Буран

Реферат з дисципліни «Аеродинаміка»

Виконав ст. гр. З-66 Макаренко Е. В.

Омський авіаційний технікум ім. М. Є. Жуковського

2003

В польоті орбітальний корабель "Буран"

Повідомлення ТАРС

15 Листопад 1988 в Советс ком Союзі проведені успішні випробування космічного корабля багаторазового використання "Буран".

Після старту універсальної ракетно-космічної транспортної системи "Енергія" з кораблем "Буран" орбітальний корабель вийшов на розрахункову орбіту, здійснив двухвітковий політ навколо Землі і приземлився в автоматичному режимі на посадковій смузі космодрому Байконур.

Це - Видатний успіх вітчизняної науки і техніки, що відкриває якісно новий етап у радянській програмі космічних досліджень.

"Буран" - Радянський крилатий орбітальний корабель багаторазового використання. Призначений для виведення на орбіту навколо Землі різних космічних об'єктів і їх обслуговування; доставки модулів і персоналу для зборки на орбіті великогабаритних споруд і міжпланетних комплексів; повернення на Землю несправних або виробили свій ресурс супутників; освоєння устаткування і технологій космічного виробництва і доставки продукції на Землю; виконання інших вантажопасажирських перевезень за маршрутом Земля-космос-Земля, вирішення ряду оборонних завдань.

15 Листопад 1988 орбітальний корабель "Буран" здійснив у повністю автоматичному режимі керування свій перший виліт в космос тривалістю 205 хвилин, поклавши початок новому напрямку у розвитку вітчизняної космонавтики - створення багаторазових повітряно-космічних літальних апаратів.

Успішне виконання польоту і високоточна посадка в умовах штормового попередження метеорологів дозволяє зробити висновок, що в цілому передпольотний аеродинамічні характеристики ОК, отримані в результаті виконання великої програми комплексних розрахунково-теоретичних та експериментальних досліджень, слід вважати досить достовірними.

Аналіз результатів польоту представляє самостійний інтерес і викладений нижче гранично коротко.

Комплексна обробка зовні траєкторних вимірювань, телеметричної інформації та результатів зондування атмосфери і даних метеообстановки в районі аеродрому посадки дозволила визначити силові, моментні і балансування аеродинамічні характеристики планера і порівняти їх з розрахунковими, визначеними по дополетной аеродинаміці у фактичних умовах реального польоту.

Аеродинамічна компонування

Планер ОК за зовнішнім виглядом і складу елементів нагадує звичайний літак схеми "бесхвостка" і складається з фюзеляжу, крила, забезпеченого елевонамі, що функціонують як керма висоти при управлінні по тангажу і як елерони при управлінні по крену, вертикального оперення з кермом напрямку, конструктивно що складається з двох розщеплюються стулок, що працюють при розкритті в режимі повітряного гальма, а також балансування щитка в хвостовій частині для забезпечення балансування і розвантаження елевонов на гіперзвукових швидкостях і великих кутах атаки, де їх відхилення обмежені температурним фактором.

До особливостям конфігурації крила слід віднести його подвійну стреловідность, що забезпечує необхідні властивості, що несуть і сприятливе зміна аеродинамічних характеристик на надзвукових швидкостях і трансзвукових польоту.

Профіль крила ОК в порівнянні з профілю, яку застосовують в сучасній надзвуковий авіації, відрізняється більшою товщиною і великим радіусом передньої кромки, що зменшує температуру нагрівання конструкції при вході і польоті в щільних шарах атмосфери. Для управління по крену і нишпорення при польоті на великих швидкостях і великих кутах атаки, коли кермо напряму неефективний, використовується реактивна система управління ОК, двигуни якої розташовані в двох блоках в хвостовій частині фюзеляжу.

В процесі оптимізації аеродинамічних характеристик планера були проведені численні експериментальні дослідження параметричних моделей ОК на дозвукових, трансзвукових, надзвукових і гіперзвукових швидкостях в аеродинамічних трубах ЦАГІ, які визначили вплив на аеродинамічні характеристики форми профілю крила, його стріловидності по передній кромці напливу і основний трапеції, форми носовій частині і хвостовій частині, профілю і габаритних розмірів вертикального оперення і установки зовнішніх елементів. За результатами досліджень були вибрані:

-- крило із стрілоподібним 450 за основною трапеції, 780 по напливу, з симетричним базовим профілем, максимальна товщина якого, що дорівнює 12% хорди, розташована на 40% її довжини;

-- фюзеляж з циліндричної підрізуванням по нижній що утворює хвостовій частині в бічній проекції, яка дорівнює 140;

-- вертикальне оперення з чечевицеподібних профілем, максимальна товщина якого розташована на 60% довжини хорди

Аналіз характеристик показав, що максимальне значення балансувальне аеродинамічного якості К на дозвуковою режимі польоту дорівнює 5,6, а на гіперзвукової режимі - 1,3 і що отримані аеродинамічні характеристики забезпечують подовжню балансування ОК на гіперзвукових, надзвукових, трансзвукових і дозвукових режимах польоту за рахунок відхилення елевонов в діапазоні від -350 до 200, балансування щитка від -100 до 200 і розкриття повітряного гальма до 870.

