ОК Буран

Введение.

1961 год, двенадцатое апреля. Всем известен этот день - день первого полета в космос в такой еще неизвестный, загадочный мир. Все граждане Земли были удивлены открывшейся для человека возможностью преодолеть силу гравитации Земли, подняться на недосягаемые доселе высоты и, наконец, посетить новые таинственные миры - пространство по имени "космос". Так началось исследование Вселенной, а день этот запечатлелся в памяти людской навсегда, и в России стал ежегодно отмечаться как праздник - день Космонавтики. Сейчас полеты космонавтов являются более обычным делом, но в 1961 году это было вселенским событием. В условиях существования двух антагонистических формаций - социализма и капитализма - это событие явилось предметом национальной гордости СССР и всего социалистического лагеря.

"БУРАН" - советский крылатый орбитальный корабль многоразового использования. Предназначен для выведения на орбиту вокруг Земли различных космических объектов и их обслуживания; доставки модулей и персонала для сборки на орбите крупногабаритных сооружений и межпланетных комплексов; возврата на Землю неисправных или выработавших свой ресурс спутников; освоения оборудования и технологий космического производства и доставки продукции на Землю; выполнения других грузопассажирских перевозок по маршруту Земля-космос-Земля, решения ряда оборонных задач.

Внешняя конфигурация.

Орбитальный корабль (ОК) "Буран" выполнен по самолетной схеме: это "бесхвостка" с низко расположенным треугольным крылом двойной стреловидности по передней кромке; аэродинамические органы управления включают элевоны, балансировочный щиток, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, и руль направления, который, "расцепляясь" по задней кромке, выполняет также функции воздушного тормоза; посадку "по самолетному" обеспечивает трех опорное (с носовым колесом) выпускающееся шасси.

На менее подверженную нагреву верхнюю поверхность устанавливается гибкая теплозащита, а другие поверхности покрыты теплозащитными плитками, изготовленными на основе волокон кварца и выдерживающими температуру до 1300 С. В особо теплонапряженных зонах (в носках фюзеляжа и крыла, где температура достигает 1500 - 1600 С) применен композиционный материал типа углерод-углерод. Этап наиболее интенсивного нагревания ОК сопровождается образованием вокруг него слоя воздушной плазмы, однако конструкция ОК не прогревается к концу полета более чем до 160 С. Каждая из 36000 плиток имеет конкретное место установки, обусловленное теоретическими обводами корпуса ОК. Для снижения тепловых нагрузок выбраны также большие значения радиусов затупления носков крыла и фюзеляжа. Расчетный ресурс конструкции - 100 орбитальных полетов.

Двигательная установка и бортовое оборудование.

Объединенная двигательная установка (ОДУ) обеспечивает довыведение ОК на опорную орбиту, выполнение межорбитальных переходов (коррекций), точное маневрирование вблизи обслуживаемых орбитальных комплексов, ориентацию и стабилизацию ОК, его торможение для схода с орбиты. ОДУ состоит из двух двигателей орбитального маневрирования (на рис. справа), работающих на углеводородном горючем и жидком кислороде, и 46 двигателей газодинамического управления, сгруппированных в три блока (один носовой блок и два хвостовых). Более 50 бортовых систем, включающих радиотехнические, ТВ и телеметрические комплексы, системы жизнеобеспечения, терморегулирования, навигации, энергоснабжения и другие, объединены на основе ЭВМ в единый бортовой комплекс, который обеспечивает продолжительность пребывания "Бурана" на орбите до 30 суток. Теплота, выделяемая бортовым оборудованием, с помощью теплоносителя подводится к радиационным теплообменникам, установленным на внутренней стороне створок грузового отсека, и излучается в окружающее пространство (в полете на орбите створки открыты).

Геометрические и весовые характеристики.

