Многоразовый орбитальный корабль (по терминологии Минавиапрома - орбитальный самолет) "Буран"

(изделие 11Ф35)

 

"Буран" - советский крылатый орбитальный корабль многоразового использования. Предназначен для решения ряда оборонных задач, 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.

 

Внешняя конфигурация. Орбитальный корабль (ОК) "Буран" выполнен по самолетной схеме: это "бесхвостка" с низкорасположенным треугольным крылом двойной стреловидности по передней кромке; аэродинамические органы управления включают элевоны, балансировочный щиток, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, и руль направления, который, "расшепляясь" по задней кромке (рис. справа; все иллюстрации на этой странице увеличиваются при клике по ним), выполняет также функции воздушного тормоза; посадку "по-самолетному" обеспечивает трехопорное (с носовым колесом) выпускаюшееся шасси.

 

Внутренняя компоновка, конструкция. В носовой части "Бурана" расположены герметичная вставная кабина объемом 73 кубических метров для экипажа (2 - 4 чел.) и пассажиров (до 6 чел.), отсеки  бортового оборудования и носовой блок двигателей управления.

Среднюю часть занимает грузовой отсек с открывающимися вверх створками, в котором размещаются манипуляторы для выполнения погрузочно-разгрузочных и монтажно-сборочных работ и различныхопераций по обслуживанию космических объектов. Под грузовым отсеком расположены агрегаты систем энергоснабжения и обеспечения температурного режима. В хвостовом отсеке (см. рис.) установлены агрегаты двигательной установки, топливные баки, агрегаты гидросистемы. В конструкции "Бурана" использованы алюминиевые сплавы, титан, сталь и другие материалы. Чтобы противостоять аэродинамическому нагреванию при спуске с орбиты, внешняя поверхность ОК имеет теплозащитное покрытие, рассчитанное на многоразовое использование.

На менее подверженную нагреву верхнюю поверхность устанавливается гибкая теплозащита, а другие поверхности покрыты теплозащитными плитками, изготовленными на основе волокон кварца и выдерживающими температуру до 1300ºС. В особо теплонапряженных зонах (в носках фюзеляжа и крыла, где температура достигает 1500º - 1600ºС) 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 160ºС. Каждая из 38600 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.

Внутренняя компоновка "Бурана" на плакате НПО "Энергия" (ныне - Ракетно-космическая корпорация "Энергия").  Пояснение по обозначению корабля: все орбитальные корабли имели шифр 11Ф35. Окончательными планами планировалось построить пять летных кораблей, двумя сериями. Будучи первым, "Буран" имел авиационное (на НПО "Молния" и Тушинском машиностроительном заводе) обозначение 1.01 (первая серия - первый корабль). В НПО "Энергия" существовала другая система обозначений, согласно которой "Буран" идентифицировался как 1К - первый корабль. Так как в каждом полете корабль должен был выполнять разные задачи, то к индексу корабля добавлялся номер полета - 1К1 - первый корабль, первый полет.

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, сгрупированных 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 запуске 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 двухкратный 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 наосновной 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 180º (хвостом вперед), после чего на непродолжительное время включаются основные ЖРД и сообщают ему необходимый тормозной импульс. ОК переходит на траекторию спуска, снова разворачивается на 180º (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 тормозной 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 (Хороль Приморского края) и западной (Симферополь) 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 полет беспилотного варианта ОК завершился после выполнения немногим более двух витков вокруг Земли успешной автоматической посадкой на 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 оборудования и 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.

Всего по программе "Энергия-Буран" было построено три летных корабля (третий не достроен), заложены еще два (задел по которым после закрытия программы был уничтожен), и девять технологических макетов в различной комплектации для проведения различных испытаний.

 

---

 

 

---

 

 

Краткая история создания многоразового орбитального корабля "Буран" (изделия 11Ф35)

 

Работы по созданию многоразовых космических кораблей в Советском Союзе имеют свою историю.

Идея  использовать крылья на возвращаемом космическом аппарате возникла сразу же с началом полетов в космос. Это объяснялось 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.