За своєму призначенню ОК "Буран" є багатоцільовим транспортним повітряно-космічним літальним апаратом. Як "вантажівка" корабель повинен здійснювати човникові операції з транспортування екіпажів і вантажів заданих мас і габаритів на трасі "Земля - Орбіта - Земля".

Як повітряно-космічний, двухсредний літальний апарат ОК повинен, завершуючи політ, що планує виконувати керований спуск з космосу із зануренням у щільні шари атмосфери і посадкою в заданій точці земної поверхні. При цьому вимоги безпеки екіпажу, збереження вантажу і багаторазового використання визначили авіаційний тип посадки з приземленням на бетонну злітно-посадочну смугу (ЗПС) кінцевих розмірів.

Зазначені фактори і вітчизняний досвід створення орбітального літака зумовили вигляд корабля і його комплексно-раціональну аеродинамічну компонування як нізкоплан схеми "бесхвостка" з центральним розташуванням вертикального оперення.

кабінний модуль з склінням, що забезпечує екіпажу можливість візуальної посадки, середня частина фюзеляжу, задана геометрією циліндричного відсіку корисного вантажу розміром 4,6 х 18 м, і кормовий відсік, в якому розміщена об'єднана рухова установка з зовнішніми блоками двигунів реактивної системи управління - ці основні агрегати фюзеляжу сформували його зовнішні обводи і визначили площа донного зрізу.

Низька розташування крила подвійний стріловидності, інтегрованого з фюзеляжем, утворює по нижніх обводам загальну несучу поверхню, що відповідає вимогам поздовжньої балансування на гіперзвукових швидкостях і теплозахисту планера при проходженні теплового бар'єру, і забезпечує найбільш раціональні компонування і конструктивно-силову схему корабля. Основні параметри "нізкоплан" дає можливість максимально використовувати екранний ефект на посадці при підході до поверхні ЗПС і приземлення.

Органи аеродинамічного авіаційні, крену і рискання звичайні для схеми "бесхвостка" - це двосекційні елевони на консолях крила і кермо направлення на кілі. Крім них орбітальний літак має два додаткових органу управління, специфічних для повітряно-космічного планера.

На обрізі кормовій частині фюзеляжу розташований балансування щиток, який в вихідному положенні є продовженням нижній поверхні фюзеляжу. Він призначений для коригування балансування положення елевонов та їх розвантаження при зміні центрування в межах заданого експлуатаційного діапазону.

Руль напрямки виконаний розщеплюються на дві стулки і при розкритті працює як повітряний гальмо, що при бездвігательном плануванні дає можливість управління траєкторією і швидкістю польоту шляхом зміни аеродинамічного опору і, тим самим, аеродинамічного якості. Внаслідок верхнього розташування повітряне гальмо при розкритті створює моменти на кабрірованіе. Парирування їх за допомогою елевонов призводить до створення додаткової підйомної сили на режимах посадки, виключає характерні для літаків схеми "бесхвостка" втрати на балансування.

Компонування

1 - Стикувальний вузол;

2 - Носова частина фюзеляжу (НЧФ);

3 - Перехідний відсік;

4 - Герметичний модуль кабіни;

5 - Носової блок двигунів управління;

6 - Середня частина фюзеляжу (СЧФ);

7 - Хвостова частина фюзеляжу (ХЧФ);

8 - Стулки відсіку корисного вантажу з панелями радіаційного теплообмінника

Герметична кабіна ОК, в якій знаходиться і працює в польоті екіпаж, розміщується в носовій частині фюзеляжу і має два поверхи: верхній - командний відсік (КО) і нижній - побутовий відсік (БО), під яким розташований агрегатний відсік з не що вимагає постійного доступу обладнанням.

Командний відсік у своїй передній частині має два робочих місця (РМ-1 і РМ-2), оснащених катапультні кріслами. У конструкції кабіни передбачені аварійні виходи, що утворюються за допомогою вибухових шнурів.