Длина "Бурана" составляет 35,4 м, высота 16,5 м (при выпущенном шасси), размах крыла около 24 м, площадь крыла 250 квадратных метров, ширина фюзеляжа 5,6 м, высота 6,2 м; диаметр грузового отсека 4,6 м, его длина 18 м. Стартовая масса ОК до 105 т, масса груза, доставляемого на орбиту, до 30 т, возвращаемого с орбиты - до 15 т. Максимальный запас топлива до 14 т. Большие габаритные размеры "Бурана" затрудняют использование наземных средств транспортировки, поэтому на космодром он (так же, как и блоки РН доставляется по воздуху модифицированным для этих целей самолетом ВМ – Т экспериментального машиностроительного завода им. В.М. Мясищева (при этом с "Бурана" снимается киль и масса доводится до 50 т) или многоцелевым транспортным самолетом Ан-225 в полностью собранном виде.

Выведение на орбиту.

Запуск "Бурана" осуществляется с помощью универсальной двухступенчатой РН «Энергия», к центральному блоку которой крепится пирозамками ОК. Двигатели 1-й и 2-й ступеней РН запускаются практически одновременно и развивают суммарную тягу 34840 кН при стартовой массе РН с "Бураном" около 2400 т (из них около 90% составляет топливо). В первом испытательном пуске беспилотного варианта ОК, состоявшемся на космодроме Байконур 15 ноября 1988 года, РН "Энергия" вывела ОК за 476 сек. на высоту около 150 км (блоки 1-й ступени РН отделились на 146-й сек. на высоте 52 км). После отделения ОК от 2-й ступени РН был осуществлен двукратный запуск его двигателей, что обеспечило необходимый прирост скорости до достижения первой космической и выход на опорную круговую орбиту. Расчетная высота опорной орбиты "Бурана" составляет 250 км (при грузе 30 т и заправке топливом 8 т). В первом полете "Буран" был выведен на орбиту высоту 250,7/260,2 км (наклон орбиты 51,6) с периодом обращения 89,5 мин. При заправке топливом в количестве 14 т возможен переход на орбиту высотой 450 км с грузом 27 т. При отказе на этапе выведения одного из маршевых ЖРД 1-й или 2-й ступени РН ее ЭВМ "выбирает" в зависимости от набранной высоты либо варианты выведения ОК на низкую орбиту или на одновитковую траекторию полета с последующей посадкой на одном из запасных аэродромов, либо вариант выведения РН с ОК на траекторию возврата в район старта с последующим отделением ОК и посадкой его на основной аэродром. При нормальном запуске ОК 2-я ступень РН, конечная скорость которой меньше первой космической, продолжает полет по баллистической траектории до падения в Тихий океан.

Возвращение с орбиты.

Для схода с орбиты ОК разворачивается двигателями газодинамического управления на 180 (хвостом вперед), после чего на непродолжительное время включаются основные ЖРД и сообщают ему необходимый тормозной импульс. ОК переходит на траекторию спуска, снова разворачивается на 180 (носом вперед) и выполняет планирование с большим углом атаки. До высоты 20 км осуществляется совместное газодинамическое и аэродинамическое управление, а на заключительном этапе полета используются только аэродинамические органы управления. Аэродинамическая схема "Бурана" обеспечивает ему достаточно высокое аэродинамическое качество, позволяющее осуществить управляемый планирующий спуск, выполнить на трассе спуска боковой маневр протяженностью до 2000 км для выхода в зону аэродрома посадки, произвести необходимое предпосадочное маневрирование и совершить посадку на аэродром. В то же время конфигурация ЛА и принятая траектория спуска (крутизна планирования) позволяют аэродинамическим торможением погасить скорость ОК от близкой к орбитальной до посадочной, равной 300 - 360 км/ч. Длина пробега составляет 1100 - 1900 м, на пробеге используется парашют. Для расширения эксплуатационных возможностей "Бурана" предусматривалось использование трех штатных аэродромов посадки (на космодроме (ВПП посадочного комплекса длиной 5 км и шириной 84 м в 12 км от старта), а также в восточной и западной частях страны). Комплекс радиотехнических средств аэродрома создает радионавигационное и радиолокационное поля (радиус последнего около 500 км), обеспечивающие дальнее обнаружение ОК, его выведение к аэродрому и всепогодную высокоточную (в том числе автоматическую) посадку на ВПП. Первый испытательный полетбеспилотного варианта ОК завершился после выполнения немногим более двух витков вокруг Земли успешной автоматической посадкойна аэродром в районе космодрома. Тормозной импульс был дан на высоте Н=250 км, на расстоянии около 20000 км от аэродрома приземления, боковая дальность на трассе спуска составила около 550 км, отклонение от расчетной точки касания на ВПП оказалось равным 15 м в продольном направлении и 3 м от оси полосы.

