режим маневрирования с использованием выдвижных экранированных крыльев. Герметично закрытая кабина обеспечивает размещение двух членов экипажа на закрытых наклонных катапультных креслах.

Эскизное предложение по проекту было рассмотрено экспертной комиссией в апреле 1960 года. К.П. Остинин предложил альтернативную машину, использующую выдвижные винты 8 м для вертикальной посадки (не зная, что Мясищев изучил и отверг такие схемы с винтами диаметром 12 и 16 м. ). В. В. Струминский считал, что переход к крылатому полету нельзя начинать так рано, как считал Мясищев, и что нужно лететь по баллистической траектории до достижения дозвуковой скорости. С.П. Шришериан полагал, что эта конфигурация будет иметь неразрешимые проблемы терморегулирования из-за множества горячих точек и что выдвижные крылья потребуют чрезмерной тепловой защиты по сравнению с более простой конструкцией неподвижного крыла. В.А. Джапридзе и А.И. Макаревский подвергли сомнению конструкцию «48» по многим пунктам.

Было ясно, что многие технические проблемы должны быть устранены постепенно, прежде чем можно будет выставить работоспособную машину. Команда Мясищева вернулась «к чертежной доске», в результате чего были созданы два альтернативных одноэкипажных орбитальных космических аппарата (см. Проект 1 ВКА-23 и Проект 2 ВКА-23).

Мясищев поручил своим сотрудникам атаковать поднятые вопросы, чтобы закрыть все нерешенные вопросы в кратчайшие сроки. При решении вопроса о форме ВКА ОКБ-23 изучило множество вариантов, в том числе кольца Таганова, выдвижные щиты, крылья Рогалло и использование вертикальной посадки. Были изучены различные виды строительных и теплозащитных материалов, а также методы интеграции защитных материалов в конструкцию транспортного средства. В дополнение к пассивным системам тепловой защиты рассматривалось охлаждение жидким металлом. Исследовано новое топливо для ракетного двигателя, в том числе окислители водорода и фтора. Значительные технические усилия были затрачены на создание системы герметизированного катапультного кресла, масса которого, включая парашют, не могла превышать 160 кг при внешних размерах 0,8 м х 1,8 м. Сиденье должно было разгоняться до 25 G от автомобиля, работать при температурах от -40 до +50 градусов C, от уровня моря до условий вакуума. Кресло должно было обеспечивать безопасность пилота, катапультировавшись в течение 2 секунд после инициирования через люк диаметром 1,0 м.

Было установлено, что работы по созданию горячей конструкции беспилотной ракеты М-42 имеют прямое отношение к танку. Конструкция космического корабля, построенная из стали и титана, должна выдерживать устойчивые температуры в 350 градусов по Цельсию. Система теплозащитного экрана должна защищать пилота от температур в сотни градусов во время всплытия в атмосфере и более тысячи градусов при повторном движении. Вход. Материал, выбранный для выдерживания условий входа в атмосферу, мог выдерживать температуры входа в атмосферу 1500 ° C при пиковой тепловой нагрузке и охлаждение до 1100 ° C при приземлении. ВИАМ (Всесоюзный институт авиационных материалов) работал над определением подходящих материалов. Теплозащитный слой VKA состоял из плиток, состоящих из кремний-графитовой оболочки, внутри которой находились диафрагмы из ниобиевого сплава, залитые керамической пеной. Этот метод строительства был запатентован Е.С. Кулагой и Я.Б. Нодельманом. Были найдены различные решения для крепления плит теплозащитного экрана к каркасу. Те же методы будут использоваться двадцать лет спустя на космических кораблях США и советских «Буранах».

В период с марта по сентябрь 1960 года в результате этой работы были определены две окончательные конфигурации. Казалось бы, эти конструкции были теперь однопилотными космическими кораблями, рассчитанными на запуск на орбиту ракетой-носителем «Восток» Королева. В обоих конструкциях оборудование (навигация и наведение, связь, жизнеобеспечение, электрическое, телеметрическое) сохранялось до 600 кг. Полезная нагрузка составляла 700 кг. В ВКА-23 будет использоваться оборудование, разработанное для космического корабля «Восток» Королева, в том числе система связи «Заря».

Профиль полета был следующим: до высоты 11 км космонавт мог использовать катапультное кресло в случае проблем с ракетой-носителем. После этого VKA отделилась от ракеты-носителя. С высот ниже 40 км при входе в атмосферу машина будет маневренной. Летчик мог катапультироваться из космического корабля с высоты эффективности своей парашютной системы: от 3 до 8 км для основного парашюта или 2 км для резервной системы. VKA автоматически приземлялся с вертикальной скоростью 10-12 м / с на лыжное шасси длиной 1,2 м, шириной 0,25 м и шириной колеи 5,6 м. Космонавт катапультировался из ВКА перед приземлением и отдельно возвращался на Землю на парашюте, как на Востоке. Несмотря на примитивность, конструкция стала первым шагом к появлению космических кораблей многоразового использования, таких как шаттл или Буран.

ОКБ-23 также разработало ракету-носитель для второго этапа программы. Это будет трехступенчатая машина тандемной компоновки. Первая ступень представляла собой кластер из четырех блоков, каждый с 7 двигателями тягой 35 тонн. Суммарная стартовая тяга составила 980 тонн, что в 2,4 раза больше, чем у «Востока».

Первый вариант ВКА-23 представлял собой граненую конструкцию с лыжным шасси. Очевидно, он будет использовать принципы катания на ударных волнах Nonweiler, чтобы минимизировать повторный нагрев.

В октябре 1960 г. кремлевские интриги привели к роспуску конструкторского бюро Мясищева. ОКБ-23 стало первым филиалом ОКБ-52 Челомея, и все работы по ВКА-23 были остановлены. Мясищев ушел, чтобы возглавить ЦАГИ. Однако конструкторский коллектив ОКБ-23 предоставил опытное ядро ​​для разработки пилотируемого крылатого корабля «Челомей» в рамках проекта «Ракетоплан».

Внутренние системы и конструкционные материалы были такими же, как в Проекте 1. Конструкция космического корабля, сделанная из стали и титана, должна была выдерживать устойчивые температуры в 350 градусов по Цельсию. Материал, выбранный для выдерживания условий входа в атмосферу, мог выдерживать температуры входа в атмосферу до 1500 градусов Цельсия. градусов Цельсия при пиковой тепловой нагрузке, охлаждение 1100 градусов Цельсия при посадке. Теплозащитный слой VKA состоял из плиток, состоящих из кремний-графитовой оболочки, внутри которой находились диафрагмы из ниобиевого сплава, залитые керамической пеной.

Однопилотный космический корабль был рассчитан на запуск на орбиту ракетой-носителем «Восток» Королева. Космонавт был снабжен герметичным катапультным креслом массой 160 кг и внешними размерами 0,8 м х 1,8 м. Кресло будет ускоряться до 25 G, выбрасывая пилота в течение 2 секунд после запуска через люк диаметром 1,0 м. Оборудование (навигация и наведение, связь, жизнеобеспечение, электрическое, телеметрическое) сохранилось до 600 кг. Полезная нагрузка составляла 700 кг. В ВКА-23 будет использоваться оборудование, разработанное для космического корабля «Восток» Королева, в том числе система связи «Заря».

Профиль полета был следующим: до высоты 11 км космонавт мог использовать катапультное кресло в случае проблем с ракетой-носителем. После этого VKA отделилась от ракеты-носителя. После полубаллистического повторного входа под большим углом атаки машина будет маневрировать ниже 40 км. Летчик мог катапультироваться из космического корабля с высоты эффективности своей парашютной системы: от 3 до 8 км для основного парашюта или 2 км для резервной системы. Вторая версия ВКА обходилась без полозкового шасси. Космонавт катапультировался из ВКА перед приземлением и отдельно возвращался на Землю на парашюте, как на Востоке.

В октябре 1960 года сокращение Хрущевым советского военно-промышленного комплекса и кремлевские интриги привели к роспуску конструкторского бюро Мясищева. ОКБ-23 стало первым филиалом ОКБ-52 Челомея, и все работы по ВКА-23 были остановлены. Мясищев ушел, чтобы возглавить ЦАГИ. Однако конструкторский коллектив ОКБ-23 предоставил опытное ядро ​​для разработки пилотируемого крылатого корабля «Челомей» в рамках проекта «Ракетоплан».

В 1957 году в ответ на проект USAF Dynasoar этим же двум авиационным бюро было поручено разработать эскизные проекты пилотируемого космоплана.

Конструкция Цыбина получила название планирующего космического корабля (ПКА). Эскизный проект, разработанный совместно с ОКБ-1 Королева, был подписан Цыбиным 17 мая 1959 года.

Согласно проекту, пилотируемая ПКА будет выведена на орбиту высотой 300 км с помощью ракеты-носителя «Восток». После 24–27 часов полета космический корабль сойдет с орбиты, проскользнув через плотные слои земной атмосферы. В начале спуска, в зоне наиболее интенсивного нагрева, космический корабль будет использовать корпус оригинальной формы (названный Королевым «Лапоток» по русской деревянной обуви, на которую он походил). После торможения до 500-600 м / с на высоте 20 км PKA будет планировать к взлетно-посадочной полосе на развертываемых крыльях, которые переместятся в горизонтальное положение из походного вертикального положения над задней частью космического корабля. Управление ПКА в полете осуществлялось реактивными реактивными двигателями или аэродинамическими поверхностями, в зависимости от фазы полета.

Общее время спуска ПКА с околоземной орбиты составит 90 минут. Посадка будет производиться на специально подготовленную высоконагруженную взлетно-посадочную полосу, на велосипедную трелевку, сначала заднюю. В фюзеляже ПКА широко использовалась сталь, и он был защищен от тепла при возвращении подфюзеляжным теплозащитным экраном, отделенным от основного космического корпуса зазором в 100 мм. В носовой части ПКА и передних кромках аэродинамических поверхностей, выполненных из стали, использовалась жидкостная литиевая замкнутая система активного охлаждения. Максимальная внешняя температура будет 1200 градусов по Цельсию, в то время как внутренняя горячая структура достигнет 400 градусов. Крылья должны были складываться под вертикальным углом от 55 до 60 градусов в аэродинамической тени фюзеляжа в период максимального аэродинамического нагрева.

Внутри фюзеляжа находились герметичная кабина космонавта и посадочная капсула, изготовленные из алюминиевого сплава и термически изолированные от горячей конструкции корабля. Космонавт находился в катапультном кресле, имевшем три положения для старта, работы и отдыха. Также внутри кабины была система жизнеобеспечения, два боковых окна и система астроориентации. В посадочной части за пределами фюзеляжа находились различные системы, не необходимые для орбитального полета и посадки. Для маневрирования на орбите ПКА использовала маневренные двигатели (ДУ). У ДУ были открытые выхлопные камеры и общие топливные баки с двумя основными ракетными двигателями — двигателями торможения и коррекции. На высоте более 90 км управление космическим кораблем осуществлялось этими двигателями, в которых использовалась перекись водорода. Ниже этой высоты использовались аэродинамические поверхности.

На высоте до 10 км на старте космонавт будет использовать катапультируемое кресло для побега. Выше этой высоты PKA отделяется от ракеты-носителя, раскрывает крылья и совершает посадку на аварийном аэродроме.

Королев поддерживал ОКБ-256 в этой работе, а также ЦАГИ и ВИАМ. После начала работ по ПКА исследования ЦАГИ показали, что необходимо решить многие проблемы материалов и нагрева. Для этого потребуются испытания субмасштабной модели космического корабля.

Бюро Цыбина закрыли вскоре после завершения эскизного проекта. Цыбин и его сотрудники перешли в ОКБ Мясищева в октябре 1959 г. (у которого на постоянной основе был проект крылатого корабля ВКА-23). В свою очередь, бюро Мясищева было закрыто, а персонал переведен в Филиал 1 ОКБ-52 Челомея в 1960 году. При сыне Хрущева инженеры ПКА и ВКА-23 вошли в состав группы разработки космического самолета Ракетоплан Челомея. Работа над RSR / R-020 была остановлена ​​Челомеем в апреле 1961 года.

Сам Цыбин пошел работать на Королева. Работа Цыбина над ПКА была передана в бюро Микояна и стала отправной точкой для проектирования космоплана «Спираль». Для Королева работал на пилотируемых кораблях «Восток», «Союз», «Союз-Т»; Планетарные зонды AMS; и спутник связи «Молния». Наконец, он был заместителем конструктора космического корабля «Буран» с 1974 года до своей смерти в 1992 году.

Под руководством Челомея разрабатывалась военно-морская крылатая ракета П-6 (SS-N-3 Shaddock). Эти ракеты предназначались для длительного хранения в капсулах с экологическим контролем на борту советских военных кораблей. Челомей увидел, что эта технология может быть применена также к баллистическим ракетам и космическим кораблям.

Chelomei предложил использовать этот контейнерный подход для легкой межконтинентальной баллистической ракеты UR-100, советского ответа американской Minuteman. Эта самая многочисленная из российских межконтинентальных баллистических ракет представляла собой герметичный блок, который можно было хранить заправленным в течение десяти лет, а затем запустить в течение трех минут после команды запуска.

Начиная с конца 1950-х годов, Челомей начал изучать использование своей технологии закрытых крылатых ракет для космических кораблей. Целое семейство беспилотных космических аппаратов, получивших название «Космопланы», будет построено с использованием модульных элементов. В их число входят высокоманевренные, хранимые модули жидкостного ракетного двигателя с высокими эксплуатационными характеристиками; модули ядерных реакторов для космических приложений большой мощности; агрегаты ионных двигателей для межорбитального перелета и межпланетного полета; и возвращаемые аппараты, позволяющие возвращать полезные грузы из космоса с посадкой на обычных аэродромах.