Варіант кабіни, розрахований на екіпаж з чотирьох чоловік з індивідуальними засобами порятунку, відрізняється тим, що в передній частині БО (аварійні виходи перед склінням кабіни) встановлюються два додаткових катапульт крісла, а приладові відсіки переносяться до задньої стінки кабіни.

Зовні на задній стінці кабіни встановлений модуль командних приладів (МКП), всередині якого знаходяться гіростабілізований платформи (ГСП) системи управління (СУ). Справа на МКП встановлений блок зоряних датчиків, що має що відкривається в польоті кришку. Зліва розміщений радіовисотомір-вертикаль. Над МКП розміщена навігаційна вимірювальна візуальна система, зовнішня і внутрішня частини якої встановлені на спеціальному проміжному ілюмінаторі задньої стінки кабіни.

На обшивці носовій частині фюзеляжу (НЧФ) навколо кабіни і перед нею встановлено більшість антен радіотехнічних систем корабля. Кожна антена або їх група монтується в вирізі металевої обшивки і закривається радіопрозорі вставкою. У передній області НЧФ носової блок двигунів управління. На задній стінці кабіни і частково на передній розміщені плати електрораз'емов, а також з'єднувачі пневмогідросвязей. Під кабіною прокладені транзитні кабелі та трубопроводи, що з'єднують, минаючи кабіну, агрегати і апаратуру НЧФ та інших частин фюзеляжу.

Відсік корисного вантажу (ОЗУ) розташований в середній частині фюзеляжу від задньої стінки кабіни (від відповідного шпангоута) до перегородки, що відокремлює середню частину фюзеляжу (СЧФ) від хвостовій частині фюзеляжу (ХЧФ). У нижній зоні СЧФ між шпангоутами розташовані прилади агрегати і систем, у тому числі системи електроживлення (баки з рідким воднем і киснем, приладовий модуль і електрохімічні генератори струму), у верхній частині - стулки ОПГ (чотири секції по кожному борту зі змонтованими на них радіаторами системи терморегулювання), що відкриваються на дві сторони. Збоку до СЧФ кріпляться консолі крила з елевонамі - аеродинамічними рулями, що поєднує функції управління по каналах тангажу і крену, і нішами зі встановленими в них основними стійками шасі. Ніша передньої стійки розташована відразу за кабіною екіпажу на СЧФ.

В хвостовій частині фюзеляжу розміщені базовий блок (ББ) об'єднаної рухової установки і три допоміжні силові установки, що створюють робочий тиск у гідравлічної системи ОК, герметичний приладовий відсік та інші агрегати і обладнання. ВСУ розташовуються поблизу передньої стінки ХЧФ по правому та лівому бортах. Два хвостових блоку (лівий і правий) двигунів управління ОДУ кріпляться консоллю на шпангоути донного зрізу ХЧФ, на якому встановлюється і ББ. У нижній частині ХЧФ розміщений балансування щиток, а у верхній - кіль з кермом напрямки/повітряних гальмом. У ранньому варіанті компонування для підвищення маневрених можливостей ОК при посадці, зокрема при ручному управлінні, передбачалося оснащення ОК двома турбореактивними двигунами з їх встановленням на ХЧФ з боків від кіля (це добре видно на літаючі моделі аналогу ОК БОР-5 і на літаку-аналогу БТС-02 ОК-гли).

Рухова установка і бортове обладнання

Об'єднана рухова установка (ОДУ) забезпечує довиведеніе ОК на опорну орбіту, виконання межорбітальних переходів (корекцій), точне маневрування поблизу обслуговуються орбітальних комплексів, орієнтацію і стабілізацію ОК, його гальмування для сходу з орбіти. ОДУ складається з двох двигунів орбітального маневрування (на рис. праворуч), що працюють на вуглеводневому пальному і рідкому кисні, і 46 двигунів газодинамічного управління, згрупованих у три блоки (один носової блок і два хвостових). Більше 50 бортових систем, що включають радіотехнічні, ТБ і телеметричні комплекси, системи життєзабезпечення, терморегулювання, навігації, енергопостачання та інші, об'єднані на основі ЕОМ в єдиний бортовий комплекс, що забезпечує тривалість перебування "Бурана" на орбіті до 30 діб. Теплота, що виділяється бортовим устаткуванням, за допомогою теплоносія підводиться до радіаційним теплообмінникам, встановленим на внутрішній стороні стулок вантажного відсіку, і випромінюється в навколишній простір (в польоті на орбіті відкриті стулки).