Разработка ОК "Буран" продолжалась более 10 лет. Первому запуску предшествовал большой объем научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию ОК и его систем с обширными теоретическими и экспериментальными исследованиями по определению аэродинамических, акустических, теплофизических, прочностных и других характеристик ОК, моделированием работы систем и динамики полета ОК на полноразмерном стенде оборудованияи на пилотажных стендах, разработкой новых материалов, отработкой методов и средств автоматической посадки на самолетах - летающих лабораториях, летными испытаниями в атмосфере пилотируемого самолета-аналога (в моторном варианте) БТС-02, натурными испытаниями теплозащиты на экспериментальных аппаратах БОР-4 и БОР-5, выводившихся на орбиту и возвращаемых с нее методом аэродинамического спуска, и т. д.

История создания ОК "Буран"

Работы по созданию крылатых космических кораблей в Советском Союзе имеют свою историю. Идея использовать крылья на возвращаемом космическом аппарате возникла сразу же с началом полетов в космос. Это обуславливалось желанием использовать потенциальные возможности земной атмосферы (в первую очередь, управляемое торможение и точное маневрирование) и тем авиационным заделом, с которым первые ракетчики пришли в космонавтику. Поэтому наличие крыльев на спускаемом аппарате, движущимся в атмосфере, выглядело простым и логичным.

С.П.Королев считал парашютную посадку бесперспективной, и потому, по его заказу, параллельно с Востоком, лапоток проектировал П.В.Цыбин. Машина задумывалась классической аэродинамической схемы, с трапециевидным крылом и нормальным хвостовым оперением. Свое полуофициальное название аппарат получил из-за характерной формы фюзеляжа, в аэродинамическую тень которого несущие плоскости убирались при входе в плотные слои атмосферы. По способу выведения (на 3-ступенчатой Р-7, семерке), массе и решаемым задачам лапоток был бы аналогичным Востоку. (Справа - первый советский "челнок" - "лапоток" С.П.Королева и П.В.Цыбина: стартовая масса 4,7 т; экипаж 1 чел.; продолжительность полета до 27 ч; длина 9,4 м; размах крыла 5,5 м; высота по оперению 4 м; ширина фюзеляжа 3 м.) Рассматривалась даже возможность катапультирования космонавта непосредственно перед посадкой на ВПП. Однако быстро выяснился масштаб трудностей, встающих при создании крылатых космических аппаратов. Например, планирующий вход в атмосферу требовал точнейшей ориентации изделия, а соответствующие приборы появились значительно позже первых полетов... Кроме того, по теплозащите схема оказалась неоптимальной. После этого ракетчики к крылатым аппаратам охладели. С 1958-го воздушно-космический самолет (ВКС) проектировался в ОКБ-23 В.М.Мясищева. Масса та же под семерку. Схема уже бесхвостка, с треугольным крылом большой площади. Конкретный же облик неоднократно менялся, известно минимум три варианта. В последнем из них Владимир Михайлович впервые предложил применить керамическую плиточную теплозащиту, но... в 1960-м Мясищева отправили руководить ЦАГИ, ОКБ-23 стало филиалом фирмы В.Н.Челомея. Тогда же ракетопланами занялся и сам Владимир Николаевич, его ОКБ-52. Уже в 1961-м прошли испытательные пуски аппарата, названного МП-1 (первый пуск 21.03.1963 с использованием баллистической ракеты "Р-12"). 1,8-метровый конус массой 1,75 т, управлялся на гиперзвуковых скоростях восемью аэродинамическими щитками. Баллистическая ракета поднимала образец на 405 км, в атмосферу он входил в 1760 км от места старта со скоростью 3,8 км/с. Два года спустя испытания прошел М-12 такой же конус, но с четырьмя стабилизаторами. По результатам этих пусков ОКБ-52 представило проект 6,3-тонного беспилотного ракетоплана Р-1, оснащенного М-образным складным (средняя часть вверх, концы вниз) крылом переменной стреловидности, и его пилотируемого варианта Р-2. Перегрузка на спуске должна была составить всего 3,5-4 g, в отличие от 9-11 g на СА Восток. Сделали уже макеты машин, но после снятия благоволившего к Челомею Н.С.Хрущева воздушно-космическую тематику у ОКБ-52 отобрали. Занимался крылатыми кораблями и А.Н.Туполев, но пока о них известно крайне мало: опытный экземпляр беспилотного ВКС 130 был построен, а его пилотируемый вариант 136 должен был называться Красная звезда.