 

Первые проекты крылатых космических кораблей
Во второй половине 50-х годов в ЦАГИ приступили к исследованию гиперзвуковых пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Первые официальные упоминания о "космолетах" ("космопланах") - аппаратах типа самолетов, способных летать на чрезвычайно больших высотах и в околоземном космосе - появились в 1958 году в планах Министерства обороны СССР, очерчивающих основные направления деятельности советских ВВС на ближайшие 25 лет. Предполагалось, что разрабатываемые аппараты смогут достичь скоростей свыше М=10 и высот полета более 60 км.
Вскоре в ОКБ-23 и ОКБ-256 Госкомитета по авиационной технике началась разработка проектов пилотируемых "космопланов", запускаемых на орбиту трехступенчатой модификацией МБР Р-7.

словные обозначения: 1 - кабина космонавтов; 2 - иллюминаторы; 3 - входной люк; 4 - приборный отсек; 5 - консоли крыла при входе в плотные слои атмосферы; 6 - хвостовое оперение

В ОКБ-256 Павла Цыбина по заказу ОКБ-1 Сергея Королева, параллельно с "гагаринским" "Востоком", проектировался крылатый космический корабль (КК) "классической" аэродинамической схемы, эскизный проект которого был утвержден 17 мая 1957 года. Планирующий космический аппарат (ПКА) имел трапециевидное крыло и нормальное хвостовое оперение при стартовой массе 4,7 т, посадочной - 2,6 т и экипаже 1 человек. Расчетная продолжительность полета достигала 27 часов. КК имел длину 9,4 м, размах крыла 5,5 м, высоту по оперению 4 м и ширину фюзеляжа 3 м. Особенностью проекта было складывание крыла в аэродинамическую "тень" фюзеляжа на участке интенсивного торможения в атмосфере. Схема спуска предполагала интенсивное торможение в атмосфере с использованием подъемной силы несущего корпуса до скорости 500-600 км/ч на высоте около 20 км, затем обеспечивалось планирование с помощью раскладывающего крыла. Космонавт должен был катапультироваться перед посадкой на взлетно-посадочную полосу (ВПП). После подключения к работам ЦАГИ выяснилось, что проблемы, встающие перед разработчиками крылатых космических аппаратов, гораздо серьезнее, чем было принято считать. Так, после продувок в аэродинамических трубах выяснилось, что тепловые нагрузки на теплозащитный экран значительно превосходят расчетные, а узел шарнира поворота консолей крыла на самом теплонапряженном участке спуска находится в "застойной" зоне с практически полным отсутствием теплоотвода. Технические проблемы, связанные с точной ориентацией при спуске, сложности с теплозащитой и успешные испытания КК "Восток" определили прекращение работ по ПКА.

ВКА-23 В.М.Мясищева, третий вариант ( "49", 1960 г.): стартовая масса - 4,5 т при запуске на орбиту высотой 400 км, полезный груз 700 кг; экипаж 1 человек; длина 9,0 м, размах крыла 6,5 м, высота 2 м.

В 1957-60 годах воздушно-космические аппараты (ВКА) М-40, М-46 и другие разрабатывались в ОКБ-23 Владимира Мясищева в рамках "Темы-48". Последний вариант ВКА-23 впервые предусматривал применение плиточной керамической теплозащиты, предназначался для одного космонавта и при запуске на орбиту высотой 400 км имел массу 4,5 т, длину 9 м, размах крыла 6,5 м, высоту по килям 2 м и был способен нести полезный груз 700 кг.

