Космический «челнок»

Орбитальный корабль «Буран» и его носитель — ракета «Энергия» стали одним из символов прогресса советской науки и техники. Можно по-разному относиться к экономической эффективности наших космических программ, однако бесспорно одно — этот ракетно-космический комплекс представляет собой прорыв в будущее, важный шаг на пути дальнейшего освоения Вселенной.

Сегодня мы публикуем рассказ об уникальной системе, а также ее чертежи, подготовленные по материалам, предоставленным редакции научно-производственным объединением «Энергия».

Универсальный ракетно-космический комплекс «Буран» — «Энергия» создан коллективами специалистов научно-производственного объединения «Энергия», возглавляемыми главными конструкторами членом-корреспондентом АН СССР Ю. П. Семеновым и доктором технических наук Б. И. Губановым под общим руководством академика В. П. Глушко. Участвовали в работе и десятки других организаций различных министерств и ведомств.

Комплекс «Буран» — «Энергия» является одним из двух вариантов универсальной ракетно-космической системы «Энергия». Последняя создана на базе тяжелой двухступенчатой ракеты-носителя (РН) с продольной схемой деления ступеней. Особенность конструкции РН — несимметричная компоновка, связанная с необходимостью размещения на себе как контейнера с полезным грузом, так и орбитального корабля (ОК) «Буран». С этой целью четыре боковых блока первой ступени (блоки «А») смещены относительно продольной оси центрального блока (блок «Ц») в сторону, противоположную полезному грузу. Для компенсации несимметричного расположения полезного груза во время работы второй ступени четыре жидкостных ракетных двигателя (ЖРД) блока «Ц» также смещены относительно продольной оси.

Из-за плотного расположения блоков «А» при разделении ступеней для исключения соударений они отделяются попарно; с этой целью они соединены с помощью двух поясов межблочных связей в так называемые «параблоки». Отделившись на высоте около 40 км и скорости 1,8 км/с, параблоки совершают полет по баллистической траектории, на нисходящей ветви которой происходит их разделение.

Характерная особенность блоков «А» — наличие больших обтекателей парашютно-реактивной системы приземления. Эта система после разделения параблоков обеспечивает торможение и мягкую посадку блоков на дальности около 400 км от стартового комплекса. Стоит отметить, что спасение тонкостенных жидкостных ракетных блоков с посадкой их на сушу представляет собой более сложную техническую задачу, чем спасение твердотопливных ускорителей американского комплекса «Спейс Шаттл» с их последующим приводнением. Правда, отработка данной системы начнется на следующем этапе испытаний, а в первых двух пусках «Энергии» спасение блоков не предусматривалось. Примечательно и то, что для снижения стоимости разработки боковых блоков их конструкция максимально унифицирована с первой ступенью новой одноразовой ракеты «Зенит», эксплуатация которой началась в 1987 году. В обоих случаях двигательной установкой служит четырехкамерный РД-170, работающий на жидком кислороде и углеводородном горючем.

Четыре боковых блока отличаются друг от друга в основном размещением твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ) системы разделения. Они установлены таким образом, чтобы обеспечить безударное отделение параблоков и их параллельный увод в сторону от орбитального корабля (первоначальный зазор между блоками «А» и ОК меньше метра). При этом крайне нежелательно воздействие струй ракетных двигателей на блок «Ц», вследствие чего сопла РДТТ развернуты, а блок «Ц» дополнительно защищен теплостойким покрытием, выделяющимся своим серым цветом. Сходное покрытие нанесено и на верхнюю часть блоков «А» и «Ц» для защиты от аэродинамического нагрева во время прохождения через атмосферу.

На блоке «Ц» впервые в СССР применены кислородно-водородные ре активные двигатели. Хвостовой отсек блока с четырьмя однокамерными двигателями имеет сложную форму, образованную цилиндрической частью, цилиндрической и конической обечайками, разделенными коническими обтекателями двигателей. С донной части каждый ЖРД закрыт качающимся вместе с ним эллиптическим обтекателем-экраном, из которого выступает сопловая часть двигателя. «Буран» устанавливается на блоке «Ц» с помощью верхнего и нижнего узлов связи, из которых опорным является нижний, а верхний выполнен в виде плавающей опоры, что позволяет компенсировать механические и тепловые деформации блока и орбитального корабля (в заправленном состоянии блок «Ц» укорачивается на несколько сантиметров).

Отделение космического «челнока» происходит на высоте около 120 км и скорости, близкой к первой космической. Блок «Ц» падает в расчетный район акватории Тихого океана — так называемую «антиподную» точку. Последняя сохраняет свое положение независимо от различных азимутов пуска ракеты-носителя, необходимых для вывода полезных нагрузок на орбиты с различным наклонением. «Буран» с помощью двух импульсов объединенной двигательной установки (ОДУ), включающей в себя два ЖРД орбитального маневрирования, довыводится на опорную круговую, орбиту. С помощью этих же двигателей осуществляется и торможение многоразового космического корабля для схода с орбиты.