К 1965 г. из всех минавиапромовских программ осталась одна известная сегодня под названиями 50-50 и спираль, разрабатывавшаяся в ОКБ Микояна под руководством Г.Е.Лозино-Лозинским.

ОК "Буран" задумывался как военная система. Вот как вспоминал об этом в 1994-м году директор головного в ракетно-космической промышленности Центрального НИИ машиностроения Ю.А.Мозжорин:

Программа имеет свою предысторию. В 1972 г. Никсон объявил, что в США начинает разрабатываться программа Space Shuttle. Она была объявлена как национальная, рассчитанная на 60 пусков челнока в год, предполагалось создать 4 таких корабля; затраты на программу планировались в 5 миллиардов 150 миллионов долларов в ценах 1971 г. В дальнейшем они конечно подросли, как и у всех бывает, достигли 13 миллиардов 400 миллионов долларов. Программа была серьезная, поскольку создавались 4 стартовых комплекса, на базе Ванденберг и на мысе Кеннеди, создавались специальные производства.

Челнок выводил на околоземную орбиту 29,5 т, и мог спускать с орбиты груз до 14,5 т. Это очень серьезно, и мы начали изучать, для каких целей он создается? Ведь все было очень необычно: вес, выводимый на орбиту при помощи одноразовых носителей в Америке, даже не достигал 150 т/год, а тут задумывалось в 12 раз больше; ничего с орбиты не спускалось, а тут предполагалось возвращать 820 т/год... Это была не просто программа создания какой-то космической системы под девизом снижения затрат на транспортные расходы (наши, нашего института проработки показали, что никакого снижения фактически не будет наблюдаться), она имела явное целевое военное назначение.

И действительно, в это время начали говорить о создании мощных лазеров, лучевого оружия, оружия на новых физических принципах, которое теоретически позволяет уничтожать ракеты противника на расстоянии в несколько тысяч километров. Как раз вот создание такой системы и предполагалось для отработки этого нового оружия в космических условиях.

Слова Юрия Александровича подтверждает заместитель Главного конструктора МКС Буран В.М.Филин:

Необходимость создания отечественной многоразовой космической системы как средства сдерживания потенциального противника была выявлена в ходе аналитических исследований, проведенных Институтом проблем машиноведения АН СССР и НПО Энергия в период 1971 75 гг. Было показано, что США, введя в эксплуатацию свою многоразовую систему Space Shuttle, смогут получить решающее военное преимущество в плане нанесения превентивного ракетно-ядерного удара по жизненно-важным объектам на территории нашей страны.

В решениях НТС Министерства общего машиностроения и Министерства обороны ставилась задача: исключить возможную техническую и военную внезапность, связанную с появлением у потенциального противника многоразовой транспортной космической системы Space Shuttleпринципиально нового технического средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов.

Первый вариант отечественного ответа на американский вызов выглядел следующим образом: достаточно традиционная схема, включающая двухступенчатый носитель с пакетным разделением ступеней, в верхней части которого размещался транспортный корабль.