Ракетоплан Р-2 разработки Владимира Челомея

В 1960 г. ОКБ-23 и ОКБ-256 стали филиалами ОКБ-52 Владимира Челомея, продолжившим работу над ракетопланами. Результатом стал эскизный проект беспилотного ракетоплана Р-1 массой 6,3 т, оснащенного М-образным складным крылом переменной стреловидности, и его пилотируемого варианта Р-2.
Беспилотный вариант Р-1 предназначался для проверки и отработки всех агрегатов и систем ракетоплана на орбите, в том числе систем ориентации и стабилизации, теплозащиты, срабатывания средств разделения с изучением динамики процесса расцепки, уточнения баллистических и аэродинамических параметров ракетоплана с оценкой надежности работы всех бортовых систем.
На ракетоплане Р-2 предполагалась отработка космонавтом контрольно-проверочных, связных и наблюдательных функций из космоса. Полная масса ракетопланов Р-1 и Р-2 - по 6300 кг, штатная траектория полета должна была включать эллиптическую орбиту с перигеем 160 км и апогеем 290 км, полное время полета составляло 24 часа. Перегрузка на спуске должна была составить всего 3,5-4 g, в отличие от 9-11 g на спускаемом аппарате КК "Восток". Для запуска ракетопланов велась проработка собственной двухступенчатой РН А-150 со стартовым весом около 200 т.
По программе разработки ракетоплана и маневрирующих боеголовок в 1961-63 годах было выполнено 12 суборбитальных запусков масштабных моделей МП-1 и М-12 на РН Р-12 разработки Михаила Янгеля (первый пуск 21.02.1963), но после снятия с руководящих постов благоволившего к Челомею Никиты Хрущева (его сын Сергей работал в ОКБ-52) 19 октября 1964 года все работы были прекращены с передачей материалов по ракетопланам в ОКБ-155 Артема Микояна.
МП-1 представляла собой прообраз маневрирующей боеголовки в виде 1,8-метрового конуса массой 1,75 т, управляемогона 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. М-12 - такой же конус, но с четырьмя стабилизаторами.

Если работа над ракетопланами не спасла самостоятельность ОКБ-23 Мясищева, то патриарх отечественной авиации Андрей Туполев поступил мудрее, создав еще в 1956-57 годах внутри своего ОКБ-156 отдел "К" под руководством своего сына Алексея, поручив ему работы в области беспилотных авиационных и ракетных систем. В 1958 г. отдел "К" начал работы над ударным беспилотным комплексом "ДП" (дальний планирующий), состоящим из РН (предполагалось использовать модификации боевых Р-5, -12, -14 или Р-16) и последней ступени в виде планирующего ракетоплана с термоядерной боевой частью. Предусматривалась также разработка в ОКБ-156 собственного носителя. РН должна была забрасывать планирующий аппарат на высоту 50-100 км и придавать ему горизонтальную скорость до 20000 км/ч. После разделения ракетоплан выполнял коррекцию и летел к цели по планирующей траектории со снижением скорости и высоты полета. Аппарат должен был выйти на цель на удалении до 4000 км от точки старта, развивая скорость до М=10 (~7000 км/ч) над целью на высоте 30 км.
В 1959 г. "туполевцы" приступили к рабочему проектированию экспериментального прототипа боевого комплекса "ДП" - самолета "130" (Ту-130). В окончательном виде он стал "бесхвосткой" массой 2050 кг и сравнительно небольших размеров: длина - 8,8 м, размах крыла - 2,8 м и высота - 2,2 м.
В опытном производстве заложили серию из пяти экспериментальных "130", и в 1960 г. первый планер был готов к оснащению оборудованием и к стыковке с РН - модифицированной Р-12. Однако по постановлению от 5 февраля 1960 работы по "130" прекратили - его судьбу решили успехи в создании советских МБР. К этому моменту окончательный вариант комплекса "ДП" состоял из трехступенчатой РН собственной разработки со стартовым весом 240 т, и крылатого аппарата, способного доставить термоядерную боеголовку весом 3-5 т на дальность 9000-12000 км.
Задел по темам "ДП" и "130" был использован в проектах ракетоплана "136" (Ту-136, "Звезда", "Красная звезда") и его орбитального варианта "Спутник". Пилотируемый "136" предназначался для одновиткового полета вокруг Земли с последующей посадкой, а "Спутник" ("137", Ту-137) для нескольких витков с последующей планирующей посадкой на ВПП аэродрома. Работы по темам "Звезда" и "Спутник" продолжались до 1963 г., не выходя за рамки эскизного проектирования. Интересно другое - в рамках "Звезды" прорабатывался вариант вывода ракетоплана на орбиту с помощью авиационно-космической системы, первая ступень которой представляла стратегический сверхзвуковой самолет ("135" или "139"), а вторая ступень - баллистическую ракету воздушного базирования с ракетопланом вместо головной боевой части. Именно этот вариант можно считать предтечей воздушно-орбитального самолета (ВОС) "Спираль", блестящий проект которого предложило ОКБ-155 Микояна 29 июня 1966 года.

Мы не будем здесь подробно останавливаться на проекте "Спираль" - ему, включая и его продолжения в видебеспилотных орбитальных ракетопланов ("БОРов") -  посвящен отдельный раздел сайта.