Эти возвращающиеся машины имели уникальную концепцию и состояли из высокопрочного косо-конического теплозащитного экрана с лепестковидными закрылками для маневрирования в основании. Они были способны выполнять очень большие маневры поперечной дальности (до 3000 км) на гиперзвуковой скорости, а также контролируемый вход в атмосферу на очень высоких скоростях с траекторий возврата планет. Подобная конфигурация была испытана ВВС США в конце 1960-х годов как ракета-носитель Boost Glide Re-Entry (возможно, на основе разведданных о конструкции Челомея?). Внешняя оболочка включала модификацию морских крылатых ракет Chelomei, цилиндрический фюзеляж с откидывающимися крыльями и маршевый турбореактивный двигатель. После входа в атмосферу конический щит взорвется со скоростью 2 Маха. Внутренний аппарат развернет крылья и воздухозаборник турбореактивного двигателя, запустит двигатель,

Такой подход устранил очень сложные проблемы горячей конструкции, с которыми сталкивались другие главные конструкторы при проектировании космических самолетов того же периода. Поскольку горячий тепловой экран будет сброшен, содержимое не должно быть рассчитано на работу с температурой теплового равновесия в 400 градусов или более. Та же машина могла также доставить большую полезную нагрузку под парашютом или ядерную боеголовку.

Космопланы должны были запускаться с помощью одинаково модульного семейства универсальных ракет «UR» компании Chelomei, способных выполнять как межконтинентальные баллистические ракеты, так и запускать космические ракеты. Челомей предлагал варианты космопланов для исследования верхних слоев атмосферы Земли, телевизионной связи, метеорологии, военной фоторазведки, морской радиолокационной и сигнальной разведки, а также для перехвата и уничтожения спутников противника. Гражданские космопланы будут заниматься исследованием околоземного космоса и планет. Те же модульные принципы, но более крупные возвращаемые машины будут использоваться для пилотируемых боевых ракет-перехватчиков. В то время как ракета УР-200 будет использоваться для запуска более мелких наземных орбитальных космопланов, группа УР-200 создаст гораздо более крупную ракету-носитель УР-500. УР-500 будет использоваться для запуска пилотируемых, посадочных мест на Луну,

В 1959 году, когда Челомей изложил эти планы, он знал, что потребуется огромная борьба, чтобы вырвать часть космической программы у главного конструктора Королева. Королев интересовался военными проектами лишь постольку, поскольку они обеспечивали финансирование его мечты об освоении космоса. Он ревностно хотел оставить при себе все пилотируемые, лунные и планетарные космические проекты. Но Челомей настроил против Королева, наняв сына Хрущева в качестве ведущего инженера в его ОКБ.

Первый кадр содержался в письме Королева в ЦК коммунистической партии в январе 1960 года. Королев предложил агрессивную программу коммунистического покорения космоса — полностью силами ОКБ Королева. Он обязался представить Центральному Комитету в третьем квартале 1960 года комплексные планы развития новых проектов. За этим письмом последовала встреча с Хрущевым по этому поводу 3 марта 1960 года. Королев считал, что при поддержке сверху было бы действительно возможно получить большую ракету в СССР за очень короткий промежуток времени. К сожалению, на встрече Королев оговорился, о чем всегда будет сожалеть, признав, что его план не был согласован между всеми главными конструкторами. Это привело к тому, что Хрущев отбросил этот вопрос для выработки консенсусного плана.

К 30 мая 1960 года Королев вернулся с планом, который теперь предусматривал участие его соперников, Челомея и Янгеля. Сводный план включал в себя следующие элементы, выделенные Челомею:

• Тема К — Разработка беспилотных космопланов для полета на Марс и Венеру с возвращением на Землю и посадкой на обычных аэродромах. В них будут использоваться новые экзотические химические системы, ядерные двигатели малой тяги (ядерно-плазменные, ионные, атомарный водород). Предпочтительный вариант состоял из спускаемого аппарата Космоплана + отсека оборудования + ионных двигателей на стреле + ядерного реактора. Подварианты общей массой от 10 до 12 тонн и 25 тонн должны были быть разработаны в 1965-1966 годах. Эскизный проект должен быть завершен в 1962 году. Эти полномочия распространяются на проектирование боевых орбитальных космопланов с ядерными боеголовками для маневрирования и выхода в атмосферу после запуска ракетами ГР-1 (УР-200) или ГР-2 (УР-500). Они использовали бы возвращаемый аппарат без посадочного модуля с воздушным двигателем + жидкостного силового модуля.
• Разработка ракеты с полной взлетной массой 600 тонн с использованием нового химического топлива для отправки космических аппаратов на близлежащие планеты. Эскизный проект должен быть завершен в 1962 году. Это будет ракета-носитель «Протон» УР-500. Но вполне вероятно, что реальное основное назначение этой ракеты также не упоминается в рассекреченном документе. Протон был первоначально разработан для требований GR-2 (Global Rocket 2). GR-2 должен был быть чем-то вроде огромной системы бомбардировки с разделенной орбитой (FOBS) с залповой боеголовкой. Боевая нагрузка ракеты должна была составлять шесть независимо маневрирующих машин с ядерным вооружением. Каждая машина имела ядерную боеголовку массой 1500 кг мощностью 2,2 тонны. Они отделились бы от последней ступени и совершили резкие маневры, используя независимые системы наведения, чтобы вывести каждую боеголовку на другую низкую орбиту высотой 160 км. В конце от 10 000 до 12, 000 км пути по отдельным орбитальным путям, боеголовки появятся на экранах радаров США в последний момент с минимальным предупреждением. Общий разброс боеголовок составит 1800 км слева направо; Две такие глобальные ракеты могут опустошить главные города Америки от побережья до побережья в результате неудержимого первого удара. Космоплан будет использовать аэродинамическое горизонтальное и вертикальное маневрирование для прорыва космической обороны противника и быть практически неуязвимым.
• Тема R — пилотируемый космический корабль Ракетоплан для орбитального маневренного полета и восстановления на обычных аэродромах. Полная масса от 10 до 12 тонн, полная дальность планирования при входе в атмосферу от 2500 до 3000 км. Непилотируемая версия должна быть разработана в 1960-1961 годах, затем пилотируемая версия будет разработана в 1963-1965 годах. Эксплуатационная версия спутникового перехватчика должна быть испытана в 1962-1964 годах.
• Тема США — «Управленные спутники» — военно-морской разведывательный спутник с ядерным реактором П6. Планируется к разработке в 1962-1964 годах. Этот вариант использует активную радиолокационную систему для отслеживания американских военных кораблей и будет состоять из ядерного реактора Kosmoplan + модуля оборудования + специализированного радиолокационного оборудования. Варианты этого космоплана поступили на вооружение, но с опозданием.
• Тема IS — Истребитель Спутник — Противоспутники — к июлю 1960 года министерство обороны должно было решить, следует ли разработать запускаемую систему Р-7 для уничтожения разведывательных спутников противника. Позже Челомею было разрешено продолжить этот проект. Chelomei IS ASAT будет использовать маневренный автобус Kosmoplan и станет первым вариантом, который будет летать. Он планировал запустить серийную модель на УР-200. Но это было отменено, и в конце 1960-х годов взлетели серийные противоспутники, запущенные ракетами «Янгель Циклон».

Декретом 715-296 от 23 июня 1960 г. «О производстве различных ракет-носителей, спутников и космических аппаратов для Военно-космических сил в 1960-1967 гг.» Челомей был уполномочен завершить эскизный проект беспилотных космопланов. 21 марта 1961 года Челомей провел первые летные испытания субшкальной беспилотной версии возвращающегося корабля Космоплан / Ракетоплан.

Ракета-носитель «Космоплан» УР-200 (8К81) была одобрена к производству 16 марта и 1 августа 1961 года Центральным комитетом и Политбюро. UR-200 был разработан не только для отправки термоядерной боеголовки на расстояние до 12 000 км, но и для вывода на орбиту всех военных вариантов Космоплана: IS ASAT; американский спутник военно-морской разведки с ядерной установкой; и боевая возвращаемая машина «Космоплан». Эскизные проекты «Космоплан» и УР-200 были завершены в июле 1962 года. По техническим характеристикам ракета будет аналогична Р-9 Королева и Р-16 Янгеля. Испытательные полеты версии межконтинентальной баллистической ракеты проходили с 4 ноября 1963 года по 20 октября 1964 года.

Разрешение на производство УР-500 (8К82) было дано постановлением ЦК от 24 апреля 1962 года. Эскизный проект УР-500 был завершен в 1963 году. К концу 1964 года основные технологические проблемы проекта были решены. В начале осени того же года Хрущев и политическое руководство страны посетили Байконур. Челомей с большой гордостью провел Хрущева по манекену УР-500, установленному на его космодроме в новом стартовом комплексе, представил тяжелые транспортеры для ракеты-носителя и показал макет пусковой шахты, планируемой для боевого варианта. Комментарий Хрущева был: «Что мы должны построить — коммунизм или шахты для UR-500?» Было ясно, что Хрущев не очень поддерживал военную версию UR-500.

13 октября 1964 года Хрущев был отстранен от власти. Новое руководство при Брежневе было против всех проектов, которые поддерживал Хрущев. Среди них были и Челомея и его ОКБ-52. Экспертной комиссии под руководством М.В. Келдыша было поручено изучить все проекты Челомея и дать рекомендации, какие из них следует отменить. Келдыш обнаружил, что универсальная ракета Р-36 Янгеля и система дробно-орбитальной бомбардировки превосходили боевую машину для входа в атмосферу УР-200 / Космоплан Челомея. Соответственно, УР-200 и Космоплан были отменены. Космопланы ИС и США были перепроектированы для запуска с Р-36. Разработка UR-500 была продолжена, но только в космической версии 8K82K для отправки уцелевшего Raketoplan, пилотируемого окололунного космического корабля LK-1, вокруг Луны.

LK-1, в свою очередь, был списан в конце 1965 года, когда Королев наконец восстановил контроль над всеми пилотируемыми лунными проектами. Военные космопланы добились большего успеха. Противоспутниковая система ИГ и военно-морская ядерная разведка США поступили на военную службу. Производное от США для обнаружения позиций американских кораблей с помощью пассивных радиотехнических средств прослужило долгую жизнь советским военным. А УР-500К стала ракетой «Протон», самой успешной коммерческой ракетой-носителем в России.

Первое летное испытание субшкальной беспилотной версии псевдоконической оболочки для входа в атмосферу 21 марта 1963 года по-разному описывалось как неудачное и успешное. Говорят, что был еще один тест, но дата неизвестна. Ко времени разработки эскизного проекта 1963 года предполагаемой ракеты-носителя Протон УР-500 Челомей расширил концепцию, охватив широкий спектр модульных космических кораблей, предназначенных для решения оборонных, научных исследований и задач народного хозяйства. Все это должно было называться ракетопланами — пилотируемыми космическими аппаратами для решения военных задач в космосе. Например, орбитальные ракетопланы предназначались для выполнения задач разведки, наблюдения за спутниками и уничтожения. Для этих целей Ракетоплан должен был быть оснащен двигателем орбитального маневрирования, системами наведения, системами сближения и т. Д. и оружие космос-космос. Позже Ракетопланы будут использоваться для научных задач, включая полет на Луну и возвращение на Землю, а также экономическое использование околоземного пространства. Благодаря высокому соотношению подъемной силы к лобовому сопротивлению, ракетопланы после выполнения своих задач в космосе могли совершить управляемый спуск в земную атмосферу с приземлением на советской территории.

Ракетопланы могут быть трех типов: капсула с низким гиперзвуковым аэродинамическим сопротивлением; корпус баллистической или полибаллистической формы с умеренным коэффициентом аэродинамического сопротивления; и космоплан с высоким аэродинамическим сопротивлением. Первая версия этой последней конструкции должна была повторно войти в атмосферу в контейнере с теплозащитным экраном, который будет сброшен после того, как космический корабль пройдет через период максимального нагрева. Затем будут развернуты качающиеся крылья, и космический корабль будет скользить к горизонтальной посадке на взлетно-посадочной полосе с помощью турбореактивного двигателя для ухода на второй круг в случае ухода на второй круг. На более позднем этапе будут использоваться ракетопланы с неподвижным крылом, которые могли бы маневрировать в более широком диапазоне и обеспечивать быструю посадку на советской территории практически с любой орбиты.

В 1964 году Челомей представил ВВС перспективный проект одноместного ракетоплана, который будет выводиться на низкую околоземную орбиту с помощью ракеты-носителя «Союз» Королева или (желательно) Челомей УР-500. Эта менее амбициозная конструкция была бы ограничена общей массой от 7 до 8 тонн. В октябре 1964 года Хрущев был отстранен от власти, и новое руководство под руководством Брежнева было настроено против всего, что поддерживал Хрущев. Сюда входили Челомей и его ОКБ-52. Экспертной комиссии под руководством М.В. Келдыша было поручено изучить проекты Челомея и дать рекомендации, какие из них следует отменить. Проект «Ракетоплан» был в числе отмененных, хотя работа над одним вариантом — программой пилотируемого пролета Луны ЛК-1 — продолжалась.

Дальнейшее развитие советских пилотируемых космических самолетов в последующее десятилетие ограничилось конструкцией спирали Микояна.