Маршовий двигун, або двигун орбітального маневрування (ДІМ), використовується при довиведеніі, корекції орбіти, межорбітальних переходах і гальмуванні при сході з орбіти. Маршовий двигун являє собою ЖРД багаторазового включення з насосної системою подачі компонентів палива, виконаної за схемою з допалюванням генераторовного газу, нормально функціонує в умовах вакууму і невагомості.

Високі енергетичні параметри двигуна забезпечуються винятком втрат на привід турбіни (схема з дозажіганіем), великим геометричним дорасшіреніем реактивного сопла, мінімальними втратами в камері згорання і реактивному соплі, раціональної системою охолодження і скороченням викидів. Як пускового пального для запалення палива в газогенераторі і камері використовується металоорганічні з'єднання.

Для двигуна характерні помірна напруженість внутрішньокамерного процесу (тиск в камері 7,85 МПа), використання форсуночного головки, що має концентричні кільцеві змішувальні елементи для отримання рівномірного потоку в камері, висотного соплового насадка радіаційного охолодження з ніобієві сплаву, виготовленого методом розкочування (без зварювання), доцентровою турбіни, що працює на генераторному газі на помірному рівні (близько 460 С) температурі. Кріплення камери в кардановом підвісі забезпечує її хитання у двох площинах на 6 від номінального положення.

Керуючий двигун (УД) являє собою однокамерний газорідинної імпульсний ЖРД високої швидкодії на газифікованим кисні і вуглеводневому пальному - Сінтіне і працює в імпульсних і стаціонарних режимах з тривалістю включення від 0,06 до 1200 с як в орбітальному польоті, так і під час спуску в атмосфері до висоти 10 км, що дозволяє використовувати його як дублера маршового двигуна і двигунів орієнтації.

Для займання компонентів палива використовується електрична система запалювання індуктивного типу. Камера згоряння і частина сопла охолоджуються регенеративно і через завісу окислювальним газом, вихідна частина сопла - радіаційно, клапани і свічка - прокачуванням основного пального в замкнутому контурі терморегулювання ОДУ.

Швидкодія УД характеризується часом набору 90% тяги, рівним 0,06 с, такої ж мінімальної тривалістю включення і частотою включення до 8Гц. Мінімальний питома імпульс двигуна в імпульсних режимах 180с. Гарантований ресурс двигуна становить 26000 включень і більше 3 год роботи (з подальшим збільшенням в міру набору статистики). Двигун орієнтації за принциповою схемою і складу в основному аналогічний УД.

Для запобігання утворенню сажі передбачається підвищений співвідношення компонентів палива в двигуні (3,5 .... 4), тобто ізбитодо кисню.

Основним режимом роботи є ДО видача мінімальних імпульсів від 0,06 до 0,12 с, тобто питомих імпульсів тяги від 227 до 237с відповідно.

Геометричні і вагові характеристики

Довжина "Бурана" складає 35,4 м, висота 16,5 м (при випущеному шасі), розмах крила близько 24 м, площа крила 250 квадратних метрів, ширина фюзеляжу 5,6 м, висота 6,2 м, діаметр вантажного відсіку 4,6 м, його довжина 18 м. Стартова маса ОК до 105 т, маса вантажу, що доставляється на орбіту, до 30 т, що повертається з орбіти - до 15 т. Максимальний запас палива до 14 т. Великі габаритні розміри "Бурана" утрудняють використання наземних коштів транспортування, тому на космодром він так само, як і блоки РН доставляється по повітрю модифікованим для цих цілей літаком ВМ - Т експериментального машинобудівного заводу ім. В.М. Мясищева (при цьому з "Бурана" знімається кіль і маса доводиться до 50 т) або багатоцільовим транспортним літаком Ан-225 в повністю зібраному вигляді.

Наземна підготовка

Наземна підготовка до польоту орбітального корабля (ОК) включала:

-- перевірку правильності функціонування бортових систем і агрегатів при їх спільну роботу в складі ОК;

-- діагностику виявлених несправностей з подальшою заміною забракованої бортовий або наземної матеріальної частини та коригуванням програмно-математичного забезпечення або експлуатаційної документації, необхідними повторної перевірки;

-- заключні операції з бортовими системами після завершення повного обсягу випробувань на технічній позиції (ТП) ОК із забезпеченням технічної готовності ОК до стикування з РН;

-- механічну і електричну стикування ОК із РН і спільні перевірки на ТП РН;

-- заправку висококиплячі компонентами палива і газами, установку хімічних джерел струму на ТП багаторазового ракетно-космічного комплексу (МРРК) з забезпеченням технічної готовності ОК до вивозу у складі МРКК на стартовий комплекс (СК):

-- всі необхідні технологічні операції з попередньої підготовки ОК в складі МРКК до запуску на СК і його запуск.