Но гораздо больше узнать и о "Спирали", и об упомянутых выше проектах крылатых космических кораблей вы сможете в нашей книге "Космические крылья"

На сегодняшний день книга (см. обложку слева) "Космические крылья", (М.:ООО "ЛенТа странствий", 2009. - 496с.:ил.)   - это самое полное русскоязычное энциклопедическое повествование о десятках отечественных и зарубежных проектах. Вот как об этом сказано в аннотации:
"Книга посвящена этапу возникновения и развития крылатых ракетно-космических систем, которые рождались на "стыке трех стихий" - авиации, ракетной техники и космонавтики, и вобрали в себя не только конструктивные особенности данных видов техники, но и весь ворох сопровождающих их технических и военно-политических проблем.
Подробно излагается история создания воздушно космических аппаратов мира - от первых самолетов с ракетными двигателями времен II Мировой войны до начала реализации программ Space Shuttle (США) и "Энергия-Буран" (СССР).
Книга, рассчитанная на широкий круг читателей, интересующихся историей авиации и космонавтики, особенностями конструкции и неожиданными поворотами судьбы первых проектов авиационно-космических систем, содержит на 496 страницах около 700 иллюстраций, значительная часть которых публикуется впервые."
Содействие в подготовке публикации оказали такие предприятия авиационно-космического комплекса России, как НПО "Молния", НПО машиностроения, ФГУП РСК "МиГ", ЛИИ имени М.М.Громова, ЦАГИ, а также музей Морского космического флота. Вступительная статья написана генералом В.Е.Гудилиным, легендарной личностью нашей космонавтики.
Получить более полное представление о книге, ее цене и возможностях приобретения можно на отдельной странице. Там же можно познакомиться с ее содержанием, оформлением, вступительной статьей Владимира Гудилина, предисловием авторов и выходными данными издания. 

---

 

Путь к "Бурану"

Следующей этапной работой для советской космонавтики явилась разработка многоразовой космической системы (МКС) "Энергия-Буран", завершившаяся триумфальным беспилотным полетом и автоматической посадкой "Бурана" на ВППкосмодрома Байконур 15 ноября 1988 года.
Создание МКС "Энергия-Буран" (рис. справа) было самой масштабной и трудоемкой программой в истории советской космонавтики. Достаточно сказать, что в течение 18 лет над МКС непосредственно работало более миллиона человек в 1286 предприятиях и организациях 86 министерств и ведомств, были задействованы крупнейшие научные и производственные центры страны. Общие затраты на программу по состоянию на начало 1992 года составили 16,4 млрд. советских рублей.

"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 прикладной математики 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 Shuttle" - принципиально нового технического средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов".

Но окончательный облик "Бурана" появился не сразу. Первоначальный вариант "ОС-120" (рисунок справа), появившийся в 1975 году в томе 1Б "Технические предложения" "Комплексной ракетно-космической программы", был практически полной копией американского шаттла - в хвостовой части корабля размещались три маршевых кислородно-водородных двигателя (11Д122 разработки КБЭМ тягой по 250 тс и удельным импульсом 353 сек на земле и 455 сек в вакууме) с двумя выступающими мотогондолами с двигателями орбитального маневрирования.
МКС с орбитальным кораблем ОС-120имела стартовую массу 2380 т и состояла из четырех модульныхблоков I ступени, расположенных вокруг подвесного топливного отсека и орбитального самолета, образующих II ступень системы. Советский аналог воздушно-космического самолета "Шаттла" - "ОС-120" получался тяжелее (стартовая масса 120 т, посадочная - 89 т) за счет размещения на пилонах в хвостовой части двух РДТТ системы аварийного спасения для экстренного отделения корабля от топливного отсека.

Параллельно в НПО "Энергия" рождается другой вариант, названный МТК-ВП (Многоразовый транспортный корабль вертикальной посадки), массой ~90 т, конструктивно состоящий из передней носовой части конической формы с кабиной экипажа и блоком двигателей ориентации, цилиндрического грузового отсека большого объема в центральной части, и хвостового отсека с двигательной установкой и запасами топлива. МТК-ВП должен был выводиться на орбиту РН стартовой массой 2380 т, состоящей из шести боковых модульных блоков (с уменьшенным до 250 т запасом топлива) в качестве I ступени и центрального блока с рабочим запасом топлива 455 т и кислородно-водородными ЖРД в качестве II ступени. На каждом боковом блоке устанавливался кислородно-керосиновый ЖРД РД-123 тягой по 600 тс, на центральном блоке устанавливалось два ЖРД 11Д122.