Система Spiral состоит из трех основных компонентов:

• Многоразовый гиперзвуковой воздушно-реактивный самолет-носитель ГСР
• Ракета одноразовая двухступенчатая РБ
• Орбитальный космоплан ОС

GSR оснащался четырьмя прямоточными воздушно-реактивными двигателями, планировалось два варианта. Консервативный первый вариант будет использовать керосин и разгоняться до 4 Маха и высоты от 22 до 24 км перед выпуском RB + OS. Второй вариант, рассчитанный на более длительный срок, будет использовать жидкое водородное топливо, что позволит ему достичь 6 Маха и высоты 28-30 км перед выпуском верхних ступеней. GSR вернется на свою стартовую базу после завершения своей миссии.Компоновка GSR представляла собой большое летающее крыло в форме стрелы. На законцовках крыла устанавливались вертикальные стабилизаторы. Моторный отсек находился под фюзеляжем, с высокими двухконтурными воздухозаборниками. В верхней части крыла находился стартовый пилон OS + RB, при этом носовая и хвостовая части пилона были закрыты оживальными обтекателями по аэродинамическим причинам.

Ракета РБ, которая выводила ОС из задней части ГСР на орбиту, состояла из двухступенчатой ​​ракеты. В консервативной ранней версии использовались бы жидкие кислородно-керосиновые пропелленты; более поздняя усовершенствованная версия будет использовать жидкий кислород / жидкий водород.

Орбитальный космический корабль OS представлял собой плоскодонный подъемный корпус треугольной формы в плане с большим вздернутым носом, за что получил прозвище «Лапот» (деревянный башмак). Похоже, это была доработанная версия орбитального космического самолета ПКА «Цыбин» 1960-х годов, носившего такое же название. . Было обнаружено, что конструкция носа значительно снижает нагрев остаточного тела при входе в атмосферу и была принята НАСА в его предложении HL-20 1980-х годов. Опять же, как и PKA, уникальной особенностью ОС были изменяемые двугранные крылья. Они были установлены под углом 60 градусов над горизонтом во время запуска, орбиты и входа в атмосферу, где они служили вертикальными стабилизаторами. После того, как они стали дозвуковыми, сдвоенные электрические приводы перемещали их в горизонтальное положение, где они служили крыльями, существенно увеличить подъемную силу космоплана для работы на воздушном дыхании. Основной корпус космоплана имел угол стреловидности 78 градусов, а крылья — 55 градусов. Большой вертикальный стабилизатор имел стреловидность 60 градусов. Аэродинамические органы управления состояли из вертикального руля направления, элевонов в крыльях и воздушных тормозов, установленных в верхней задней части фюзеляжа.

Операционная система будет выведена РБ на начальную орбиту высотой 130 км, где до выхода на орбиту можно будет выдержать всего 2–3 оборота. Орбитальная силовая установка состояла из основного двигателя массой 1500 кгс и двух резервных двигателей по 40 кгс. Управление орбитальной ориентацией и трансляция обеспечивались двумя блоками системы управления реакцией (GDU) в задней части космоплана по бокам от резервных двигателей. Всего имелось шесть двигателей по 16 кгс для грубой регулировки и десять двигателей по 1 кгс для точного маневрирования. Топливные баки этой системы располагались в центре космоплана. Все двигатели работали на N2O4 / UDMH.

После выполнения своей миссии ОС войдет в атмосферу Земли под большим углом атаки. Он был способен совершать большие крены в гиперзвуковом полете. При входе в атмосферу крылья удерживались вертикально в аэродинамической тени ударной волны фюзеляжа. Несущая конструкция, как и у US X-20, состояла из сети подкосов и лонжеронов. Наружная обшивка была шарнирно сочленена для обеспечения теплового расширения при повторном входе. Этот легкий металлический теплозащитный экран имел сочлененную конструкцию и крепился в точках к несущей внутренней раме.

Потеряв большую часть своей скорости, крылья переместились бы в положение горизонтального подъема, и ОС полетела бы на посадку на обычном аэродроме. Для маневрирования самолета на этапе финальной посадки и обеспечения возможности обхода в случае ухода на второй круг был установлен газотурбинный двигатель, работающий на керосине. В качестве воздушно-реактивного двигателя использовался ТРД Колесов РД-36-35К массой 2350 кгс с 500 кг топлива, что составило 10 минут крейсерского полета на полной тяге. В орбитальной версии это давало возможность космическому самолету «обогнуть» или отклониться на второй аэродром в случае плохой погоды или ухода на второй круг (изначально такие двигатели должны были быть у американского шаттла, но они были сброшены из-за веса. причины). Двигатель массой 176 кг питался от дорсального воздухозаборника в основании вертикального стабилизатора. Этот прием был покрыт во время запуска и орбитальных операций; исполнительный механизм открыл корпус, как только космоплан достиг дозвуковой скорости.

Посадка производилась на шасси, состоящее из четырех салазок, в конфигурации с отводом хвоста, длинные лобовые салазки сложным образом разворачивались из отсеков шасси, установленных по бокам космоплана над теплозащитным экраном.

Летчик-космонавт сидел в изолированной спасательной капсуле, которую в случае аварии можно было выбросить из космоплана. Капсула имела форму «фары» корабля «Союз». Он будет катапультироваться из ОС и имел свою собственную систему навигации, тормозные ракеты и парашют, позволяющий спасать пилота на всех этапах полета, включая «спасение с орбиты». Обычно пилот должен был попасть в космоплан через люк над сиденьем.

Органы управления состояли из обычной колонки управления и педалей руля направления, с отдельными контроллерами для реактивного двигателя и ракетных двигателей. Автоматическая система навигации и управления (SNAU) включала в себя инерциальную систему навигации и управляла аэродинамическими средствами или средствами управления реакцией в соответствии с режимом боя. Ручное резервное копирование было доступно для аэродинамических органов управления.

На этапе разработки будут построены три одноместных экспериментальных многоразовых прототипа ОС. Они будут построены в той же конфигурации, что и Spiral OS, но будут иметь несколько меньшие размеры, чтобы их можно было выводить на орбиту с помощью ракеты-носителя «Союз». Во время предварительного проектирования ОС Королев фактически предлагал буксировать испытательную ОС на орбиту ракетой-носителем (это не так безумно, как кажется — это устранило бы аэродинамические проблемы установки несимметричной полезной нагрузки на носовой части корабля «Союз»). ; ОС была спроектирована так, чтобы выдерживать температуры входа в атмосферу в любом случае, поэтому ее можно было буксировать в выхлопе ракеты; и у нее были преимущества в случае отказа ракеты-носителя). Однако в окончательном варианте космоплан находился в обычном месте на крыше ракеты-носителя.

Для отработки ОС на дозвуковой фазе захода на посадку должны были быть построены самолеты-аналоги с турбореактивным или ракетным двигателем и запускаемые с воздуха с бомбардировщика Ту-95. Планировалось два, один для дозвуковых (статья 105-11), а другой — до 6-8 Маха (статья 105-12). Единый многоразовый орбитальный пилотируемый образец получил обозначение артикула 105-13.

Важной характеристикой спирали была большая полезная нагрузка, в два-три раза превышающая таковую у обычной ракеты-носителя той же массы. Стоимость килограмма полезной нагрузки на орбиту будет в 3–3,5 раза меньше. Кроме того, система, используя запуск с воздуха, могла достигать любого наклона орбиты, маневрировать в космосе и возвращаться даже в неблагоприятных погодных условиях.

План проекта Spiral был следующим:

• 1967 — Дозвуковой испытательный полет ОС (ст. 105-11)
• 1968 г. — Гиперзвуковой испытательный полет ОС (ст. 105-12)
• 1970 г. — Беспилотный орбитальный полет ОС (космический корабль «Союз» — ст. 105-13).
• 1970 — Начало строительства ГСР.
• 1972 — Первый запуск экспериментального ГСР с двигателем LH2.
• 1977 — Первый пилотируемый орбитальный полет всей системы.

Первичные испытания аэродинамической конструкции ОС на всех режимах полета проводились в аэродинамических трубах ЦАГИ. После этого для более полного исследования гиперзвуковых аэродинамических характеристик и материалов теплозащиты ОС должны были быть построены макеты ОС в масштабе 1: 3 и 1: 2. В отличие от полномасштабной модели, они имели неподвижное крыло и получили обозначение BOR (беспилотный орбитальный ракетоплан).Интерес к проекту на более высоких уровнях советской иерархии было трудно поддерживать из-за огромных потребностей в финансировании, технических трудностей и многолетней программы развития, которая не могла обещать быстрых результатов. После того, как ему сообщили, что он руководит тупиковым проектом, руководитель группы подготовки космонавтов «Спираль» Титов ушел в июле 1970 года. С января 1971 года по ноябрь 1972 года его сменил Филипченко, а затем Хрунов. Незадолго до своего расформирования в декабре 1973 года отряд космонавтов «Спираль» состоял из Илларионова, Хрунова, Кизима, Козельского, Ляхова и Малышева.

С самого начала недофинансированный, проект был наконец переориентирован на простое испытание аналоговых систем без их использования в качестве основы для летной системы. Теперь он получил обозначение EPOS (экспериментальный пилотируемый орбитальный самолет), и на нем должны были летать летчики-испытатели советских ВВС, а не космонавты. В феврале 1976 года, с началом работ по «Бурану», проект был фактически завершен, за исключением испытаний уже построенного дозвукового изделия 105-11. 105-11 включал в себя планер и некоторые системы планируемой орбитальной версии.

Первые полеты EPOS использовали собственный реактивный двигатель для взлета с грунтовых взлетно-посадочных полос с колесами, прикрепленными к передним салазкам. 11 октября 1976 года МиГ 105-11 ЭПОС совершил первый полет, взлетев со старой грунтовой взлетно-посадочной полосы под Москвой, пролетел прямо на высоту 560 м и приземлился в летно-испытательном центре Жуковский в 19 км. Спустя год, 27 ноября, был произведен первый пуск с воздуха с самолета Ту-95К (ранее использовавшегося для испытаний ракеты воздух-земля Х-20) с высоты 5000 м с посадкой на салазках по забитому грунтовому воздуху. полоска. Восьмой и последний полет был совершен в сентябре 1978 года и закончился жесткой посадкой, в результате которой космоплан был списан. Все полеты выполнял летчик-испытатель А.Г. Фестовец. Восемь полетов считались достаточными для характеристики космоплана ».

Работа над «Спиралью» способствовала созданию космолета «Буран». Космические самолеты субшкалы БОР, построенные для Спирали, использовались для испытаний материалов теплозащитного экрана, разработанных для Бурана. Эти беспилотные орбитальные аппараты БОР-4 были оснащены тормозными двигателями. После оборота вокруг Земли космический корабль должен был сходить с орбиты, выполнить планирующий повторный вход, за которым следовало раскрытие парашюта, приводнение в океане и возвращение советскими военно-морскими силами. По сравнению со Спиральным МиГ 105-11 ЭПОС, БОР-4 имел более плоский более широкий корпус с гораздо меньшим вертикальным стабилизатором. Крейсерский турбореактивный двигатель 105-11, кажется, был устранен, а наклонные наконечники стабилизатора были срезаны под углом Маха, что является торговой маркой МиГа.

Хотя официально космоплан Spiral был отменен, есть свидетельства того, что вместо этого проект продолжился. Возможно, было принято решение использовать конфигурацию Spiral OS для более крупного пилотируемого орбитального корабля для запуска с ракеты-носителя «Зенит» (см. «Космический перехватчик Ураган»).

105-11 включал в себя планер и некоторые системы планируемой орбитальной версии. Сам космоплан представлял собой подъемное тело с плоским дном и большим вздернутым носом, за что получил прозвище «Лапот» (деревянный башмак). Было обнаружено, что конструкция носа значительно снижает нагрев остаточного тела при входе в атмосферу и была принята НАСА в его предложении HL-20 1980-х годов. Несущая конструкция, как и у US X-20, состояла из сети подкосов и лонжеронов. Наружная обшивка была шарнирно сочленена для обеспечения теплового расширения при входе в атмосферу. Уникальной особенностью космоплана были изменяемые двугранные крылья. Они были установлены под углом 60 градусов к горизонтали во время запуска, орбиты и входа в атмосферу, где они служили вертикальными стабилизаторами. После того, как они стали дозвуковыми, сдвоенные электрические приводы перемещали их в горизонтальное положение, где они служили крыльями, существенно увеличивая подъемную силу космоплана для операций на воздушном дыхании. Основной корпус космоплана имел угол стреловидности 78 градусов, а крылья — 55 градусов. Большой вертикальный стабилизатор имел стреловидность 60 градусов. Аэродинамические органы управления состояли из вертикального руля направления, элевонов в крыльях и воздушных тормозов, установленных в верхней задней части фюзеляжа. Шасси обычно состояло из четырех салазок в конфигурации с отводом хвоста, причем длинные лобовые салазки сложным образом разворачивались из отсеков шасси, установленных по бокам космоплана над теплозащитным экраном. Большой вертикальный стабилизатор имел стреловидность 60 градусов. Аэродинамические органы управления состояли из вертикального руля направления, элевонов в крыльях и воздушных тормозов, установленных в верхней задней части фюзеляжа. Шасси обычно состояло из четырех салазок в конфигурации с отводом хвоста, причем длинные лобовые салазки сложным образом разворачивались из отсеков шасси, установленных по бокам космоплана над теплозащитным экраном. Большой вертикальный стабилизатор имел стреловидность 60 градусов. Аэродинамические органы управления состояли из вертикального руля направления, элевонов в крыльях и воздушных тормозов, установленных в верхней задней части фюзеляжа. Шасси обычно состояло из четырех салазок в конфигурации с отводом хвоста, причем длинные лобовые салазки сложным образом разворачивались из отсеков шасси, установленных по бокам космоплана над теплозащитным экраном.