Транспортування ОК "Буран"

Спочатку зібраний на Тушинському машинобудівному заводі (ТМЗ) планер ОК "Буран" готується до відправки на космодром: йому належить транспортування по землі, по воді і повітрю. Для цього з корабля знімається вертикальне оперення, частина бортового обладнання, встановлюється хвостовій обтічник. Фюзеляж орбітального корабля завдовжки близько 40 метрів, з крилами розмахом 24 метра і масою близько 50 тонн на спеціальній транспортній візку підвозять до спеціально зведеному причалу на березі Москва-ріки. Саме для транспортування "Бурана" по суші уздовж всього маршруту в Тушинському районі Москви цілий ряд вулиць зазнав серйозної реконструкції: вони були розширені, перехрестя спрямлени, змінено маршрути трамвайних і тролейбусних ліній.

Далі вантаж закочують на спеціально пристосовану баржу, обладнану баластними цистернами для зміни опади (для безперешкодного проходження під мостами), і по Москва-річці доставляють на підмосковний аеродром. На весь період перевезення від ТМЗ до аеродрому планер "Бурана" закритий спеціальним чохлом, змінюють (з метою секретності) форму і конфігурацію вантажу.

На аеродромі за допомогою мостового крана "Буран" встановлюють на літаку-носії ВМ-Т "Атлант". Як літака-носія використаний доопрацьований дальній бомбардувальник 3М, що володіє прекрасними льотно-технічними та злітно-посадкові характеристиками, обумовленими високим аеродинамічним якістю. Для нової ролі йому подовжили і посилили фюзеляж, істотно змінили хвостове оперення, тому що великогабаритний вантаж затінювали кіль, встановили три опори і стикувальні вузли.

Після пробних польотів з макетами орбітального корабля літак-носій доставив на Байконур унікальний великогабаритний вантаж - космічний корабель "Буран". Літак-носій робив посадку на злітній смузі аеродрому "Ювілейний", куди згодом сідав і сам "Буран" після свого першого космічного польоту

Згодом, після введення в експлуатацію найбільшого в світі транспортного літака Ан-225 "Мрія", всі повітряні транспортні операції виконувалися на ньому.

розвантаж-навантажувальні, монтажно-настановні роботи і транспортування на космодромі.

Транспортування ОК між монтажно-випробувальним корпусом (МІК) ОК, майданчиком вогневих контрольних випробувань, технічної позицією РН, технічної позицією багаторазового ракетно-космічного комплексу (МРКК) і посадковим комплексом ОК виконується за спеціальними автомобільними дорогами на транспортному агрегаті (ТА) за допомогою тягачів. Транспортний агрегат являє собою самохідний колісний автопоїзд, що складається з двох тягачів та причепа, загальною вантажопідйомністю 100т. Незважаючи на велику довжину, автопоїзд має гарну маневреність за рахунок повороту всіх осей причепа.

Для перевантаження ОК на ТА використовується підйомно-установчий агрегат Пуа-100, який являє собою унікальний комплекс електрогідромеханіческіх систем з широким діапазоном технічних можливостей, що має легку конструкцію, незважаючи на свої значні розміри. Пуа-100 забезпечує на посадковий комплексі всі перевантажувальні операції з різними великогабаритними технологічними вантажі, які доставляються на космодром літаками транспортувальникам 3М-Т "Атлант" і Ан-225 "Мрія".

Орбітальний корабель всередині МИКА ОК з одного робочого місця на інше переміщається на спеціальному самохідному транспортно-технологічному агрегаті (ТТА) або за допомогою спеціальних мостових кранів.

Транспортування МРКК з технічної позиції РН на технічну позицію МРКК і на стартовий комплекс виконується на спеціальному транспортному настановній агрегаті з допомогою тепловозів. (До доопрацювання Туа використовувався для транспортування місячної РН "Н-1" на рубежі 60-70-х років)

