107356 (616194), страница 4
Текст из файла (страница 4)
- имелись и давно использовались в Воздушно-десантных войсках сложные парашютные системы (с тормозными РДТТ), позволяющие осуществлять мягкую посадку тяжелых объектов;
- снимались жесткие требования по точности приземления;
- отпадала необходимость в дорогой и сложной наземной инфраструктуре (в первую очередь аэродромов);
- конструкция космического корабля без крыльев и оперения по сравнению с крылатым ОК конструктивно является более простой и легкой при равной прочности, имеет меньшую омываемую площадь (что снижает массу теплозащиты), более простые алгоритмы управления, что в конечном итоге приводит к большей эффективности в эксплуатации.
А к главному недостатку малую дальность бокового маневра при спуске. Нужна же была большая, что диктовалось элементарным соображением: в отличие от американцев с их раскиданными по всему миру авиабазами (а аварийные полосы для Шаттла сооружены по всему миру, от острова Пасхи до Марокко), у нас была только территория СССР - много, но недостаточно. И только три полосы (на Байконуре, в Крыму и у озера Ханка на Дальнем Востоке)... Сесть же на них нужно было с любого витка!
Проблему пытались решить: корпус корабля стал в сечении треугольным, однако это были полумеры. В общем, схема однокилевой бесхвостки с переменной стреловидностью передней кромки крыла напрашивалась, но решающим фактором стала не аэродинамика. Как раз здесь сказалось положение догоняющих: к этому времени облик американской системы после многократных изменений был, наконец, утвержден. И сработало классическое, увы, в нашей оборонке мнение: американцы не глупее, делайте, как у них!
Промежуточный вариант ОК "Буран" предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Это обуславливалось следующим: в связи с тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, в течение суток возникало достаточно много витков, посадка с которых невозможна. Из этой ситуации могло быть два принципиальных выхода: расширить количество аэродромов (но "Буран" создавался как военный объект, а стратегические союзники были расположены "компактно" к границам СССР, Куба же была слишком близка к территории потенциального противника), либо повысить энерговооруженность атмосферного участка за счет установки ВРД. Конструкторы выбрали второй путь.
В дальнейшем (по техническим причинам) от использования на штатном ОК "Буран" ТРД в конце концов, отказались (испытав воздушно-реактивную двигательную установку в реальных атмосферных полетах самолета-аналога БТС-002), однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов (первой серии) уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в ХЧФ под установку двигателей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием.
После необходимых доработок, транспортировки на космодром, испытаний и подготовки к старту, напряженный труд десятков тысяч людей завершился триумфом 15 ноября 1988 года.
Основные характеристики МКС "Энергия-Буран"
| Орбитальный корабль "Буран": | РН "Энергия" (МКС в целом): | |||
| Характеристики | 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 запас горючего (циклин), т | 10,4 4,1 | Масса ракеты-носителя, т | 2270 | |
| Первая ступень (блок "А", 4 шт.), т | 1490,4 | |||
| Масса полезного груза, выводимого в ОК на орбиту H=200 км: с наклонением i=50.7 , т с наклонением i=97 , т | 30 16 | В т.ч.: запас окислителя (кислород), т запас горючего (керосин РГ-1), т | 886,8 341,2 | |
| Вторая ступень (блок "Ц", 1 шт.), т | 776,2 | |||
| Посадочная масса ОК: номинальная, т максимальная, т | 82 87 | в т.ч.: запас окислителя (кислород), т запас горючего (водород), т | 602,3 100,7 | |
| Двигатель блока "А" (РД-171, 11Д521): тяга на уровне моря, тс тяга в вакууме, тс удельный импульс на уровне моря, с удельный импульс в вакууме, с | 740 806 308,5 336,2 | |||
| Масса полезного груза, возвращаемого с орбиты в ОК: максимальная, т номинальная, т | 20 15 | |||
| Экипаж, человек: на этапе летных испытаний (при наличии катапультных кресел) максимальный (без катапультных кресел) | 2 до 10 | |||
| Двигатель блока "Ц" (4 шт.РД-0120,11Д122): тяга на уровне моря, тс тяга в вакууме, тс удельный импульс на уровне моря, с удельный импульс в вакууме, с | ||||
| 147,6 | ||||
| Продолжительность полета: номинальная, сут максимальная (с дополнительными баками), сут | 7 30 | 190 353,2 454,7 | ||
| Диапазон возможных наклонений орбит | 50,7...110 | Геометрические характеристики МКС: общая длина, м максимальная ширина, м максимальная ширина на установщике, м | 58,765 23,92 24,50 | |
| Высота орбиты: рабочая круговая, км максимальная, км | 250 ... 500 1000 | |||
| Перегрузки, g: при выведении на орбиту (максимальная) при спуске в атмосферу (по номинальной траектории) | 3 1,6 | Геометрические характеристики РН в целом: длина, м максимальный поперечный размер, м | 58,765 17,65 | |
| Аэродинамическое качество: на гиперзвуковых скоростях при посадке | 1,5 5 | Геометрические характеристики первой ступени: длина, м диаметр баков, м | 39,46 3,92 | |
| Максимальная величина бокового маневра при спуске, км | 1700 | Геометрические характеристики второй ступени: длина, м | 58,765 | |
| Посадочная скорость: средняя (при посадочной массе 82т), км/ч максимальная, км/ч в первом полете, км/ч | 312 360 263 | |||
| диаметр баков (без теплоизоляции), м | 7,75 | |||
| Кратность использования (ресурс): первая ступень, полетов вторая ступень, полетов | 10 1 | |||
| Маршевый двигатель орбитального маневрирования 17Д12: тяга в вакууме, тс удельный импульс в вакууме, с | 8,8 362 | |||
| 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"
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"
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