В качестве воздушно-реактивного двигателя использовался ТРД Колесов РД-36-35К массой 2350 кгс с 500 кг топлива, что составило 10 минут крейсерского полета на полной тяге. Он использовался с колесами, прикрепленными к передним салазкам, для взлета с грунтовых взлетно-посадочных полос. В орбитальной версии это давало возможность космическому самолету «обогнуть» или отклониться на второй аэродром в случае плохой погоды или ухода на второй круг (изначально такие двигатели должны были быть у американского шаттла, но они были сброшены из-за веса. причины). Двигатель массой 176 кг питался от дорсального воздухозаборника в основании вертикального стабилизатора. Этот прием был покрыт во время запуска и орбитальных операций; исполнительный механизм открыл корпус, как только космоплан достиг дозвуковой скорости.

Орбитальная силовая установка состояла из основного двигателя массой 1500 кгс и двух резервных двигателей по 40 кгс. Управление орбитальной ориентацией и трансляция обеспечивались двумя блоками системы управления реакцией (GDU) в задней части космоплана по бокам от резервных двигателей. Всего имелось шесть двигателей по 16 кгс для грубой регулировки и десять двигателей по 1 кгс для точного маневрирования. Топливные баки этой системы располагались в центре космоплана.

Летчик-космонавт сидел в изолированной спасательной капсуле, которую в случае аварии можно было выбросить из космоплана. Обычно пилот должен был попасть в космоплан через люк над сиденьем. Органы управления состояли из обычной колонки управления и педалей руля направления, с отдельными контроллерами для реактивного двигателя и ракетных двигателей. Автоматическая система навигации и управления (SNAU) управляла аэродинамикой или управлением реакцией в соответствии с режимом боя. Ручное резервное копирование было доступно для аэродинамических органов управления.

Чтобы снизить затраты на разработку, торговые исследования НАСА и ВВС США остановились на конструкции частично многоразового использования. В то время как твердотопливные ракеты-носители были восстановлены, криогенный бак основного топлива активной зоны шаттла был расходным материалом. Главные двигатели и система наведения были восстановлены вместе с орбитальным аппаратом.

Конструкция американского шаттла интенсивно изучалась российскими ракетологами, но важные аспекты были отвергнуты на основании советского инженерного анализа и технологий:

Советский Союз на тот момент не имел опыта производства твердотопливных ракетных двигателей, особенно сегментированных твердотопливных ракетных двигателей того типа, который используется на шаттлах. Глушко отдавал предпочтение ракете-носителю с параллельными жидкостными ракетными ускорителями. Они будут использовать уже разрабатываемый четырехкамерный двигатель Lox / Kerosene с тягой 700 тонн.

Разрабатываемый для шаттла многоразовый главный двигатель Lox / LH2 с тягой 230 т и высоким давлением в камере замкнутого цикла далек от инженерного опыта Советского Союза. Ни один серийный двигатель, использующий это криогенное топливо, никогда не использовался в российских ракетах, и самым крупным из разрабатываемых двигателей был 40-тонный двигатель 11Д57. Глушко считал, что, хотя советский криогенный двигатель тягой 200 тонн может быть разработан за необходимое время, создание многоразового двигателя будет невозможно из-за ограниченного опыта работы с топливом.

Этот вывод привел к другим важным дизайнерским решениям. Если бы использовались только одноразовые двигатели, не было бы необходимости размещать их в возвращающемся транспортном средстве для эвакуации. Это означало, что сам орбитальный аппарат мог быть перемещен с бокового крепления космического челнока на осевое вертикальное положение загрузки. Результатом стала ракета-носитель «Вулкан» — классическая советская ракета-носитель: ступени ускорителей расположены вокруг основной ракеты, а полезная нагрузка установлена ​​наверху. Устранение боковых нагрузок привело к созданию более легкого ускорителя и более гибкого. Транспортное средство можно было адаптировать для работы с широким диапазоном полезной нагрузки за счет использования от двух до восьми ступеней ускорителя вокруг активной зоны, оснащенной от одного до четырех модульных главных двигателей. Либо контейнер для тяжелых беспилотных грузов (в основном элементы Глушко).

Что касается самого пилотируемого орбитального корабля, то специалисты ОКБ-1, разработавшие капсулу «Союз», не одобряли конструкцию крылатого американского шаттла. Из обширных аэродинамических исследований, предпринятых при разработке «Союза», они знали, что в любой конструкции крыла есть большие потери в массе и проблемы с терморегулированием. Их исследования показали, что форма подъемного тела, способная выдерживать большие углы крена на гиперзвуковой скорости, может почти соответствовать конструкции крыла в поперечном диапазоне. Они посчитали, что методы мягкой вертикальной посадки с парашютом и ретророзеткой, разработанные для «Союза», могут быть применены и к более крупным космическим кораблям.

Поэтому предпочтительной конструкцией 1974 года был космический корабль без крыльев, состоящий из кабины экипажа, передней конической секции, цилиндрической секции полезной нагрузки и последней цилиндрической секции с двигателями для маневрирования на орбите. МТКВА будет запущен ракетой-носителем «Вулкан» на орбиту, и после завершения своей миссии совершит управляемый вход в атмосферу с использованием гиперзвуковой подъемной силы 1,0 для выполнения широких маневров поперечной дальности для восстановления на советской территории почти из любая орбита. МТКВА планировал к зоне приземления на малой дозвуковой скорости. Последний маневр приземления будет использовать парашюты для начального торможения, после чего следует мягкое вертикальное приземление на шасси с ретророзетками.

После тщательного детального анализа окончательная конструкция MTKVA, предложенная в мае 1976 года, имела усовершенствованную аэродинамическую форму с округлым треугольным поперечным сечением. Это дало ему возможность выполнять большие углы крена на гиперзвуковых скоростях и увеличивать маневренность на поперечной дальности. Небольших вертикальных стабилизаторов и откидной створки в основании машины было достаточно для маневрирования машины в атмосфере. При раскрытии шасси было обнажено множество небольших ракет с мягким приземлением. 200-тонный аппарат имел массу в два раза больше шаттла и почти в три раза больше полезной нагрузки шаттла.

После двух лет предварительных работ над Вулканом и МТКВА советское военное и политическое руководство объявило национальную потребность в космическом корабле того же класса, что и космический шаттл США. Сравнение с конкурирующими концепциями показало, что, несмотря на очевидные преимущества подхода MTKVA, с этой конструкцией были серьезные технические и эксплуатационные проблемы. Сама реализация вертикальной посадки сопряжена со значительным техническим риском — и значительным операционным риском при выполнении быстрой и сложной серии операций, необходимых для выполнения посадки. Также были проблемы с наземным обслуживанием — как двигать машину после приземления, особенно если это происходило за пределами нормальной зоны приземления. Окончательный анализ проблем показал, что рациональным решением был орбитальный аппарат летательного типа. Конструкции MTKVA и Vulkan были модифицированы под этот заказ. Орбитальный аппарат «Буран», прямая аэродинамическая копия американского космического корабля «Шаттл», пришедший на замену МТКВА, был перемещен в боковое положение. Но двигатели по причинам, указанным ранее, остались в основной машине. Жидкостные ускорители были сохранены, но их количество уменьшено до четырех. После стресса от боковых пусковых нагрузок полученные ракета-носитель «Энергия» и космический самолет «Буран» имели только половину полезной нагрузки первоначальной конструкции. Только рассматривая эту эволюционную историю, можно понять конструкцию Энергии / Бурана. остался в основной машине. Жидкостные ускорители были сохранены, но их количество уменьшено до четырех. После стресса от боковых пусковых нагрузок полученные ракета-носитель «Энергия» и космический самолет «Буран» имели только половину полезной нагрузки первоначальной конструкции. Только рассматривая эту эволюционную историю, можно понять конструкцию Энергии / Бурана. остался в основной машине. Жидкостные ускорители были сохранены, но их количество уменьшено до четырех. После стресса от боковых пусковых нагрузок полученные ракета-носитель «Энергия» и космический самолет «Буран» имели только половину полезной нагрузки первоначальной конструкции. Только рассматривая эту эволюционную историю, можно понять конструкцию Энергии / Бурана.

Чтобы снизить стоимость разработки и риски, исследования NASA и USAF по торговле шаттлами остановились на конструкции частично многоразового использования. В то время как твердотопливные ракеты-носители были восстановлены, криогенный бак основного топлива активной зоны шаттла был расходным материалом. Главные двигатели и система наведения были восстановлены вместе с орбитальным аппаратом.

Конструкция американского шаттла интенсивно изучалась российскими ракетологами, но важные аспекты были отвергнуты на основании советского инженерного анализа и технологий:

Советский Союз на тот момент не имел опыта производства больших твердотопливных ракетных двигателей, особенно сегментированных твердотопливных ракетных двигателей того типа, который используется на шаттлах. Глушко отдавал предпочтение ракете-носителю с параллельными жидкостными ракетными ускорителями. Они будут использовать уже разрабатываемый четырехкамерный двигатель Lox / Kerosene с тягой 700 тонн.

Разрабатываемый для шаттла многоразовый главный двигатель Lox / LH2 с тягой 230 т и высоким давлением в камере замкнутого цикла далек от инженерного опыта Советского Союза. Ни один двигатель, работающий на этом криогенном топливе, никогда не использовался в российских ракетах, и крупнейшим из разрабатываемых таких двигателей был 40-тонный двигатель 11Д57. Глушко считал, что, хотя советский криогенный двигатель тягой 200 тонн может быть разработан за необходимое время, создание многоразового двигателя будет невозможно из-за ограниченного опыта работы с топливом.

Этот вывод привел к другим важным дизайнерским решениям. Если бы использовались только одноразовые двигатели, не было бы необходимости размещать их в возвращающемся транспортном средстве для эвакуации. Это означало, что сам орбитальный аппарат мог быть перемещен с бокового крепления космического челнока на осевое положение в верхней части ядра ракеты. Результатом стал Вулкан — классическая советская ракета-носитель: ступени ускорителей расположены вокруг основной ракеты, а полезная нагрузка установлена ​​наверху. Устранение боковых нагрузок привело к созданию более легкого ускорителя и более гибкого. Транспортное средство можно было адаптировать для работы с широким диапазоном полезной нагрузки за счет использования от двух до восьми ступеней ускорителя вокруг активной зоны, оснащенной от одного до четырех модульных главных двигателей. Либо контейнер для тяжелых грузов (лунная база ЛЭК Глушко), либо военные »

Что касается самого пилотируемого орбитального корабля, были тщательно изучены три различные основные конфигурации, а также ряд более радикальных предложений. Очевидным выбором была прямая аэродинамическая копия американского шаттла. Форма шаттла была выбрана НАСА и ВВС США только после кропотливого итеративного анализа более 64 альтернативных конфигураций с 1968 по 1972 год. Очевидно, что советским инженерам было бы полезно воспользоваться преимуществами этого огромного объема работы.

Однако специалисты НПО «Энергия», разработавшие капсулу «Союз», не одобрили конструкцию крылатого американского шаттла. Из обширных аэродинамических исследований, предпринятых при разработке «Союза», они знали, что в любой конструкции крыла есть большие потери в массе и проблемы с терморегулированием. Их исследования показали, что форма подъемного тела, способная выдерживать большие углы крена на гиперзвуковой скорости, может почти соответствовать конструкции крыла в поперечном диапазоне. Поэтому их предпочтительной конструкцией 1974 года был космический корабль без крыльев, состоящий из кабины экипажа в передней конической секции, цилиндрической секции полезной нагрузки и последней цилиндрической секции с двигателями для маневрирования на орбите. Этот бескрылый МТКВА планировал к зоне приземления на малой дозвуковой скорости. Последний маневр приземления будет использовать парашюты для начального торможения, с последующей мягкой вертикальной посадкой на трелевочные шасси с использованием ретроков. После тщательного детального анализа окончательная конструкция MTKVA, предложенная в мае 1976 года, имела усовершенствованную аэродинамическую форму с округлым треугольным поперечным сечением. 200-тонный аппарат имел массу в два раза больше шаттла и почти в три раза больше полезной нагрузки шаттла.

Третья конфигурация представляла собой меньший космоплан, запущенный ракетой-носителем типа «Протон». ОКБ «МиГ» разрабатывало космический самолет с подъемным корпусом «Спираль» с 1965 года, но проект был недофинансирован и на годы отставал от графика. Спираль была амбициозной концепцией, которая должна была быть запущена на первой ступени гиперзвукового дыхания воздухом. Но сам космоплан был усовершенствован по форме в результате многолетних анализов, испытаний в аэродинамической трубе и суборбитальных суб-масштабных модельных испытаний. ОКБ Челомея, чей космоплан «Ракетоплан» был отменен в 1965 году вместо «Спирали», также имело соперника — ЛКС. Очевидно, ничто не связано с более ранними конструкциями Ракетоплана, здесь использовалось крыло типа шаттла на меньшем 20-тонном космическом корабле.

Постановление правительства 132-51, разрешающее разработку системы «Энергия-Буран», было издано 12 февраля 1976 года под названием «О разработке МКС (многоразовой космической системы)», состоящей из ступеней ракет, орбитального самолета, межорбитального буксира, систем наведения средства запуска и посадки, средства сборки и ремонта и другие сопутствующие объекты с целью вывода на 200-километровую северо-восточную орбиту полезной нагрузки 30 тонн и возврата полезной нагрузки 20 тонн ». Руководителем программы было назначено Министерство обороны, а генеральным подрядчиком — НПО «Энергия». Официальная военная спецификация (ТТЗ) была выпущена одновременно с кодовым названием «Буран». Заявление Президиума от 18 декабря 1976 г. предписывало сотрудничество между всеми заинтересованными организациями-пользователями, исследователями и производственными организациями в реализации проекта. Главным конструктором в НПО «Энергия» был И. Н. Садовский. Главным конструктором ракеты-носителя был Ю.П. Коляко, а орбитального корабля П.В. Цыбин. НПО Южное на Украине будет производить ракеты-носители. В то время как НПО «Энергия» будет строить ускорительные двигатели, основные двигатели Lox / LH2 будут построены Косбергом. Chelomei и MiG должны были продолжить, на скромном уровне, проектирование и испытания своих небольших космических самолетов LKS и Spiral в качестве резервных копий.