Виведення на орбіту

Запуск "Бурана" здійснюється за допомогою універсальної двоступеневої РН «Енергія», до центрального блоку якої кріпиться пірозамкамі ОК. Двигуни 1-й і 2-й ступенів РН запускаються практично одночасно і розвивають сумарну тягу 34840 кН при стартовій масі РН з "Бураном" близько 2400 т (з них близько 90% становить паливо). У першому випробувальному пуск безпілотного варіанту ОК, що відбувся на космодромі Байконур 15 листопада 1988, РН "Енергія" вивела ОК за 476 сек. на висоту близько 150 км (блоки 1-й ступені РН відділилися на 146-й сек. на висоті 52 км). Після відділення ОК від 2-й ступені РН був здійснений дворазовий запуск його двигунів, що забезпечило необхідну приріст швидкості до досягнення першої космічної і вихід на опорну кругову орбіту. Розрахункова висота опорної орбіти "Бурана" становить 250 км (при вантаж 30 т і заправці паливом 8 т). У першому польоті "Буран" був виведений на орбіту висоту 250,7/260,2 км (нахил орбіти 51,6) з періодом обігу 89,5 хв. При заправці паливом у кількості 14 т можливий перехід на орбіту висотою 450 км з вантажем 27 т. При відмові на етапі виведення одного з маршових ЖРД 1-й або 2-го ступеня РН її ЕОМ "вибирає" залежно від набраної висоти які варіанти виведення ОК на низьку орбіту або на одновітковую траєкторію польоту з наступною посадкою на одному з запасних аеродромів, або варіант виведення РН з ОК на траєкторію повернення в район старту з подальшим відділенням ОК і посадкою його на основний аеродром. При нормальному запуску ОК 2-й ступінь РН, кінцева швидкість якої менший за перший космічній, продовжує політ по балістичної траєкторії до падіння в Тихий океан.

Політ

До цього польоту готувалися понад 12 років. І ще 17 днів через скасування старту 29 жовтень 1988р., коли за 51 с. до нього не пройшло нормальне відведення майданчика з приладами прицілювання і була видана команда на скасування старту. А потім слив компонентів палива, профілактика, виявлення причин відмови та їх усунення. "Не поспішати, - попереджав голова Державної комісії В. Х. Догужіев. - Перш за все, безпека! »Все відбувалося на очах мільйонів телеглядачів ... Дуже високо напруга очікування ...

Завданням першого польоту МРКК "Енергія-Буран" були продовження льотної відпрацювання РН «Енергія» і перевірка функціонування конструкції та бортових систем ОК "Буран" на найбільш напружених ділянках польоту (виведення і спуск з орбіти) з мінімальною тривалістю орбітального ділянки. З міркувань безпеки перший випробувальний політ ОК "Буран" був визначений як безпілотний, що традиційно для вітчизняної космонавтики, з повною автоматизацією всіх динамічних операцій аж до рульожки по ВПП.

Перший безпілотний політ ОК "Буран" був запланований нетривалим: два витка, або 206 хвилин польоту. Відповідно до його завданнями та програмою були задіяні склад і режими роботи бортових і наземних систем. Наземний комплекс управління, мозковим центром якого є ЦУП, у першому польоті ОК "Буран" задіяв шість наземних станцій спостереження, чотири плавучі станції та систему зв'язку і передачі даних, що складається з мережі наземних і супутникових широкосмугових і телефонних каналів зв'язку.

Космодром Байконур 15 листопада 1988 На старті МРКК "Енергія-Буран". Циклограма передстартової підготовки проходить без зауважень. Але погодні умови погіршуються. Голова Державної комісії отримує черговий доповідь метеорологічної служби з прогнозом: "Штормове попередження ". огляду на важливість моменту, синоптики зажадали письмово підтвердити отримання тривожного прогнозу. В авіації посадка - самий відповідальний етап польоту, особливо в складних метеорологічних умовах. ОК "Буран" не має двигунів для польоту в атмосфері, у першому польоті на його борту не було екіпажу, а посадка передбачалася з першого і єдиного заходу. Фахівці, які створили ОК "Буран", запевнили членів Державної комісії, що вони впевнені в успіху: для системи автоматичної посадки цей випадок не граничний. Рішення на пуск було прийнято.

В 6 годин 00 хвилин за московським часом МРКК "Енергія-Буран" відривається від стартового столу і майже відразу ж іде в низьку хмарність. Проходить 8 хвилин ділянки виведення. У 6 годин 08 хвилин 03 секунди завершується робота РН, і ОК "Буран" починає перший самостійний політ. Висота над поверхнею Землі становить близько 150 км, і, як це передбачено балістичної схемою польоту, виконується довиведеніе ОК на орбіту власними засобами. Протягом наступних 40 хвилин проводяться два маневри довиведенія ОК на робочу орбіту нахилом 51,6 і висотою 250 ... 260 км. Параметри цих маневрів (величину, напрям і момент відпрацювання імпульсу ОДУ) автоматично розраховує БЦВК відповідно до закладених польотного завдання і реальними параметрами руху на момент відділення від РН.