Схема «Бурана» выбрана из условия обеспечения устойчивости и управляемости в диапазоне скоростей от 0,3 до 25 чисел Маха. Как и «Спейс Шаттл», он выполнен по схеме «бесхвостка» с крылом двойной стреловидности, которое хорошо работает при больших углах атаки на малых скоростях, обеспечивая посадочную скорость около 340 км/ч, и в то же время обеспечивает балансировку орбитального корабля при различных числах М за счет корневых наплывов и крутки крыла по размаху. Органами управления, помимо ЖРД реактивной системы управления, являются элевоны, подфюзеляжный балансировочный щиток и руль поворота.

Фюзеляж аппарата можно разделить на три части: носовую, среднюю и хвостовую. В носовой находятся блок двигателей и вставная двухъярусная гермокабина экипажа. В верхней ее части — командный отсек с местами пилотов, рабочими местами операторов полезной нагрузки и манипулятора, а в нижней — бытовой отсек. В последнем имеются два люка — входной на левом борту фюзеляжа и люк для выхода в отсек полезного груза. Этот отсек занимает всю среднюю часть фюзеляжа. Его длина составляет 18,3 м, внутренний диаметр 4,7 м. Он закрыт 8 створками, с внутренней стороны которых находятся радиаторы системы терморегулирования, необходимой во время орбитального полета. По бокам отсека можно видеть 12 малых дренажных створок (половина из них обычно закрыта). Их назначение станет понятным, если учесть, что при выведении корабля на орбиту он за считанные минуты попадает из атмосферного давления в глубокий вакуум. Без дренажа отсека полезного груза его створки раскрылись бы от внутреннего давления, а при спуске с орбиты еще хуже: вакуумированный отсек был бы раздавлен атмосферным давлением.

Внутри хвостовой части фюзеляжа размещены баки ОДУ (жидкого кислорода и углеводородного горючего). Из этих баков питаются двигатели орбитального маневрирования и все системы управления. За хвостовой срез фюзеляжа выступают два блока управляющих двигателей, обтекатель ОДУ и контейнер с тормозной трехкупольной парашютной системой, используемой для сокращения пробега «челнока» на посадочной полосе. Для торможения также предусмотрен расщепляющийся двухсекционный руль поворота — воздушный тормоз. Возникающий при его раскрытии кабрирующий момент компенсируется отклонением балансировочного щитка.

Вся поверхность «Бурана» покрыта теплозащитными плитками, изготовленными из материала на основе кварцевого волокна. Нижняя часть корабля покрыта высокотемпературными плитками черного цвета, а наиболее нагруженные передние кромки крыла, киля и носок фюзеляжа — плитками из композиционного материала на основе углерода. Белый цвет плиток соответствует зонам с меньшим нагревом.

С созданием ракетно-космического комплекса «Буран» — «Энергия» открываются новые возможности применения космической техники. Не следует рассматривать его как транспортную систему, аналогичную одноразовым ракетам — при таком подходе «Буран», конечно, окажется в проигрыше. Но он же является уникальной космической платформой для проведения всевозможных экспериментов и операций с крупногабаритной неотделяемой научной аппаратурой. С его помощью возможно осуществление экспериментов с развертыванием в космосе тросовых систем (в том числе зондирование привязным спутником верхних слоев атмосферы), сборка из модулей и ферм крупногабаритных конструкций и проведение ремонтновосстановительных операций на орбите с возможной доставкой космических аппаратов на Землю. Используемый во взаимодействии с грузовым вариантом транспортной системы «Энергия» и одноразовыми ракетами-носителями, многоразовый орбитальный корабль «Буран» позволит эффективно решать многие задачи современной космонавтики.

ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА «БУРАН» — «ЭНЕРГИЯ» (ПО ДАННЫМ, ОПУБЛИКОВАННЫМ НА 38-М МЕЖДУНАРОДНОМ АВИАСАЛОНЕ ЛЕ-БУРЖЕ 1989 г.):

Стартовая масса до 2400 т

РН «ЭНЕРГИЯ»:

Суммарная тяга ЖРД 1-й и 2-й ступеней на старте 3550 тс
Начальная перегрузка 1,48
Тяга ЖРД РД-170:
на Земле 740 тс
в пустоте 806 тс
Тяга ЖРД 1-й ступени:
на Земле 148 тс
в пустоте 200 тс
Масса конструкции около 300 т

ОК «БУРАН»:

Стартовая масса 105 т
Посадочная масса до 82 т
Масса конструкции 62 т
Масса полезного груза:
на орбите Н-250 км до 30 т
на орбите Н-450 км до 27 т
Масса груза, возвращаемого на Землю до 13 т
Масса топлива ОДУ:
штатная 8 т
максимальная 14 т
Максимальная высота орбиты (при максимальной заправке ОДУ) 800—1000 км
Тяга ЖРД орбитального маневрирования 2X8,8 тс
Количество и тяга ЖРД РСУ 38Х 387 кгс, 8Х20 кгс
Площадь несущей поверхности ОК 250 м²
Объем кабины экипажа 73 м³
Посадочная скорость 340 км/ч

А. НАБИУЛИН, инженер