В спецификации TTZ изложены требования к полезной нагрузке, немного превышающие те, которые установлены для американского шаттла. Требовалось, чтобы орбитальный аппарат OK выполнял следующие задачи:

• Отказ от использования космоса в военных целях противником
• Исследование вопросов, представляющих интерес для армии, науки и народного хозяйства.
• Прикладные военные исследования и эксперименты с использованием крупных космических комплексов
• Доставка на орбиту и возврат на Землю космических кораблей, космонавтов и припасов.
• Доставка 30-тонной полезной нагрузки на 200-километровую орбиту с наклонением 50,7 градуса с последующими 7-дневными орбитальными операциями и возвращением 20-тонной полезной нагрузки на Землю.
• Воспользуйтесь технологиями, разработанными для американского космического челнока, для расширения возможностей советских космических технологий.

MTKVA и Vulkan использовались в качестве отправной точки, но были модифицированы для соответствия этому требованию. Изучение конкурирующих конструкций показало, что, несмотря на очевидные преимущества подхода MTKVA, с этой конструкцией были серьезные технические и эксплуатационные проблемы. Сама реализация вертикальной посадки сопряжена со значительным техническим риском — и значительным операционным риском при выполнении быстрой и сложной серии операций, необходимых для выполнения посадки. Также были проблемы с наземным обслуживанием — как двигать машину после приземления, особенно если это произошло за пределами нормальной зоны приземления. Окончательный анализ проблем показал, что рациональным решением был орбитальный аппарат летательного типа. Решение о копировании конфигурации космического корабля подверглось резкой критике. Но в более ранних исследованиях рассматривались многочисленные типы компоновок самолетов, конструкции с вертикальным взлетом, а также варианты с наземным и морским запуском. Инженеры НПО «Энергия» не смогли найти конфигурации, которая была бы объективно лучше. Это только подтвердило колоссальный объем работы, проделанной в США по доработке дизайна. Не было никакого смысла выбирать другое некачественное решение только потому, что оно было оригинальным.Поэтому 11 июня 1976 года в качестве конфигурации орбитального корабля была выбрана прямая аэродинамическая копия американского космического челнока. МиГ был выбран в качестве субподрядчика для создания орбитального корабля. Для этого на «МиГе» было создано новое конструкторское бюро «Молния», главным конструктором которого стал Г.Е. Лозино-Лозинский. Испытания в аэродинамической трубе проводились на широком диапазоне возможных компоновок ступеней ракет и позиций орбитального корабля. В конце концов, «Буран» был переведен в боковое положение, как и у американского космического корабля «Шаттл». Главные двигатели по причинам, указанным ранее, остались в основной машине. Жидкостные ускорители были сохранены, но их количество уменьшено до четырех. После повторного напряжения для боковых пусковых нагрузок полученная ракета-носитель «Энергия» имела половину стартовой массы и полезной нагрузки «Вулкана». Этого было достаточно, чтобы нести «Буран» с требуемой внутренней полезной нагрузкой в ​​30 тонн.

Эскизный проект МКС был завершен 12 декабря 1976 года. Военные присвоили системе индексный номер 1К11К25, а ракете-носителю артикул 11К25. Эскизный проект был рассмотрен экспертной комиссией в июле 1977 г., в результате чего было принято постановление правительства № 1006-323 от 21 ноября 1977 г., устанавливающее план развития. Технический проект был завершен в мае 1978 года. План летных испытаний в начале проекта предусматривал первый запуск ракеты-носителя в 1983 году, а полезной нагрузкой был беспилотный макет орбитального корабля OK-ML-1. У него не будет теплозащитного экрана, и он останется прикрепленным к усилителю. Второй макет ОК-МЛ-2 будет использован при втором пуске, но будет отделен от машины после сгорания. Однако он также был бы без теплозащитного экрана и был бы растянут. Первый беспилотный полет «Буран» должен был совершить в 1984 году.

Утвержденная компоновка ракеты-носителя состояла из основной ступени Block Ts, окруженной 4 жидкостными ракетными ускорителями Block A и орбитальным кораблем «Буран» или контейнером с полезной нагрузкой. Во время сборки, транспортировки и на площадке они были прикреплены к модулю пусковых услуг Блока Я, который обеспечивал все пневматические, электрические, гидравлические и другие услуги для транспортного средства перед запуском.

Модульная конструкция «Энергия» может использоваться с полезной нагрузкой от 10 до 200 тонн с использованием различных комбинаций ступеней ускорителя, количества модульных главных двигателей в основной ступени и верхних ступеней. Версия с двумя ступенями ускорителя получила кодовое название Groza; с четырьмя разгонными ступенями — «Буран»; а версия с шестью ступенями ускорителя сохранила название Vulkan. Диаметр активной зоны 7,7 метра определялся максимальным размером, с которым можно было работать с помощью существующего подъемно-транспортного оборудования, разработанного для программы N1. Диаметр ступеней ускорителя 3,9 метра был продиктован максимальным размером для железнодорожных перевозок из Украины.

Выбор топлива вызвал большие споры. Вновь было рассмотрено использование твердого топлива в ступенях ускорителя, которое используется в космическом шаттле. Но советское производство твердотопливных двигателей ограничивалось небольшими унитарными двигателями для межконтинентальных баллистических ракет и БРПЛ. Технологической базы для производства сегментированных твердотопливных двигателей не было, транспортировка моторных секций также представляла проблемы. Окончательное решение заключалось в использовании для ускорителей знакомого жидкого топлива Lox / Kerosene. В 1960-х годах Глушко выступал за использование токсичных, но способных к хранению химического топлива в ракетах-носителях и ожесточенно боролся с Королевым по этому поводу. Удивительно, что теперь он согласился использовать Lox / Kerosene. Но Королев был мертв, а N1 провалился. Позиция Глушко была подтверждена,

Другой фактор, возможно, заключался в том, что топливо активной зоны в любом случае должно было быть криогенным. Рассматривались пропелленты Lox / Kerosene для активной зоны, но основная цель проекта заключалась в достижении технологического паритета с Соединенными Штатами за счет использования разработанных там технологий. Главным из них в области ракетной техники на жидком топливе было использование топлива Lox / LH2. Поэтому двигатели активной зоны были основаны на главном двигателе космического корабля многоразового использования (SSME) США с такой же номинальной тягой и характеристиками удельного импульса.

Хотя SSME, возможно, был отправной точкой, советские двигатели опережали Соединенные Штаты во многих других детальных аспектах проектирования жидкостных ракет. К середине 60-х годов США практически отказались от разработки двигателей на жидком топливе, за исключением SSME. Американские военные предпочитали использовать твердотопливные ракетные двигатели для ракет и ускорителей. Русские ракетные инженеры всю свою жизнь совершенствовали военные ракеты на жидком топливе и никогда не отдавали предпочтение твердому топливу. Поэтому российские двигатели с жидким кислородом / керосином и N2O4 / UDMH имели гораздо более высокие характеристики, чем в США. Вклад уникальной советской технологии и неизбежные изменения, произошедшие в процессе разработки, привели к тому, что главный двигатель МКС РД-0120 в деталях отличался от SSME, сохраняя при этом те же характеристики.

Основываясь на этом сочетании зрелых американских технологий и советских инноваций, RD-0120 имел относительно беспроблемную программу разработки. Последний двигатель представлял для Советского Союза новые технические решения в области надежности двигателя, управления, дроссельной заслонки и производительности. Это были первые полностью дроссельные советские двигатели и их первые серийные двигатели Lox / LH2.

В отличие от этого двигатель РД-170 для ступени ускорителя был чисто советской конструкцией и претерпевал медленную и сложную программу разработки. Это были именно те двигатели замкнутого цикла на жидком кислороде / керосине, против разработки которых Глушко выступал в 1960-х годах. Вдобавок ТТЗ требовало, чтобы они были многоразовыми для десяти миссий. Глушко вернулся к своему старому решению, когда не смог справиться с проблемами стабильности сгорания: двигатель, состоящий из четырех камер, питаемых от обычных турбонасосов. Обеспечение надлежащего охлаждения стенок для камер сгорания с высокой температурой / высоким давлением временами казалось нерастворимым. Одна проблема следовала за другой, и, наконец, РД-170 стал основным элементом, с завершенными ступенями ракеты, но без двигателей. Когда затраты достигли потолка проекта, Глушко и министру Афанасьеву пришлось довести борьбу до высших эшелонов советского руководства. Но Глушко защитил своих людей, сохранил свою работу, и проблемы в конце концов были решены.

Бустерные ступени Блока А 11С25 находились в ведении КБ Южное на Украине, генерального конструктора Ф. Уткина. Их предполагалось использовать повторно десять раз, поэтому они были оснащены парашютными контейнерами. Твердотопливные ракеты мягкой посадки в парашютных стропах обеспечивали мягкую посадку на дальность. Неясно, как 35-тонные ускорители должны были быть доставлены на базу для повторного использования.

В 1979 году габаритный макет ракеты-носителя EUK13 был доставлен на Байконур для проведения демонстраций и изготовления оснастки. Непрерывные проблемы с разработкой ракет-носителей привели к перетряске руководства на Южном в январе 1982 года. К этому времени проект отставал от графика на несколько лет. Первоначально запланированный первый полет в 1983 году был явно недостижим. Также в 1982 году был завершен транспортный самолет 3М-Т и начата поставка топливных баков центрального блока и элементов конструкции для создания реалистичного макета ускорителя. 3М-Т был сильно модифицированным бомбардировщиком М-4, и его грузоподъемность ограничивалась 50 тоннами, которые размещались на верхней части фюзеляжа. К декабрю 1982 года был завершен макет 4М Энергия, после чего в мае-октябре 1983 года были проведены динамические / вертикальные / нагрузочные испытания.

Стенд для испытаний систем ОК-КС «Буран» был построен в НПО «Энергия» для проведения испытаний, невозможных на других стендах. Они включали электрическую схему, пневмогидравлические испытания в условиях прерывания, испытания EMI, реакцию на отказ, телеметрию, интерфейс с ракетой-носителем, испытание программных систем. Испытательный стенд был завершен в августе 1983 года, а серия испытаний завершилась в марте 1984 года. 77% испытаний ОК были автоматизированы, по сравнению с только 5% для Союза-ТМ.

Ограничение в 50 единиц полезной нагрузки для транспорта 3М-Т означало, что орбитальные аппараты «Буран» должны были быть доставлены на космодром в крайне неполном и разобранном состоянии. Они были доставлены без орбитальных систем, моторного отсека, кабины экипажа, вертикального стабилизатора, шасси и только с 70% плит теплозащитного экрана. Это означало, что сложные операции окончательной сборки пришлось проводить на МИК-ОК на Байконуре. Макет орбитального корабля ОК-МЛ-1 прибыл на 3М-Т на Байконур в декабре 1983 года (похоже, это было в хорошей советской традиции, когда отдельные предприятия доказывали, что они выполнили план, даже если метод выполнения этого ОК-МЛ-1 должен был быть использован при первом запуске «Энергии» в конце 1983 года. Поставив его на Байконур до 31 декабря, строители космических кораблей могли заявить: «ну,

С марта по октябрь 1985 года активная ступень Ц вернулась на УКСС для испытаний на хладотекучесть. В общей сложности девять циклов криогенной заправки были завершены с помощью макета 4М Энергия, что представляет собой первое в мире эксплуатационное использование переохлажденного водорода.

Аналогичный летательный аппарат OK-GLI «Буран» для горизонтального дозвукового захода на посадку и посадки был доставлен в Жуковский испытательный летный центр под Москвой, после чего 10 ноября 1985 года состоялся его первый полет с космонавтом Игорем Волком за штурвалом. Две летающие лаборатории на базе Транспортные средства Ту-154 использовались до этого для дублирования программного обеспечения предполагаемых систем управления и тестирования «Буран». Перед первым полетом «Бурана» они совершили 140 полетов, в том числе 69 автоматических посадок в Жуковском и на Юбилейном аэродроме на Байконуре.

В декабре 1985 года на Байконур прибыли крылья первого рейса ОК. За этим последовало то, что должно было стать первым 20-секундным пусковым испытанием главного двигателя Энергии. Это было прекращено через 2,58 секунды, когда система автоматического управления обнаружила медленное раскручивание турбины двигателя. При первой попытке полного испытания утечки гелия загрязнили электрогидравлические системы, что привело к ситуации, когда резервуары не могли быть опорожнены. Инженерной бригаде пришлось 55 минут поработать на заправленном ускорителе, пристроить еще один баллон с гелием, что привело к успешной выгрузке топлива из машины. Второе испытание двигателя было полным успехом, двигатель работал 390 секунд. Это испытание потребовало, чтобы весь город Ленинск был без воды в течение десяти дней, чтобы накопить достаточно воды для системы охлаждения UKSS.

К январю 1986 года стало ясно, что проект, отставший от графика на три года, не имеет шансов на завершение из-за проблем с поставками оборудования для «Бурана», многочисленных проблем со сборкой орбитальных аппаратов и нехватки рабочей силы на Байконуре, а также из-за общей потери экипажа. фокус управления. Министр О.Д. Бахнов вызвал на космодром большую группу лидеров отрасли для рассмотрения мер по концентрации и ускорению оставшихся работ. Были созданы три «Тигровые команды». Первый, возглавляемый Семеновым, должен был завершить полет орбитального корабля «Буран» и связанных с ним объектов к запуску в третьем квартале 1987 года. Второй, под руководством Б.И. Губанова, должен был в кратчайшие сроки доделать ракету-носитель «Энергия» и запустить ее без макетов «Бурана», если это необходимо. Третья группа под руководством С.С. Банина должна была завершить монтажно-пусковое производство.