Облик носителя в существующем виде определился тоже далеко не сразу, и пакетная его компоновка не случайна. Возглавивший в 1975 г. ведущую ракетно-космическую фирму страны, получившую тогда же название НПО Энергия, академик В.П.Глушко весьма благоволил к концепции универсальной системы из множества стандартных ракетных блоков. Между тем, пятнадцатью годами раньше, в начале разработки легендарной Н1, такую схему исследовал Королев и отказался от нее как от самой неэффективной по массе. С другой стороны, реализованный Сергеем Павловичем моноблочный вариант, во-первых, требовал сложных, долгих и дорогих наземных испытаний. Во-вторых, главное он исключал перевозку готовых блоков с заводов в Москве, Днепропетровске и Куйбышеве на космодром; на Байконуре пришлось бы строить новый гигантский производственный комплекс. Для будущих программ это, может быть, было и приемлемо, но военных категорически не устраивало. Победил компромисс.

Корабль должен был состоять из трех частей: носовой (конической), с кабиной экипажа и рулевыми двигателями, средней (цилиндрической), с объемистым грузовым отсеком, и кормовой, с двигателями довыведения, орбитального маневрирования и топливом для них. В атмосферу аппарат должен был входить вперед коническим носом, с некоторым углом атаки этого достаточно, чтобы на тех скоростях получить определенное аэродинамическое качество, скользящий управляемый спуск. Посадка же предполагалась по парашютно-ракетной системе, на выдвижные опоры-амортизаторы.

Предложенная схема имела колоссальное преимущество, отсутствовали крылья, большую часть времени бывшие паразитной массой. К достоинствам предложенной схемы можно также отнести следующее:

• имелся серьезный практический задел по спускаемым аппаратам с небольшим аэродинамическим качеством (КК "Союз", боеголовки баллистических ракет);

• имелись и давно использовались в Воздушно-десантных войсках сложные парашютные системы (с тормозными РДТТ), позволяющие осуществлять мягкую посадку тяжелых объектов;

• снимались жесткие требования по точности приземления;

• отпадала необходимость в дорогой и сложной наземной инфраструктуре (в первую очередь аэродромов);

• конструкция космического корабля без крыльев и оперения по сравнению с крылатым ОК конструктивно является более простой и легкой при равной прочности, имеет меньшую омываемую площадь (что снижает массу теплозащиты), более простые алгоритмы управления, что в конечном итоге приводит к большей эффективности в эксплуатации

А к главному недостатку малую дальность бокового маневра при спуске. Нужна же была большая, что диктовалось элементарным соображением: в отличие от американцев с их раскиданными по всему миру авиабазами (а аварийные полосы для Шаттла сооружены по всему миру, от острова Пасхи до Марокко), у нас была только территория СССР - много, но недостаточно. И только три полосы (на Байконуре, в Крыму и у озера Ханка на Дальнем Востоке)... Сесть же на них нужно было с любого витка!

Проблему пытались решить: корпус корабля стал в сечении треугольным, однако это были полумеры. В общем, схема однокилевой бесхвостки с переменной стреловидностью передней кромки крыла напрашивалась, но решающим фактором стала не аэродинамика. Как раз здесь сказалось положение догоняющих: к этому времени облик американской системы после многократных изменений был, наконец, утвержден. И сработало классическое, увы, в нашей оборонке мнение: американцы не глупее, делайте, как у них!

Промежуточный вариант ОК "Буран" предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Это обуславливалось следующим: в связи с тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, в течение суток возникало достаточно много витков, посадка с которых невозможна. Из этой ситуации могло быть два принципиальных выхода: расширить количество аэродромов (но "Буран" создавался как военный объект, а стратегические союзники были расположены "компактно" к границам СССР, Куба же была слишком близка к территории потенциального противника), либо повысить энерговооруженность атмосферного участка за счет установки ВРД. Конструкторы выбрали второй путь.

В дальнейшем (по техническим причинам) от использования на штатном ОК "Буран" ТРДв конце концов, отказались (испытав воздушно-реактивную двигательную установкув реальных атмосферных полетах самолета-аналога БТС-002), однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов (первой серии) уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в ХЧФпод установку двигателей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием.

После необходимых доработок, транспортировки на космодром, испытаний и подготовки к старту, напряженный труд десятков тысяч людей завершился триумфом 15 ноября 1988 года.