Перший маневр відбувається в зоні зв'язку наземних станцій спостереження, другий - над Тихим океаном. Передача телеметричної інформації про другу маневрі проходить по трасі "ОК - плавуча станція стеження в Тихому океані - стаціонарний супутник зв'язку - ретрансляційна станція "Орбіта" у Петропавловськ-Камчатський - високоеліптичного супутник зв'язку - підмосковний ретрансляційних пункт - ЦУП "протяжністю понад 120000 км.

Поза ділянок маневрів для дотримання теплового режиму ОК рухається в орбітальної орієнтації лівим крилом до Землі. Правильність заданої орієнтації підтверджується як приймається телеметричної інформацією, так і "картинкою" з бортовою телекамери, розміщеної по поздовжній осі ОК за склінням кабіни. Чітко працює командна радіолінія, виконуються передані з ЦУП команди на управління телеметричної та телевізійної системами ОК.

Настає один з завершальних операцій - перезавантаження оперативної пам'яті БЦВК для роботи на ділянці спуску і перекачування палива з носових баків у кормові для забезпечення посадочної центрування.

Проходить півтори години польоту, БЦВК розраховує і повідомляє в ЦУП параметри гальмівного маневру для сходу з орбіти.

Уточнені дані про швидкість і напрям вітру передаються на борт і закладаються в банк даних системи. ОК стабілізується кормою вперед і вгору. О 8 годині 20 хвилин в Востаннє включається маршовий двигун і відпрацьовує задану величину швидкості. ОК починає знижуватися і через 30 хв "чіпляє" атмосферу. За час зниження до висоти 100 км реактивна система управління розгорнула ОК носом вперед, і, "протиснувшись" у вузьку щілину обмежень, він входить в атмосферу. О 8 годині 53 хвилин на висоті 90 км з ним припиняється зв'язок через плазмових утворень. Рух ОК в плазмі більше ніж у три рази триваліше, ніж при спуску одноразових космічних кораблів типу "Союз", і за розрахунком складає 16 ... 19 хвилин.

В 9 годин 11 хвилин, коли ОК знаходився на висоті 50 км, почали надходити доповіді: "Є прийом телеметрії!", "Є виявлення корабля засобами посадочних локаторів! "," Системи корабля працюють нормально! ". В цей момент він знаходився в 550 км від ВПС, і, хоча його швидкість зменшилася, вона все-таки в 10 разів перевищувала швидкість звуку. До посадки залишалося трохи більше 10 хвилин ...

Схема польоту ОК "Буран":

1 - Старт;

2 - Відділення розгінних блоків першого ступеня;

3 - Відділення розгінного блоку другого ступеня від ОК "Буран";

4 - Точки включення двигунів системи орбітального маневрування;

5 - Робоча орбіта;

6 - Траєкторія спуску.

Повернення з орбіти

Для сходу з орбіти ОК розгортається двигунами газодинамічного управління на 180 (хвостом вперед), після чого на нетривалий час включаються основні ЖРД і повідомляють йому необхідний гальмівний імпульс. ОК переходить на траєкторію спуску, знову розгортається на 180 (носом вперед) і виконує планування з великим кутом атаки. До висоти 20 км здійснюється спільне газодинамічне і аеродинамічний управління, а на заключному етапі польоту використовуються тільки аеродинамічні органи управління. Конструкція "Бурана" забезпечує йому достатньо високий аеродинамічний якість, що дозволяє здійснити керований що планує узвіз, виконати на трасі спуску бічній маневр протяжністю до 2000 км для виходу в зону аеродрому посадки, провести необхідне Передпосадкове маневрування і здійснити посадку на аеродром. У той же час конфігурація ЛА і прийнята траєкторія спуску (крутизна планування) дозволяють аеродинамічним гальмуванням погасити швидкість ОК від близької до орбітальної до посадочної, рівної 300 - 360 км/ч. Довжина пробігу складає 1100 - 1900 м, на пробігу використовується парашут. Для розширення експлуатаційних можливостей "Бурана" передбачалося використання трьох штатних аеродромів посадки (на космодромі (ЗПС посадкового комплексу довжиною 5 км і шириною 84 м в 12 км від старту), а також у східній і західній частинах країни). Комплекс радіотехнічних засобів аеродрому створює радіонавігаційне і радіолокаційне поля (радіус останнього близько 500 км), що забезпечують далеке виявлення ОК, його виведення до аеродрому і всепогодний високоточну (у тому числі автоматичне) посадку на ВПП. Перший випробувальний політ безпілотного варіанту ОК завершився після виконання трохи більше двох витків навколо Землі успішної автоматичної посадкою на аеродром в районі космодрому. Гальмівний імпульс був даний на висоті Н = 250 км, на відстані близько 20000 км від аеродрому приземлення, бічна дальність на трасі спуску склала близько 550 км, відхилення від розрахункової точки дотику на ВПП виявилося рівним 15 м в поздовжньому напрямку і 3 м від осі смуги.