Этим группам были предоставлены неограниченные полномочия для получения необходимых ресурсов для выполнения своих миссий. Как это обычно бывает с аварийными программами, параллельная работа означала некоторое дублирование усилий и некоторую работу приходилось повторять, чтобы учесть изменения, внесенные другими группами. Но результаты не заставили себя ждать. Только на объекте 211 на Байконуре к марту 1986 года штат увеличился с 60 до 1800 человек.

Первая полезная нагрузка «Буран» — 37-килобайтный модуль с серийным номером 37070 — прибыла на Байконур в феврале 1986 года. Эти 37-килобайтные модули, аналогичные модулю «Квант» космической станции «Мир», должны были быть стандартными для первых полетов «Бурана». Сам 37KB-37070 в основном содержал приборы для измерения характеристик орбитального аппарата и его конструкции во время его первого полета.

Как и в случае с американским шаттлом, установка плитки была большой проблемой. Однако, как только была предоставлена ​​соответствующая рабочая сила, работа была завершена за три месяца. Электрические испытания летательного аппарата «Буран» начались в мае 1986 года. Испытания блока двигателя ODU орбитального корабля выявили явный дефект в клапанах газообразного кислорода системы управления реакцией. Хотя это грозило задержкой полета Бурана, в конечном итоге было обнаружено, что это проблема программного обеспечения, и она была устранена в течение нескольких дней.

В августе-сентябре 1986 г. были проведены дальнейшие испытания «Энергии» УКСС в рамках подготовки к испытательному пуску без «Бурана». Они проводились с использованием макета полезной нагрузки и твердотопливных ракетных двигателей для имитации нагрузок от ракет-носителей. Вслед за этой машиной для первого фактического запуска была выбрана модель 6SL. Сама по себе ракета-носитель без «Бурана» была названа Глушко «Энергия» незадолго до старта. «Энергия» должна была вывести на орбиту военную боевую станцию ​​»Скиф-ДМ» Полюс «. За этим должно было последовать десять полетов «Энергии-Буран», из которых только первый должен был быть беспилотным.

Из-за задержек с завершением строительства огромного статического испытательного стенда на Байконуре, на котором можно было бы испытать весь парк автомобилей «Энергия», было решено запустить его без проверки, которую предоставят испытания. Запуск 6SL планировался на 11 мая 1987 года в 21:30 мск. Он был отложен на пять часов, когда была обнаружена утечка в секции распределения электроэнергии блока 3А, затем еще на час из-за неисправности термостата LH2. Ракета-носитель сработала успешно, но полезная нагрузка не смогла выйти на орбиту из-за отказа системы наведения.

После того, как ракета-носитель была окончательно испытана, основное внимание было уделено подготовке Бурана к полету. Были рассмотрены два варианта первого беспилотного полета: трехдневный полет или двухорбитальный полет. Трехдневный полет будет представлять собой полную перетряску систем орбитального корабля, но потребует, чтобы большинство систем орбитального корабля были завершены и сертифицированы для полета. Полет на две орбиты может быть выполнен без топливных элементов, открытия дверей отсека с полезной нагрузкой, развертывания радиаторов и т. Д. Это может быть выполнено раньше и докажет необходимость систем автоматического запуска, орбитального маневра и посадки.

Пока шли эти дебаты, работники проекта, в том числе космонавты Волк и Леонов, направили в Советское правительство коллективное письмо. В этом письме утверждалось, что первый полет должен быть пилотируемым, как и американский космический шаттл. Для решения вопроса была назначена специальная комиссия по изучению альтернатив. Комиссия приняла решение в пользу автоматического полета на двух орбитах.

«Буран» впервые был перемещен на стартовую площадку 23 октября 1988 г. Стартовая комиссия собралась 26 октября 1988 г. и назначила 29 октября в 06:23 московского времени первый полет первого орбитального корабля «Буран» (рейс 1К1). За 51 секунду до запуска, когда управление обратным отсчетом переключилось на автоматизированные системы, проблема с программным обеспечением вынудила компьютерную программу прервать старт. Было обнаружено, что проблема связана с поздним отсоединением шлангокабеля обновления гироскопа. Проблема с программным обеспечением была устранена, и следующая попытка была назначена на 15 ноября в 06:00 (03:00 GMT). Наступило утро, погода была шквала снега с ветром 20 м / с. Критерий прерывания пуска составил 15 м / с. Директор по запуску все равно решил поторопиться. После 12 лет разработки все прошло идеально. Буран массой 79,4 тонны, отделился от активной зоны блока Ц и вышел на временную орбиту с перигеем -11,2 км и апогеем 154,2 км. В апогее Берн выполнил маневр со скоростью 66,6 м / с и вышел на орбиту Земли размером 251 км x 263 км. В отсеке с полезной нагрузкой находился модуль 37KB, серийный номер 37071 массой 7150 кг. После 140 минут переоснащения в полете общая дельта-v составила 175 м / с. Через 206 минут после пуска в сопровождении Игоря Волка на истребителе МиГ-25 «Буран» приземлился на скорости 260 км / ч при боковом ветре 17 м / с на взлетно-посадочной полосе «Юбилейная» с разбегом на посадку 1620 м. Полностью автоматический запуск, орбитальный маневр, отклонение от орбиты и точная посадка космоплана размером с авиалайнер во время его первого полета были беспрецедентным достижением, которым Советы справедливо гордились.

Но и этот триумф был последним ура. Буран больше никогда не полетит. Советский Союз разваливался, и амбициозным планам использования Бурана для создания орбитального защитного щита, обновления озонового слоя, утилизации ядерных отходов, освещения полярных городов, колонизации Луны и Марса не суждено было сбыться. Хотя финансирование никогда официально не отменялось, оно прекратилось и полностью исчезло из государственного бюджета после 1993 года.

Первоначально планировалось построить три орбитальных корабля, но в 1983 году их количество было увеличено до пяти. Конструктивно первые три орбитальных аппарата были практически завершены, а два дополнительных остались незавершенными, за исключением двигателей. Окончательный план испытательного полета «Буран» в начале 1989 года был следующим образом:

• Рейс 2 (2K1) — четвертый квартал 1991 года — первый полет второго орбитального аппарата, один-два дня без участия человека, с 37KB s / n 37071.
• Рейс 3 (2K2) — первый или второй квартал 1992 г. — второй орбитальный аппарат, 7-8-дневный беспилотный полет с полезной нагрузкой 37 КБ, серийный номер 37271. Орбитальный аппарат открывал бы двери отсека для полезной нагрузки, приводил в действие манипулятор, стыковался с Миром и возвращался в земля.
• Flight 4 (1K2) — 1993 — беспилотный, второй полет первого орбитального аппарата, 15-20 дней с 37KB s / n 37270
• Рейс 5 (3К1) — 1994 или 1995 год — первый полет третьего орбитального корабля. Первый пилотируемый полет; третий орбитальный аппарат был первым, оснащенным системами жизнеобеспечения и катапультными креслами. Два космонавта доставят модуль 37KBI на «Мир», используя манипулятор «Буран», чтобы состыковать его с модулем «Кристалл» станции.

Разработка ракеты-носителя обошлась в 1,3 миллиарда рублей, а общий экономический эффект оценивается в 6 миллиардов рублей. Общая стоимость проекта «Энергия-Буран» оценивалась в 14,5 млрд рублей. В нем задействовано 1206 субподрядчиков и 100 государственных министерств. Стоимость «Бурана» — значительная часть усилий по поддержанию стратегического и технического паритета с Соединенными Штатами — способствовала краху советской системы и ее собственной гибели. Сегодня орбитальные аппараты находятся в своих актовых залах на Байконуре, покрытые пылью. Основные сцены «Энергии» находятся в актовом зале МИК, огромные экспонаты. Ступени ускорителей находятся в заброшенных рядах, их двигатели разобраны для более прибыльного использования на ускорителях Zenit и Atlas, выпущенных американскими компаниями. Макет орбитального аппарата стоит в безопасной зоне, тихо рассыпаясь в пустыне. Жилые дома пустуют. В остальном тишина.

Техническое описание Буран

Буран имеет ту же аэродинамическую форму и размер, что и шаттл, но отличается в деталях. В следующей таблице сравниваются два космоплана:

Обзор

Орбитальный корабль «Буран» был рассчитан на 100 полетов. Оптимальный экипаж — четыре: пилот, второй пилот и два космонавта, специализирующихся на открытом космосе и работе с полезной нагрузкой. Эти четыре члена экипажа находились на верхней палубе, и всем им были предоставлены катапультные кресла. Однако до десяти членов экипажа можно было разместить на дополнительных сиденьях на нижней палубе. Четыре-шесть из них будут исследователями, в зависимости от миссии. «Буран» может достичь 1700 км дальности полета при входе в атмосферу, защищенный 39 000 плиток двух типов. Плитка из синтетического кварцевого волокна использовалась в зонах с низкой температурой, а черная плитка из высокотемпературного органического волокна использовалась в зонах с высокой температурой. Для носовой части и передней кромки крыла использовался углерод-углеродный материал.

Для «Бурана» было разработано модульное универсальное оборудование, которое будет использоваться на других космических кораблях и космических станциях. К ним относятся стыковочный модуль, воздушный шлюз, рука манипулятора и подставка для полезной нагрузки. Эти элементы составляли 12 000 кг отрывной массы «Бурана».

Последовательность запуска «Бурана» была следующей:

• T -30 минут — начинается загрузка LH2 и очищается колодка
• Т-11 минут — пусковые системы переходят в автоматическую последовательность
• T -8 секунд — основные двигатели загораются
• T = 0 — зажигание стартовых двигателей; взлет
• T +150 секунд — Бустеры отделяются на высоте 60 км.
• T +480 секунд — Ядро выгорает на высоте 110 км (снова входит в Тихий океан). «Буран» отделяется, и двигатели срабатывают 67 секунд на высоте 160 км.
• T + 47 минут — «Буран» выполняет 42-секундный цикл циуляризации на высоте 250 км.

Максимальная полезная нагрузка «Бурана» составляла 30 тонн на орбиту с углом 50,7 градуса в 250 км при загрузке 8 тонн топлива. 27 тонн можно было разместить на расстоянии 450 км с максимальной загрузкой топлива 14,5 тонн. Дополнительные топливные баки, установленные в отсеке для полезной нагрузки, позволят орбитальному аппарату достичь апогея орбиты до 1000 км. Максимальная посадочная масса составляла 87 тонн при полезной нагрузке 20 тонн; номинальная посадочная масса составляла 82 тонны при полезной нагрузке 15 тонн. Нормальная продолжительность полета составляла 10 дней, которую можно было продлить до 30 дней с дополнительными расходными баками и припасами. Перегрузка экипажа не превышала 3,0 G на подъеме и 1,6 G на входе. У «Бурана» коэффициент аэродинамического сопротивления составлял 1,5 гиперзвуковой и 5,0 дозвуковой. Посадочная скорость составляла 312 км / час номинальная и 360 км / час с максимальной полезной нагрузкой. Посадочный пробег с тремя тормозными парашютами составлял от 1100 до 2000 м.Кабина экипажа — Кабина экипажа «Буран» имела общий жилой объем 73 куб. м и состоял из двух секций. Верхний командный модуль имел два места экипажа (RM-1 и RM-2) для пилота и второго пилота, оборудованные катапультными креслами. Также в потолке кабины имелся аварийный эвакуационный люк, через который можно было выходить по тросам в случае аварийной посадки или посадки в море. Более поздний вариант предусматривал два двойных катапультных кресла для четырех членов экипажа. Органы управления в командном модуле: модуль командного наведения МКП, гиростабилизирующая платформа ГСП; Радиовысотомер РВВ; и система визуализации навигации NIVS. Нижняя часть кабины представляла собой жилую кабину БО, в которой могли разместиться до 8 дополнительных космонавтов. На бортпроводников были надеты скафандры «Стриж», что обеспечило пять минут автономной подачи кислорода в случае разгерметизации кабины. Выход в открытый космос будет проводиться с использованием костюмов «Орлан», разработанных для «Салюта» и «Мира».

Отсек полезной нагрузки — секция полезной нагрузки OPG, 18,55 м x 4,65 м, также вмещала электронику системы наведения, системы управления двигателем, трубопроводы и трубопроводы топлива, электрические генераторы топливных элементов и баки с реагентами топливных элементов. Согласно миссии, в отсеке для полезной нагрузки также находилось удерживающее приспособление для люльки для полезной нагрузки SKPG и соответствующие электрические / электронные / гидравлические / пневматические интерфейсы; стыковочный модуль СМ (сферический, диаметром 2,67 м с цилиндрическим туннелем); андрогинный стыковочный модуль APAS.

Базовый блок — В базовом блоке BB размещался модульный блок двигателя орбитального аппарата ODU, три вспомогательных силовых блока VSU (разделенных на левый и правый модули), гидравлическую систему и герметичный приборный отсек.

Крылья — профиль крыла был разработан ЦАГИ после многих испытаний на всех скоростных режимах. Базовое крыло с двойным треугольником имеет стреловидность 45 градусов, а у перчаток — 78 градусов. Форма крыла состоит из симметричного базового файла, толщина шнура 12%, длина 40%. Фюзеляж цилиндрической формы с переходным сечением 14 градусов. Вертикальный стабилизатор имеет стреловидность 60%.