Основные характеристики МКС "Энергия-Буран"

Орбитальный корабль "Буран":

РН "Энергия" (МКС в целом):

Характеристики

Значение

Характеристики

Значение

Максимальная стартовая масса (в первом полете), т

105 (79,4)

Стартовая масса МКС, т

2375*

в т.ч.: запас окислителя (кислород), т

10,4

Масса ракеты-носителя, т

2270

запас горючего (циклин), т

4,1

первая ступень (блок "А", 4 шт.), т

1490,4

Масса полезного груза, выводимого в ОК на орбиту H=200 км:

в т.ч.: запас окислителя (кислород), т

886,8

с наклонением i=50.7 , т

30

запас горючего (керосин РГ-1), т

341,2

с наклонением i=97 , т

16

вторая ступень (блок "Ц", 1 шт.), т

776,2

Посадочная масса ОК:

в т.ч.: запас окислителя (кислород), т

602,3

номинальная, т

82

запас горючего (водород), т

100,7

максимальная, т

87

Двигатель блока "А" (РД-171, 11Д521):

Масса полезного груза, возвращаемого с орбиты в ОК:

тяга на уровне моря, тс

740

максимальная, т

20

тяга в вакууме, тс

806

номинальная, т

15

удельный импульс на уровне моря, с

308,5

Экипаж, человек:

удельный импульс в вакууме, с

336,2

на этапе летных испытаний (при наличии катапультных кресел)

2

Двигатель блока "Ц" (4 шт.РД-0120,11Д122):

>

максимальный (без катапультных кресел)

до 10

тяга на уровне моря, тс

147,6

Продолжительность полета:

тяга в вакууме, тс

190

номинальная, сут

7

удельный импульс на уровне моря, с

353,2

максимальная (с дополнительными баками), сут

30

удельный импульс в вакууме, с

454,7

Диапазон возможных наклонений орбит,

50,7...110

Геометрические характеристики МКС:

Высота орбиты:

общая длина, м

58,765

рабочая круговая, км

250 ... 500

максимальная ширина, м

23,92

максимальная, км

1000

максимальная ширина на установщике, м

24,50

Перегрузки, g:

Геометрические характеристики РН в целом:

при выведении на орбиту (максимальная)

3

длина, м

58,765

при спуске в атмосферу (по номинальной траектории)

1,6

максимальный поперечный размер, м

17,65

Аэродинамическое качество:

Геометрические характеристики первой ступени:

на гиперзвуковых скоростях

1,5

длина, м

39,46

при посадке

5

диаметр баков, м

3,92

Максимальная величина бокового маневра при спуске, км

1700

Геометрические характеристики второй ступени:

Посадочная скорость:

длина, м

58,765

средняя (при посадочной массе 82т), км/ч

312

диаметр баков (без теплоизоляции), м

7,75

максимальная, км/ч

360

Кратность использования (ресурс):

в первом полете, км/ч

263

первая ступень, полетов

10

Маршевый двигатель орбитального маневрирования 17Д12:

вторая ступень, полетов

1

тяга в вакууме, тс

8,8

удельный импульс в вакууме, с

362

Геометрические характеристики:

общая длина, м

36,37

>

в том числе фюзеляжа, м

30,85

ширина фюзеляжа (максимальная), м

5,50

Размах крыла, м

23,92

высота на стоянке, м

16,35

шасси, база/колея, м

7,00/12,79

длина отсека полезного груза, м

18,55

диаметр отсека полезного груза, м

4,70?

Кратность использования (ресурс), полетов

100

Применение "Бурана".

А) Боевые космические комплексы.

В конце 60-х - начале 70-х годов в США были начаты работы по исследованию возможности использования космического пространства для ведения боевых действий в космосе и из космоса. Правительство СССР рядом специальных постановлений (первое вышло в 1976 г.) работы в стране в этой области поручило кооперации организаций-разработчиков во главе с НПО "Энергия". В 70-80-е годы был проведен комплекс исследований по определению возможных путей создания космических средств, способных решать задачи поражения космических аппаратов военного назначения, баллистических ракет в полете, а также особо важных воздушных, морских и наземных целей. При этом ставилась задача достижения необходимых характеристик указанных средств на основе использования имевшегося к тому времени научно-технического задела с перспективой развития этих средств при ограничении по производственным мощностям и финансированию. Для поражения военных космических объектов были разработаны два боевых космических аппарата на единой конструктивной основе, оснащенные различными типами бортовых комплексов вооружения - лазерным и ракетным. Основой обоих аппаратов явился унифицированный служебный блок, созданный на базе конструкции, служебных систем и агрегатов орбитальной станции серии ДОС-7К.