Многразовый орбитальный корабль МТК-ВП: 1 - стабилизаторы; 2 - хвостовой парашютный отсек; 3 - носовой парашютный отсек; 4 - отсек полезного груза;, 5- остекление кабины экипажа; 6 - носовой блок двигателей системы ориентации; 7 - створки перепуска воздуха; 8 - выдвижные посадочные опоры (лыжи); 9 - балансировочный щиток; 10 - двигатели довыведения и орбитального маневрирования; 11 - РДТТ САС; 12 - хвостовой блок двигателей ориентации

Предполагалось, что после запуска (МТК-ВП располагался сверху РН) и работы на орбите корабль входит в плотные слои атмосферы с некоторым углом атаки и, используя небольшое аэродинамическое качество, совершает "скользящий" управляемый спуск, используя для балансировки и управления воздушные и газодинамические рули. Максимальное значение бокового маневра при спуске плюс/минус 800 км. Вертикальная скорость посадки гасится парашютной системой, вводимой в действие на высоте 12 км при скорости 250 м/с. Остаточная вертикальная скорость гасится двигателями мягкой посадки, горизонтальная скорость - выдвигаемыми опорами-амортизаторами. Проблему малого гиперзвукового аэродинамического качества, и соответственно, малой боковой дальности конструкторы к маю 1976 года решили размещением треугольных наплывов на корпусе, увеличивающихся к хвосту. Расчетная боковая дальность корабля с таким треугольным в сечении корпусом возрастала до 1800 км. Предлагалось два способа посадки МТК-ВП - вертикально на выдвигающиеся перед посадкой опоры с гашением боковой скорости или без гашения боковой скорости с посадкой на опоры-лыжи с небольшим скользящим пробегом после посадки. Именно похожую схему парашютной посадки с гашением двигателями РДТТ боковой скорости предложено использовать в бескрылом варианте новогошестиместного многоразового космического корабля "Клипер".

МТК-ВП имел серьезное 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, по замыслу авторов проекта, должно было привести к большей эффективности в эксплуатации

Но МТК-ВП имел и серьезные недостатки. В первую очередь высокую температуру нагрева поверхности при спуске (до +1900⁰С), что делало проблематичным его многоразовость, и длительный цикл послеполетного восстановления. Недаром впоследствии Лозино-Лозинский отзывался о МТК-ВП как о "полумногоразовом".

9 января 1976 года Генеральный конструктор НПО "Энергия" Валентин Глушко утверждает "Техническую справку", содержащую сравнительный анализ нового варианта корабля - "ОК-92", который стал дальнейшим продолжением ОС-120, но имел два главных принципиальных отличия - у него отсутствовали маршевые кислородно-водородные двигатели (они были перенесены на центральный блок РН), но появились два воздушно-реактивных двигателя (ВРД) для обеспечения возможности самостоятельных полетов в атмосфере. Это обуславливалось тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, поэтому в течении суток имелись витки, 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. И хотя новый вариант имел "родимые пятна" ОС-120 в виде раздельной двигательной установки и токсичных компонентов топлива, это был шаг вперед.