Конструкционные материалы — Конструкция орбитального аппарата изготовлена ​​из обычного авиационного алюминиевого сплава D16. Детали фюзеляжа были из алюминия 1163, а модуль кабины из алюминия 1205. Титан VT23 использовался в высокопрочных конструктивных элементах — лонжеронах пояса крыльев, гаечных ключах фюзеляжа, ствольной части отсека полезной нагрузки, перчатках крыла и крыле. гаечные ключи для фюзеляжа, несущие грузы ракеты-носителя. В отсеке для полезной нагрузки использовались одеяла Nomex.

Основные системы:

• Вспомогательная силовая установка — ВСУ вырабатывала от 17 до 105 кВт от турбины 5500 об / мин, работающей на гидразиновом топливе. Блок 235 кг был снабжен 180 кг гидразина, что позволяло 75 минут работы во время операций запуска и посадки.
• ODU Orbital Propulsion Unit — Уникальный ODU полностью отличался от американских систем шаттла. Два перезапускаемых многоразовых главных двигателя по 8800 кгс были разработаны на базе 11D68, используемого в разгонном блоке D «Протон». Они сжигали нетоксичный жидкий кислород и синтин (синтетический керосин). Система управления реакцией, работающая от тех же топливных баков, использовала газообразный кислород и синтин. Два маршевых двигателя имели удельный импульс 362 секунды и обеспечивали полный импульс 5 миллионов кгс-секунд для орбитальных операций. С дополнительными топливными баками была возможна маневренность до 9,7 млн ​​кгс / сек. Двигатели ориентации состояли из реактивных управляющих реактивных двигателей 38 х 400 кгс и 8 х 20 кгс с удельным импульсом от 275 до 295 секунд.Наведение — «Буран» оснащался системой дублирования управления полетом АИК и гироплатформой. В отличие от «Союза», это была штатная система, которая не требовала выравнивания платформы и раскрутки для каждого маневра. Автоматизированная система полета могла обнаруживать отказы системы и переключаться на резервное оборудование. Были сохранены альтернативные программы для аварийных полетов. Все операции стыковки и манипулятора также были автоматизированы, за исключением последнего этапа стыковки при использовании манипулятора. Радионавигационные системы, построенные «Вымпел» и разработанные НИП Громовым, объединяли несколько радионавигационных средств для обеспечения дублирующих средств точной автоматической посадки. Ручное управление использовалось только в качестве резервного, когда все остальное не помогало.Топливные элементы — производства Уральского электрохимического комбината (УЭК), Савчук. Они вырабатывали 30 кВт при удельной мощности 600 Вт-час / кг. Это были первые работающие в СССР топливные элементы и первые в мире, в которых использовались криогенные водород и кислород в критической фазе. Четыре топливных элемента питались от двух сферических водородных криостатов, двух кислородных криостатов и двух отстойников. Вода, которую они производили в качестве побочного продукта, использовалась для нужд водоснабжения орбитального корабля. Криогеника на борту «Бурана» без охлаждения проработает от 15 до 20 дней.

Буран Девелопмент

За время разработки «Энергии» построено более 232 экспериментальных стендов. Для разработки орбитального корабля «Буран» потребовалось еще 100 испытательных стендов, 7 сложных стендов для моделирования, 5 летающих лабораторий, 6 натурных макетов и 2 летных макета (ОК-МЛ-1 и ОК-МТ).

Перед первым полетом были проведены квалификационные испытания функциональной системы 780 единиц оборудования и 135 систем. Все структурные компоненты были подвергнуты строгим квалификационным испытаниям. Конструкционные элементы испытывались индивидуально, а затем на все более крупных сборках. Проведено 1000 экспериментов различного типа на 600 конструктивных узлах. В результате данные полета очень точно соответствовали прогнозам, и и ракета-носитель, и орбитальный аппарат успешно совершили свои первые полеты. Это резко контрастировало с многочисленными провалами программ «Союз» и «N1» в 1960-х годах.

Построены шесть полнофункциональных макетов Бурана:

• ОК-М был основным макетом для испытаний деталей на соответствие. Он также использовался в испытаниях статических нагрузок при нормальной температуре, для определения момента инерции орбитального аппарата и для тестирования макетов массы полезной нагрузки. После завершения этой работы он был переименован в ОК-МЛ-1 и доставлен на Байконур на 3М-Т и использовался для испытаний сопряжения (горизонтального и вертикального) с ракетой-носителем. По первоначальному плану программы он должен был быть израсходован на первый запуск «Энергии», оставаясь прикрепленным к активной зоне. Вместо этого он закончил свои дни в безопасном районе орбитального корабля на Байконуре, подвергаясь воздействию стихии.
• OK-GLI для испытаний в горизонтальном полете. Этот «аналог» Бурана БСТ-02 имел те же аэродинамические характеристики, центр тяжести и инерционные характеристики, что и орбитальный аппарат. Он отличался четырьмя турбореактивными двигателями АЛ-31, установленными под углом 4 градуса от горизонтальной оси. Это позволило аналогу летать с обычных аэродромов и проводить повторяющиеся испытания, необходимые для разработки автоматизированной системы посадки. Аналог был оснащен теми же основными системами, что и орбитальный аппарат, включая катапультируемые кресла RM-1 и RM-2, навигационные системы GSP и VIU; шасси, антенны системы посадки, термодатчики, акселерометры первой и второй групп. До завершения ОК-ГЛИ использовался на транспортном средстве 3М-Т для проверки боевых характеристик комбинации 3М-Т / орбитальный корабль, точек крепления интерфейса ОК-ракета-носитель, и разработать оптимальную транспортную конфигурацию. После его завершения началась серия испытательных полетов по проверке дозвуковых аэродинамических характеристик конструкции и разработке ручной и автоматической систем полета и посадки.
• ОК-МТ для технологической разработки и макетных работ. Это было использовано при разработке технической и транспортной документации на космический корабль; разработка способов нагружения жидкостей и газов; испытания целостности герметичных систем; входные и выходные испытания экипажа; разработка инструкций по ведению боевых действий; разработка руководств по изготовлению, техническому обслуживанию и летной эксплуатации. После того, как эта работа была завершена, он был переименован в ОК-МЛ-2 и доставлен на Байконур на 3М-Т и использовался для функциональных испытаний интерфейса с ракетой-носителем. По первоначальному плану программы он должен был быть израсходован на второй пуск ракеты-носителя «Энергия», сгорая в атмосфере после испытания отделения от ядра ракеты.
• ОК-ТВА для тепловых и статических вибрационных испытаний. Статические испытания второго этапа проводились на ОК-ТВА в уникальной климатической камере ТПВК-1 в ЦАГИ. ТПВК-1 имел диаметр 13,5 м и длину 30 м. Он был оснащен 10 000 кварцевых ламп и мог принимать орбитальный аппарат от -150 до 1500 градусов по Цельсию, от уровня моря до вакуума, в реальном времени. Одновременно ОК-ТВА подвергалась нагрузочным испытаниям на нос, крыло, вертикальный стабилизатор, элевоны, балансир. Испытательный стенд мог прикладывать силу 8000 кН по горизонтали и 2000 кН по вертикали и доводил планер до 90% расчетных предельных нагрузок, что в 1,3 раза превышало ожидаемую предельную нагрузку на срок службы. Затем ОК-ТВА был помещен в акустическую камеру ЦАГИ РК-1500. Он имел площадь 1500 квадратных метров, и был оборудован 16 звуковыми генераторами, которые подвергали космический каркас воздействию звука 166 дБ на частотах от 50 до 2000 ГГц. Эти экологические испытания привели к детальному изменению конструкции орбитального аппарата и теплозащитного экрана, особенно герметичных уплотнений и звукоизоляции. Затем ОК-ТВА перешла к камере динамических испытаний площадью 423 квадратных метра. Там он был размещен на электродинамическом и электрогидравлическом испытательных стендах. После всех этих наказаний, возможно, это была статья, перенесенная в парк Горького и превращенная в космический полет в конце 1990-х годов. Там он был размещен на электродинамическом и электрогидравлическом испытательных стендах. После всех этих наказаний, возможно, это была статья, перенесенная в парк Горького и превращенная в космический полет в конце 1990-х годов. Там он был размещен на электродинамическом и электрогидравлическом испытательных стендах. После всего этого наказания, возможно, эта статья была перенесена в Парк Горького и превращена в космический полет в конце 1990-х годов.
• ОК-КС для комплексных электронных и электрических испытаний и макетных работ. Он был дополнен испытательным стендом электронной системы KEI. ОК-КС также использовался для испытаний на электромагнитные помехи. Этот макет остался на заводе «Энергия» в Королеве, и его можно было увидеть там еще в 1997 году.
• ОК-ТВИ для тепловых / вакуумных испытаний в климатической камере. Это было проверено во всех тепловых режимах, включая прерывание, вакуум до 1,33 · 10 ^ -3 торр. В камере площадью 700 квадратных метров было 132 квадратных метра солнечных ламп для моделирования солнечного излучения. Расположение этой статьи неизвестно.

Помимо полномасштабных макетов, в разработке Бурана сыграли важную роль:

• Для проведения медико-биологических испытаний, развития рабочего места экипажа и разработки системы был построен дополнительный полномасштабный отсек экипажа. Эта модель жизнеобеспечения включает кабину экипажа и систему жизнеобеспечения СЖО.
• Tu-154LL Flying Laboratories: Этот самолет имитировал летные характеристики орбитального корабля и сыграл важную роль в разработке автоматизированных систем посадки. Совершено более 200 автоматических посадок, 70 из них на аэродроме Байконур.
• Погодные воздействия на материалы теплозащитного экрана до 3 Маха испытывались на самолетах Ил-18 и МиГ-25.
• GLI Horizontal Flight Simulator — это позволило точно настроить программное обеспечение управления полетом, поскольку все больше и больше конкретной информации становилось доступным из аэродинамических труб и испытательных космических кораблей. Результатом стало значительное улучшение фактических и заданных характеристик системы посадки. Уточненное отклонение от точки приземления плюс-минус 1000 м, фактическое -250 м, +400 м; отклонение от осевой линии ВПП плюс-минус 38 м, фактическое -12 м, +15 м; заданная вертикальная скорость при касании от 0 до 3 м / с; фактическое от 0,1 до 0,8 м / с.
• Модели аэродинамической трубы — было построено 85 моделей аэродинамической трубы в масштабе от 1: 3 до 1: 550 для определения аэродинамических коэффициентов транспортного средства на всех скоростях, эффективности аэродинамических поверхностей, моментов инерции и интерференционных эффектов между Бураном и ракетой-носителем. автомобиль во время пуска и отделения. На этих моделях было проведено 39 000 имитационных запусков со скоростью от M 0,1 до M 2,0 в аэродинамической трубе. Для проверки интерференционных характеристик «Буран» и ракеты-носителя построено 12 специальных стендов.
• Модели газовой динамики — они были протестированы в масштабах от 1:15 до 1: 2700 и от 5 до 20 Маха и числа Рейнольдса от 10 ^ 5 до 10 ^ 7.
• BOR-4 — Некоторые важные испытания материалов теплозащитного экрана невозможно было провести в лаборатории. К ним относятся взаимодействие с плазменной оболочкой при входе в атмосферу, эффекты химической диссоциации и т. Д. Поэтому тепловые плитки Буран были протестированы на суб-масштабной модели БОР-4 космического самолета Спираль. Он был облицован 118 плитками типа, разработанными для «Бурана», а также носовой частью и передней кромкой углерод-углерод. БОР-4 совершил четыре успешных испытательных полета на скорости от 3 до 25 Маха и высотах от 30 до 100 км. Эти испытательные полеты подтвердили физические, химические и каталитические процессы, действующие на выбранных материалах теплозащитного экрана в возвращаемой плазме. БОР-4 также предоставил важные данные об акустической обстановке во время запуска и входа в атмосферу.
• БОР-5 — Аэродинамические характеристики Бурана на гиперзвуковых скоростях были подтверждены субмасштабной моделью БОР-5 1: 8 Бурана. Разгон БОР-5 осуществлялся по суборбитальным траекториям на высотах 100 км и скоростях от 4000 до 7300 км / с. Они подтвердили характеристики управляемости, аэродинамический момент и эффективность управления от 1,5 до 17,5 Маха, при числах Рейнольдса от 1,05 до 2,1 и углах атаки от 15 до 40 градусов. Также они позволили изучить отрыв потока на поверхности фюзеляжа и термодинамические характеристики конструкции. Окончательные результаты показали, что коэффициент аэродинамического сопротивления составляет 1,3 при гиперзвуковой скорости, 5,0 при 2 Маха и 5,6 при дозвуковой скорости.
• Акустическая модель — акустическая модель ракеты-носителя в масштабе 1:10 была оборудована твердотопливными ракетными двигателями для измерения акустических уровней на испытательном стенде.

Сборка / обработка / запуск / десантные комплексы «Буран»

Используя объекты N1 на Байконуре в качестве отправной точки, необходимо было произвести серьезные изменения и возвести несколько новых зданий для сборки и запуска Бурана на удаленном космодроме Байконур. Из-за того, что Байконур не имел выхода к морю, основные работы по сборке орбитального корабля и ракеты-носителя приходилось проводить на месте, а не на заводах субподрядчиков. Баки с жидким кислородом и жидким водородом активной зоны, а также орбитальные аппараты «Буран» были доставлены на Байконур на корабле 3М-Т. Бустерные ступени и все остальные материалы и оборудование были доставлены по железной дороге.