В отличие от станции служебный блок должен был иметь существенно большие по вместимости топливные баки двигательной установки для обеспечения маневрирования на орбите.

Боевые космические комплексы - полезная нагрузка ОК "Буран"

Обозначения: 1 - приборно-топливный отсек; 2 - агрегатный отсек; 3 - бортовой комплекс специального вооружения

Выведение космических аппаратов на орбиту предполагалось осуществлять в грузовом отсеке орбитального корабля МКС "Буран" (ракетой-носителем "Протон" на экспериментальном этапе). Предусматривалась дозаправка баков на орбите при помощи средств, также доставляемых к аппаратам в ОК МКС "Буран". Для обеспечения длительного срока боевого дежурства на орбите и поддержания высокой готовности космических комплексов предусматривалась возможность посещения объектов экипажем (два человека до 7 суток).

Боевая космическая самонаводящаяся ракета-перехватчик

Меньшая масса бортового комплекса вооружения с ракетным оружием, по сравнению с комплексом с лазерным оружием, позволяла иметь на борту КА больший запас топлива, поэтому представлялось целесообразным создание системы с орбитальной группировкой, состоящей из боевых космических аппаратов, одна часть из которых оснащена лазерным, а другая - ракетным оружием. При этом первый тип КА должен был применяться по низкоорбитальным объектам, а второй - по объектам, расположенным на средневысотных и геостационарных орбитах.

Для поражения стартующих баллистических ракет и их головных блоков на пассивном участке полета в НПО "Энергия" был разработан проект ракеты-перехватчика космического базирования. В практике НПО "Энергия" это была самая маленькая, но самая энерговооруженная ракета. Достаточно сказать, что при стартовой массе, измеряемой всего десятками килограммов, ракета-перехватчик обладала запасом характеристической скорости, соизмеримой с характеристической скоростью ракет, выводящих современные полезные нагрузки на орбиту ИСЗ. Высокие характеристики достигались за счет применения технических решений, основанных на последних достижениях отечественной науки и техники в области миниатюризации приборостроения. Авторской разработкой НПО "Энергия" явилась уникальная двигательная установка, использующая нетрадиционные не криогенные топлива и сверхпрочные композиционные материалы. В начале 90-х годов, в связи с изменением военно-политической обстановки, работы по боевым космическим комплексам в НПО "Энергия" были прекращены. К работам по боевым космическим комплексам привлекались все тематические подразделения Головного конструкторского бюро и широкая кооперация специализированных организаций-разработчиков военно-промышленного комплекса страны, а также ведущие исследовательские организации Министерства обороны и Академии наук.

Для поражения особо важных наземных целей разрабатывалась космическая станция, основу которой составляла станция серии ДОС-7К и на которой должны были базироваться автономные модули с боевыми блоками баллистического или планирующего типа. По специальной команде модули отделялись от станции, посредством маневрирования они должны были занимать необходимое положение в космическом пространстве с последующим отделением блоков по команде на боевое применение. Конструкция и основные системы автономных модулей были заимствованы с орбитального корабля "Буран". В качестве варианта боевого блока рассматривался аппарат на базе экспериментальной модели ОК "Буран" (аппараты семейства "Бор").Военная целевая нагрузка для ОК "Буран" разрабатывалась на основании специального секретного постановления ЦК КПСС и Совета Министров. Об исследовании возможности создания оружия для ведения боевых действий в космосе и из космоса (1976г.)

