|
Космический корабль: Буран .Многоразовая космическая система (МКС) «Энергия-Буран» возникла в результате исследований, проведенных НПО «Энергия» в 1974–1975 годах по «Программе ракетно-космического комплекса». В 1974 году проект тяжелой лунной ракеты-носителя Н1-Л3 был отменен, и Глушко был назначен главным конструктором нового предприятия НПО «Энергия», заменив Мишина на посту руководителя бывшего ОКБ-1. В то же время в США велась разработка космического корабля «Шаттл». Министерство обороны США планировало использовать шаттл для выполнения ряда военных задач. Советские военные, добиваясь стратегического паритета, желали разработки в Советском Союзе пилотируемого корабля многоразового использования с аналогичными тактико-техническими характеристиками. Успех «Аполлона» и провал программы N1-L3 указали на серьезные недостатки в технической базе Советского Союза.
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:
Шаттл — Буран Сравнение
|
Шаттл |
Буран |
| Масса в разбивке (кг): |
|
|
| Общая конструкция / посадочные системы |
46 600 |
42 000 |
| Функциональные системы и двигательная установка |
37 200 |
33 000 |
| SSME |
14 200 |
|
| Максимальная полезная нагрузка |
25 000 |
30 000 |
|
|
|
| Общее |
123 000 |
105 000 |
|
| Габаритные размеры (м): |
|
|
| Длина |
37,25 |
36,37 |
| Размах крыльев |
23,80 |
23,92 |
| Высота на передаче |
17,25 |
16,35 |
| Длина отсека для полезной нагрузки |
18,29 |
18,55 |
| Диаметр отсека полезной нагрузки |
4,57 |
4,65 |
| Крыловая перчатка стреловидности |
81 град |
78 град. |
| Стреловидность крыла |
45 град. |
45 град. |
|
| Движение |
|
|
| Полная тяга двигателя орбитального маневрирования |
5,440 кгс |
17600 кгс |
| Удельный импульс двигателя орбитального маневрирования |
313 с |
362 с |
| Общий импульс маневрирования |
5 кгс-сек |
5 кгс-сек |
| Общая тяга системы управления реакцией |
15 078 кгс |
14 866 кгс |
| Средний удельный импульс RCS |
289 с |
275–295 с |
| Нормальная максимальная метательная нагрузка |
14100 кг |
14500 кг |
| Расписание: |
|
|
| Вперед, продолжать |
26 июля 1972 г. |
12 февраля 1976 г. |
| Спустя годы после одобрения: |
|
|
| Доставка в стартовый комплекс |
6,6 |
9,3 |
| Готовность к полету Стрельба |
8,5 |
10,3 |
| Первый полет ракеты-носителя |
8,7 |
11.2 |
| Первый полет на орбитальном корабле |
8,7 |
12,7 |
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».
|