Основными установками «Буран» на Байконуре в порядке их появления в технологической цепочке орбитального аппарата были:

• МИК-ОК был сборочным корпусом орбитального аппарата на Байконуре. Это был новый объект: 222 м в длину, 132 м в ширину и 30 м в высоту. Он был разделен на следующие экологически безопасные бухты:
  • Отсек полезной нагрузки
  • Отсек для обслуживания теплозащитного экрана
  • Монтажно-демонтажный участок для автономных испытаний оборудования, ремонта и испытания герметичных узлов оборудования, ремонта агрегатов двигателя.
  • Отсек KIS для электрических испытаний и крупномасштабных работ перед перемещением орбитального аппарата в МИК-РН для интеграции с ракетой-носителем.
  • Безэховая камера BEK, 60 м x 40 м x 30 м, для испытаний антенн и для защиты электронного контроля от американских спутников ELINT
  • Ангарный отсек, 30 м x 24 м, для удержания орбитального корабля, ожидающего обработки в других отсеках
• ТА — орбитальный транспортер перемещал его по специальной дорожной сети Байконур шириной 12 м. Он весил 126 тонн пустого и мог вместить 100 тонн полезной нагрузки. Он имел длину 58,8 м, ширину 5,4 м и высоту 3,2 м. Максимальная скорость составляла 10 км / час с «Бураном», 40 км / час без полезной нагрузки. ТА доставит орбитальный аппарат из МИК-ОК в ОКИ для загрузки топлива, а затем в МИК-РН для интеграции с ракетой-носителем.
• МИК-РН был сборочным корпусом ракеты-носителя. Первоначально он был построен для сборки ракеты-носителя N1 на месте. Он имел размеры 190 м x 240 м и имел 5 бухт, два из которых высотой 27 м и три высотой 52 м.
• TUA — два транспортера / установщика ракеты-носителя были модифицированы по сравнению с построенными для N1 и перемещали всю ракету-носитель по двойным рельсовым путям от сборочного корпуса МИК-РН к стартовой площадке. Каждый весил 2756 тонн пустого и вмещал 571 тонну полезной нагрузки. Каждый имел длину 56,3 м (90,3 м с ракетой-носителем), ширину 25,9 м и высоту 21,2 м. Максимальная скорость составляла 5 км / час. Два железнодорожных пути шириной 1,524 м, по которым проходит дорога TUA, находились на расстоянии 20 м друг от друга. Двойные 20-метровые гусеницы ведут от МИК-РН к МЗК и оттуда к стартовой площадке СК.
• МЗК — это новое здание для загрузки ракетного топлива и полезной нагрузки, а также для вертикальных статических испытаний всего корабля «Энергия-Буран». Он имел площадь 9000 квадратных метров, в плане 134 х 74 м и высоту 58 м.
• 17P31 UKSS был новым огромным комбинированным стартовым стендом / испытательным стендом для Бурана. Здесь ракета-носитель могла быть запущена на полноценные испытательные стрельбы.
• 11П825 СК — две стартовые площадки Н1, адаптированные для использования с Бураном.
• ИВПП — Взлетно-посадочная площадка «Буран» представляла собой аэродром первого класса в 12 км от стартовой площадки с взлетно-посадочной полосой длиной 4500 м и шириной 84 м. Он мог принимать самолеты полной взлетной массой до 650 тонн. Параллельно и в 50 м сбоку от ИВПП проходила аварийная полоса из сжатого грунта с несущей способностью 12 МПа. Полосы асфальта размером 500 м x 90 м находились на каждом конце основной полосы. Площадь пандуса составляла 400 х 180 м. ИВПП совместно с орбитальным аппаратом пяти радионавигационных систем, использовавшихся для автоматической посадки Бурана. В их числе — система радиопосадки «Свеча-3М», система радионаведения, посадки и аэродинамического маневра «Вымпел», дальняя радиолокационная система «Скала-МК», аэродромная радиолокационная установка «Ильмень» и посадочный радиолокатор «Волхов-П». Используя эти системы, «Буран» мог перемещаться по направлению к аэродрому с дальности 400 км и точно приземляться с дальности 45 км. На испытательном стенде Ту-134БВ проверена работоспособность системы перед посадкой Бурана. Наконец, система метеорологических наблюдений «Обзор-2» предоставила орбитальному аппарату информацию о погодных условиях в поле, необходимую для окончательной посадки.
• Прерывание объектов — у Бурана было несколько режимов прерывания: потеря одного ускорителя, один раз прерывание; потеряете два ускорителя, прервите возврат на сайт. Запасные взлетно-посадочные полосы были и в Симферополе, и на «Востоке страны».

LKS состоял из многоразового крылатого космического корабля, расположенного перед отсеком расходуемой полезной нагрузки. Оборудование или образцы, которые должны быть возвращены на Землю, должны быть перемещены в отсек полезной нагрузки самого LKS перед возвращением с использованием дистанционного манипулятора. Это устройство было похоже на то, что было предложено позже для европейского космоплана Гермес. Сам LKS имел челночную носовую часть и крыло с двойным треугольником, но сдвоенные скошенные горизонтальные стабилизаторы. Он будет запущен на ракете-носителе Chelomei Proton.

Бесконечная кремлевская политика снова заманила Челомея в ловушку и остановила проект. В 1981 году дальнейшее развитие ЛКС было остановлено. Группа неустановленных диверсантов (возможно, КГБ) ворвалась в помещение НПО Машиностроение в начале марта 1991 года и уничтожила макет. Связь, если таковая имеется, отмены LKS с космическим самолетом «Ураган», который, по утверждениям Министерства обороны США, разрабатывался в 1980-х, неизвестна.

ОК-М имел грузовой отсек диаметром 2,2 м и длиной 7 м, общим объемом 20 кубометров. Нормальный экипаж — двое. При необходимости в специальном модуле грузового отсека можно было перевозить до четырех дополнительных пассажиров. Посадочная масса ОК-М без боевой нагрузки составляла 10 200 кг. С экипажем из двух человек ОК-М1 мог доставить 3500 кг полезной нагрузки на орбиту 250 км. Однако полезная нагрузка, доставленная на орбиту космической станции в 450 км, была ограничена 2000 кг.

Полная масса ракеты-носителя при старте с ОК-М составила 400 тонн. ОК-М был соединен с «Зенитом» монококовой переходной секцией, на которой были установлены четыре твердотельных двигателя с тягой по 25 тонн каждый. Они оттолкнули бы космоплан от «Зенита» в случае неудачного запуска первой ступени. На второй стадии зажигания они зажигались, чтобы обеспечить дополнительный импульс. «Зенит» вывел космоплан на орбиту высотой 120 км и наклонением 51 градус. ОК-М использовал собственные двигатели для выхода на более высокую орбиту.

Низкая полезная нагрузка, которую OK-M могла доставить на космическую станцию, считалась неприемлемой. Поэтому НПО «Молния» разработали конструкции ОК-М1 и ОК-М2. Они использовали другие ракеты-носители (ММКС или Энергия-М) и были в два раза больше ОК-М.

Экипаж ОК-М1 оснащался катапультными креслами. Спасение экипажа в случае выхода из строя ракеты-носителя было сложной задачей. Специальные защитные костюмы, позволяющие катапультироваться экипажу даже в шаре взрыва ускорителя. Сам ОК-М1 имел уникальную форму, смесь Бурана и подъемного корпуса Спирали «Лапот». Результатом стали прямые треугольные крылья, соединенные с широким фюзеляжем с перевернутой носовой частью. ОК-М1 использовал жидкий кислород и керосин как топливо для орбитальной системы маневрирования, так и для работы трех генераторов мощностью 7 кВт для выработки электроэнергии. Они были дополнены литиевыми батареями. Две силовые шины вместе могли обеспечить до 60 кВт мощности при 270 В.

Два ГД по 2000 кгс были дополнены системой управления реакцией подруливающих устройств 10х40 кгс и 8х2,5 кгс. Нормальный экипаж — четыре человека. При необходимости в специальном модуле грузового отсека можно было перевозить до четырех дополнительных пассажиров. Посадочная масса ОК-М1 без боевой нагрузки составила 22 400 кг. С экипажем из четырех человек ОК-М1 мог доставить 7200 кг полезной нагрузки на орбиту 250 км. Полезная нагрузка, доставленная на орбиту космической станции длиной 450 км, составила 5000 кг. Максимальная полезная нагрузка, которую можно было вернуть на Землю, составляла 4200 кг. Грузовой отсек имел диаметр 3,0 м и длину 6,5 м, а общий объем — 40 кубометров.

Разработка ОК-М1 / ММКС с его новыми трехкомпонентными двигателями и реактивным ускорителем РВК была бы дорогостоящей. Однако Лозино-Лозинский был больше заинтересован в применении тех же силовых установок и орбитального аппарата к его системе воздушного базирования МАКС.

ОК-М2 имел ту же форму, что и ОК-М1, с прямым треугольным крылом, соединенным с широким фюзеляжем с перевернутой носовой частью. Уникально ОК-М1 использовал жидкий кислород и этанол как в качестве топлива системы орбитального маневрирования, так и для работы трех генераторов мощностью 7 кВт для выработки электроэнергии. Они были дополнены литиевыми батареями. Две силовые шины вместе могли обеспечить до 60 кВт мощности при 270 В.

Три главных двигателя по 2700 кгс были дополнены системой управления реакцией подруливающих устройств 19 х 40 кгс и 8 х 2,5 кгс. Нормальный экипаж — четыре человека. При необходимости в специальном модуле грузового отсека можно было перевозить до четырех дополнительных пассажиров. Посадочная масса ОК-М2 без боевой нагрузки составила 17 600 кг. С экипажем из четырех человек ОК-М2 мог доставить 10 000 кг полезной нагрузки на орбиту 250 км. Полезная нагрузка, доставленная на орбиту космической станции длиной 450 км, составила 6000 кг. Максимальная полезная нагрузка, которую можно было вернуть на Землю, составляла 8000 кг. Грузовой отсек имел диаметр 2,85 м и длину 6,17 м, а общий объем — 40 кубометров.

Пилотируемый комплекс воздушного базирования МАКС на взлете весил 620 тонн и состоял из трех элементов:

• Самолет-носитель Ан-225 «Мрия», крупнейший в мире, изначально разрабатывался для перевозки орбитального корабля «Буран». «Мрия» поднимет 275-тонный МАКС на высоту от 8000 до 9500 м, а затем выпустит его со скоростью 900 км / ч.
• Внешний бак. В нем находились жидкий кислород, керосин и жидкое водородное топливо. Его диаметр составлял 6,38 м, длина — 32,1 м, общая масса — 248 000 кг, а масса пустого — 11 000 кг.
• МАКС Орбитальный аппарат. Этот космоплан, рассчитанный на 100 повторных применений, является производным от ОК-М1, разработанного для НПО «Энергия». Бортовые системы основывались на уже разработанных для «Энергии» и «Буран». Орбитальный аппарат имел массу пустого 18 400 кг, размах крыла 12,5 м и длину 19,3 м. Беспилотная версия может доставить 9,5 тонн на 200 км орбиты 51 градус в отсеке полезной нагрузки диаметром 3,0 м и длиной 8,7 м. Пилотируемая версия потребовала двух членов экипажа и полезной нагрузки 8,3 тонны в отсеке диаметром 2,6 м и длиной 6,8 м на одну орбиту. В хвостовой части МАКСа стояли два трехкомпонентных двигателя РД-701. Они были рассчитаны на 15 повторных применений и использовали плотный керосин и жидкий кислород для начальных операций, затем переключили режимы на пониженную тягу и более высокий удельный импульс с использованием жидкого водорода низкой плотности и жидкого кислорода. Это уменьшило размер огромного резервуара с водородом, необходимого в противном случае.

Туполев, похоже, получил добро на разработку. Ту-2000А должен был стать экспериментальной моделью для проверки многих необходимых передовых технологий. Он имел бы длину от 55 до 60 м, размах крыла 14 м и взлетную массу от 70 до 90 тонн. Он мог развивать только 6 Махов. До того, как работы были остановлены в 1992 году, некоторые опытно-конструкторские работы были завершены: были построены короба крутящего момента крыла из никелевого сплава, а также элементы фюзеляжа, криогенные топливные баки и композитные топливопроводы. На Ту-2000А должен был быть установлен турбореактивный двигатель с регулируемым циклом, работающий на метане или водороде.

За Ту-2000А должны были последовать два серийных проекта, поскольку Туполев считал, что ни один из них не может удовлетворить все военные требования. Ту-2000Б был бы бомбардировщиком дальностью 10 000 км с экипажем из двух человек. 350 тонн на взлете, 200 тонн без груза, он был бы длиной 100 м, с размахом крыла 40,7 м и площадью 1250 квадратных метров. Шесть двигателей на жидком водороде позволят бомбардировщику достичь крейсерской скорости 6 Махов на высоте 30 000 м.

Ракета-носитель Ту-2000 будет весить 260 тонн на старте и иметь скорость 25 Махов (орбитальная скорость). Полезная нагрузка весом от 8 до 10 тонн должна была быть доставлена ​​на орбиту 200 км. Как и в случае с X-30, полет на орбиту на воздушном дыхании казался сомнительным. Для выхода на орбиту восемь турбореактивных двигателей необходимо дополнить ГПВРД или ракетным двигателем.

В НПО «Энергия» главным конструктором проекта назначен Цыбин. ВКС «Энергия» проектировался как гиперзвуковой ракетоплан с многорежимными двигателями. Эти двигатели представляли собой турбореактивный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с рядными ракетными камерами. На чертеже ВКС имел взлетную массу 700 тонн, из которых 140 тонн приходилось на конструкцию. Полезная нагрузка весом 25 тонн могла быть доставлена ​​на орбиту 200 км / 51 градус. Длина должна была составлять 71 м, размах крыла 42 м, высота 10 м до верха фюзеляжа.

Работы были прекращены, когда Советский Союз распался, и Ту-2000 казался предпочтительным решением.