Боевая космическая станция с ударными блоками на базе ОК"Буран"1 - базовый блок; 2 - центр управления боевыми блоками; 3 - многоразовый транспортный корабль "Заря"; 4 - модули боевой станции с прицельными комплексами; 5 - боевые модули (на базе фюзеляжа ОК «Буран»)

Вот как описывает применение боевой космической станции С.Александров в своей статье "Меч, ставший щитом" ("Техника-молодежи",4'98):"...Тот же базовый модуль, как на орбитальной станции Мир, те же боковые (уже не секрет, что на Спектре, например, предполагались испытания оптической системы обнаружения ракетных пусков... А стабилизированная платформа с теле- и фотокамерами на Кристалле чем не прицел?), но вместо астрофизического Кванта модуль с комплексом боевого управления. Под шариком переходного отсека еще один переходник, на котором висят четыре модуля (на основе бурановского фюзеляжа) с боевыми блоками. Это, так сказать, исходное положение. По тревоге они отделяются и расходятся на рабочие орбиты, выбираемые из следующего соображения: чтобы каждый блок вышел на свою цель в тот момент, когда над ней будет пролетать центр управления. Фюзеляж Бурана используется в этом проекте по принципу не пропадать же добру: большие запасы топлива в объединенной двигательной установке и очень хорошая система управления позволяют активно маневрировать на орбите, при этом полезный груз боевые блоки находятся в контейнере, скрытые от любопытных глаз, а так же неблагоприятных факторов космического полета. Что существенно в контексте стратегического сдерживания эта система оружия нанесет прицельный, хирургический удар даже в том случае, если будет уничтожено все остальное. Как атомные подводные лодки, она способна переждать первый залп!"

Боевой ударный модуль космического базирования:

1 - стыковочный узел;

2 - носовая часть фюзеляжа (НЧФ);

3 - переходный отсек;

4 - герметичный модуль кабины;

5 - носовой блок двигателей управления;

6 - средняя часть фюзеляжа (СЧФ);

7 - хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ);

8 - створки отсека полезного груза с панелями радиационного теплообменника

Б) Проекты целевого использования орбитального корабля "Буран"

Согласно техническим заданиям Министерства обороны и отраслевым программам в НПО "Энергия" были разработаны технические предложения и эскизные проекты по решению конкретных задач в реальных направлениях применения ОК "Буран". Предусматривалось использовать ОК "Буран" для транспортно-технического обслуживания (ТТО) и ремонта орбитальных комплексов и космических аппаратов. Так, например, транспортно-техническое обслуживание орбитальным кораблем "Буран" комплекса "Мир" - его дооснащение (доставка модулей, энергоустановок и др.), многоразовое использование модулей и оборудования (их возвращение для профилактики и ремонта), доставка на Землю результатов работ - позволяет существенно повысить эффективность комплекса. Как разновидности задачи ТТО были рассмотрены диагностирование неисправных аппаратов, как на орбите, так и после их возвращения с помощью ОК "Буран", а также оценка возможности их ремонта и повторного использования. Применительно к аппаратам космической разведки исследована возможность возвращения двух неисправных аппаратов и принятия решений по их дальнейшему использованию. Детально проработано использование ОК "Буран" для развертывания и сборки больших конструкций. Это направление имеет принципиальное значение для создания космических антенн, солнечных энергоустановок и др. Обоснован эксперимент по отработке антенны космического радиотелескопа КРТ-30 и экспериментального космического комплекса наблюдения в составе бортового модуля на ОК "Буран". Особую роль ОК "Буран" может иметь для выведения и отработки на орбите особо дорогостоящих КА.

Чтобы уменьшить технический риск и предотвратить значительный ущерб в случае потери, например, уникального аппарата космической разведки или выхода из строя его целевой аппаратуры, было предложено и проработано решение о создании по принципу максимальной преемственности конструктивных, компоновочных и технических решений экспериментального образца (ЭКА), выводимого и обслуживаемого по программе отработки кораблем "Буран". Такое решение позволяло обеспечить:

- контроль всех основных этапов функционирования ЭКА;

- контроль операций по раскрытию крупногабаритной антенны РАС и проведение оперативного ремонта при ее отказе;

- проверку работоспособности ЭКА перед самостоятельным функционированием для гарантированного выполнения задач эксперимента;

- проведение ремонтно-восстановительных работ на борту ЭКА;

 - возвращение на Землю особо ценных частей ЭКА для диагностики и повторного использования.

Аналоги