Розробка ОК "Буран" тривала понад 10 років. Першому запуску передував великий обсяг науково-дослідних і дослідно-конструкторських робіт з створення ОК і його систем з великими теоретичними та експериментальними дослідженнями з визначення аеродинамічних, акустичних, теплофізичних, міцності та інших характеристик ОК, моделюванням роботи систем і динаміки польоту ОК на повнорозмірному стенді обладнання і на пілотажних стендах, розробкою нових матеріалів, відпрацюванням методів і засобів автоматичної посадки на літаках - літаючих лабораторіях, льотними випробуваннями в атмосфері пілотованого літака-аналога (в моторному варіанті) BTS-02, натурними випробуваннями теплозахисту на експериментальних апаратах БОР-4 і БОР-5, виводити на орбіту і повертаються з неї методом аеродинамічного спуску, і т. д.

"Буран" прийшов в прицільну зону - на рубіж 20 км - з мінімальними відхилено?? нями, що було вельми до речі при посадці в поганих погодних умовах. Реактивна система управління та її виконавчі органи відключилися, і тільки аеродинамічні керма, задіяні ще на висоті 90 км, ведуть ОК до наступного орієнтиру -- ключовою точці.

Інтенсивно гаситься в атмосфері швидкість. Політ проходить строго за розрахункової траєкторії зниження, на контрольних дисплеях ЦУП його відмітка змішається до ЗПС посадкового комплексу практично в середині допустимого коридору повернення. "Буран" наближається до аеродрому декілька правіше осі посадочної смуги, все йде до тому, що він буде "розсіювати" залишок енергії на ближньому "циліндрі". Так думали фахівці і льотчики-випробувачі, що чергували на об'єднаному командно-диспетчерському пункті. Чи включаються бортові і наземні кошти радіомаячной системи. Після позначки 10 км "Буран" летить, можна сказати, по знайомій дорозі, уторованою літаючої лабораторією Ту-154ЛЛ і аналогом ОК.

На об'єднаному командно-диспетчерському пункті (ОКДП) вищий ступінь напруги: "Буран" круто змінив курс і летить майже поперек осі ВПП. У чому справа? Проаналізувавши ситуацію, служба управління доповідає: "Все в порядку! Система не помилилася, а просто цього разу виявилася "розумнішими". "Буран" буде заходити на смугу не лівим колом, як передбачалося, а правим. Вихід у ключову точку проходить за оптимальною для даних початкових умов траєкторії при практично граничному зустрічно-бічному вітрі. Хвилювання на ОКДП зменшилася. Орбітальний корабель, зробивши "свій" маневр, погасив енергію, подолав усі зустрілися йому обурення на "циліндрі вивірки курсу "і правим віраж вийшов в ключову крапку.

Ще на висоті близько 7 км, незважаючи на складності цілевказання, на зближення з "Бураном" вилетів літак супроводу МіГ-25, пілотований льотчиком-випробувачем М. Толбоевим. Завдяки мистецтву пілота на екрані впевнено спостерігалося чітке телевізійне зображення корабля - цілого і начебто неушкодженого. На висоті 4 км - вихід на посадочну глісаду. Зображення в ЦУП починають передавати аеродромні телекамери. Ще хвилина - і випуск шасі ...

І о 9 годині 24 хвилини 42 секунди після виконання орбітального польоту і проходження майже 8000 км у верхніх шарах атмосфери, випереджаючи лише на 1 секунду розрахунковий час, "Буран", борючись з сильним зустрічно-боковим вітром, м'яко торкнувся злітно-посадочної смуги і після невеликого пробігу в 9 годин 25 хвилин 24 секунд завмер в її центрі. Над ним, прощаючись, пронісся літак супроводження ... Незвично гарна, правильна і витончена посадка 80-тонного корабля! Просто не віриться, що політ безпілотний. Здається, що найкращий льотчик не зміг би посадити "Буран" краще. Скрізь, де фахівці і просто причетні до цього польоту люди спостерігали посадку "Бурана", вибух емоцій. Величезна напруга, з яких велася підготовка першого польоту, посилена до того ж попередньої відміною старту, знайшло свій вихід. Неприхована радість і гордість, захоплення і сум'яття, полегшення і величезна втома - все можна було бачити на