После выхода Постановления N132-51 разработку планера корабля, средств воздушной транспортировки элементов МКС и системы автоматической посадки поручили специально организованному НПО "Молния", которое возглавил Глеб Лозино-Лозинский. НПО "Молния" (совместно с ЦАГИ) сразу же предложила свои варианты: корабль "305-1" (см. рис. ниже) со схемой "несущий корпус" на основе увеличенного в четыре раза орбитального самолета "Спираль" и крылатый вариант "305-2", близкий к варианту ОК-92. В конечном итоге ОК-92 и был принят для дальнейшей проработки, в ходе которой он сначала поменял один мощный РДТТ экстренного отделения от РН на два небольших по бокам хвостовой части, а затем "лишился" и их. ВРД (двухконтурные турбовентиляторные Д-30КП- модифицированные двигатели, широко используемые на дальнемагистральном пассажирском самолете Ил-62М) на боковых пилонах были перенесены наверх, по разные стороны от киля с заменой их на ТРД АЛ-31, и размещены в полуутопленных мотогондолах, но впоследствии были сняты и в полете "Бурана" не участвовали. Двигатели корабля были переведены на кислородно-керосиновое топливо и скомпонованы в объединенную двигательную установку. В ходе дальнейших проработок ракеты-носителя с целью повышения надежности за счет "горячего" резервирования (возможность выключения аварийного двигателя и дросселирования оставшихся) количество кислородно-водородных двигателей на центральном блоке было увеличено с трех до четырех, что позволило снизить тягу каждого с 250 до 190 тс. В то же время общая тяговооруженность всего комплекса была повышена за счет увеличения тяги кислородно-керосиновых двигателей боковых блоков с первоначальных 600 тс до 740 тс.

Сравнение варианта "305-1" (на переднем плане; реконструкция Андрея Маханько совместно с web-мастером) и орбитального корабля "Буран"

Сравнение многоразовых космических систем: с вариантом "305-1" (слева; реконструкция Андрея Маханько совместно с web-мастером) и с "Бураном"

Так могла бы выглядеть многоразовая космическая система с вариантом орбитального корабля "305-1" (реконструкция Андрея Маханько совместно с web-мастером) на стартовом комплексе

 

---

 

 

Параметры всех конкурирующих вариантов МКС, рассматривавшихся в НПО "Энергия" в период 1975-1976 гг., наряду с "тогдашними" известными нашим проектантам параметрами шаттла, приведены в сводной таблице:

Характеристики	МКС с ОС-120 на 29.07.1975	МКС с ОК-92		МТК-ВП на 01.05.1976	Спейс Шаттл  на 20.12.1975
		на 09.01.1976	на 01.05.1976[1]
М н о г о р а з о в а я   к о с м и ч е с к а я   с и с т е м а   в   ц е л о м
Стартовая масса МКС, т	2380	2380	2410	2380	2000
Суммарная тяга двигателй при старте, тс	2985	2985	3720	4100	2910
Начальная тяговооруженность	1,25	1,25	1,54	1,27	1,46
Максимальная высота на старте, м	56,0	56,0		73,58	56,1
Максимальный поперечный размер, м	22,0	22,0		16,57	23,8
Время подготовки к очередному полету, сутки	14	14		н/д	14
Многократность применения: - орбитальный корабль   - I ступень - центральный блок	до 100 раз с заменой ДУ через 50 полетов до 20 раз 1	до 100 раз   до 20 раз 1 (с потерей двигателей II ступени)		н/д   до 20 раз 1 (с ДУ II ступени)	100 раз с заменой ДУ через 50 п-тов до 20 раз 1
Затраты на один полет (без амортизации орбитального корабля), млн. руб. (долл.)	9,8	15,45	н/д	н/д	$10,5
Начало ЛКИ:   I ступени в составе РН 11К77 ("Зенит")   кислородно-водородного блока II ступени в составе МКС с грузовым транспортным контейнером  автономные испытания ОК в атмосфере   МКС в целом	1978 год     1981 год 1981 год 1983-85 годы	1978 год     1981 год 1981 год 1983-84 годы		1978 год     1981 год - 1983 год	4 кв. 1977 г.[2] 3 кв. 1979 г.
Стоимость разработки, млрд. руб. (долл.)	6,1[3]	5,7	н/д	н/д	$5,5
Р а к е т а  -  н о с и т е л ь
Обозначение	РЛА-130	РЛА-130	РЛА-130	РЛА-130В
Компоненты и масса топлива: I ступень (жидкий О2 + керосин РГ-1), т II ступень (жидкий О2 + жидкий H2), т	4×330 720	4×330 720	4×310 800	6×250 455	984 (масса ТТУ) 707
Размеры блоков ракеты-носителя: I ступень, длина×диаметр, м II ступень, длина×диаметр, м	40,75×3,9 н/д[4] × 8,37	40,75×3,9 н/д × 8,37		25,705×3,9 37,45×8,37	45,5×3,7 н/д × 8,50
Двигатели: I ступень: ЖРД (КБЭМ НПО "Энергия")  тяга: на уровне моря, тс           в вакууме, тс  удельный импульс, на уровне моря, сек                                    в вакууме, сек РДТТ (I ступень у "Шаттла"):   тяга, на уровне моря, тс  удельный импульс, на уровне моря, сек                                    в вакууме, сек II ступень: ЖРД разработки КБХА   тяга, в вакууме, тс  удельный импульс, на уровне моря, сек                                    в вакууме, сек	РД-123 4×600 4×670 305 340         11Д122 3×250 353 450	РД-123 4×600 4×670 305 340         11Д122 3×250 353 450	РД-170 4×740 4×806 308,5 336,2         РД-0120 4×190 349,8 452	РД-123 6×600 6×670 305 340         11Д122 2×250 353 450	2×1200 240 270 SSME 3×213 365 455
Продолжительность активного участка выведения, сек	н/д	н/д	н/д	540	н/д
О р б и т а л ь н ы й   к о р а б л ь
Размеры орбитального корабля:       общая длина, м       максимальная ширина корпуса, м       размах крыла, м       высота по килю, м       размеры отсека полезного груза, длина×ширина, м       объем гермокабины экипажа, м3       объем шлюзовой камеры, м3	37,5 5,5 22,0 17,4   18,5×4,6 70 н/д	34,5 5,5 22,0 15,8   18,5×4,6 70 н/д		34,0 8,0   н/д   н/д × 5,5 55 7	37,5 5,5 23,8 17,3   18,3×4,55 70 н/д
Стартовая масса корабля (с РДТТ САС), т	155,35	116,5		н/д	-
Масса корабля после отделения РДТТ САС, т	119,35	92	98	88	111
Масса полезного груза, выводимого ОК на орбиту высотой 200 км и наклонением:       I=50,7°   , т       I=90,0°   , т       I=97,0°   , т	30 20 16	30 20 16		30 н/д н/д	26,5 18 14
Максимальная масса полезного груза, возвращаемая с орбиты, т	20	20		20	14,5
Посадочная масса корабля, т	89,4	67-72		66,4	84 (с грузом 14,5т)
Посадочная масса корабля при аварийной посадке, т	99,7	82		н/д	н/д
Сухая масса орбитального корабля, т	68	51		79,4	68,1
Запас топлива и газов, т	н/д	10,5		6,6	12,8
Запас характеристической скорости, м/с	450	320		500	320
Тяга корректирующе-тормозных двигателей, тс	н/д	2х14=28		2х8,5=17,0	н/д
Тяга двигателей ориентации, тс	40×0,4 16×0,08	в носовой части 16×0,4 и 8×0,08 в хвостовой части 24×0,4 и 8×0,08		впереди 18×0,45 сзади 16×0,45	н/д
Время пребывания на орбите, сутки	7-30	7-30		н/д	7-30
Боковой маневр при спуске с орбиты, км	±2200	±2200 (с учетов ВРД ±5100)		±800…1800	±2100
Тяга воздушно-реактивных двигателей	-	Д-30КП, 2×12 тс	АЛ-31Ф, 2×12,5 тс	-	-
Возможность посадки орбитального корабля на территорию своей страны с Нкр=200км (~ 16 витков в сутки):               i  = 28,5°                 i  = 50,7°                 i  = 97°	Посадка на ВПП старта   - с семи витков, кроме 6-14 с пяти витков, кроме 2-6,10-15	Посадка на любые аэродромы гражданского воздушного флота 1 класса   -   со всех витков, кроме 8,9   со всех витков		Посадка на подготовленные грунтовые спецплощадки Ø 5км - со всех витков, кроме 8,9   со всех витков	Посадка на базах Эдвардс, Канаверал, Ванденберг с девяти витков, кроме 7-13 - с десяти витков, кроме 2-4, 9-12
Потребная длина и класс посадочной полосы	4 км, специальная ВПП	2,5-3 км, все аэродромы 1 класса		Спец.площадка  Ø 5км	4 км, специальная ВПП
Посадочная скорость орбитального корабля, км/ч	340	310		посадка на парашютах	325
Двигатели системы аварийного спасения (САС), тип и тяга, тс   масса топлива, т   масса снаряженного двигателя, т   удельный импульс, на земле/в вакууме	РДТТ, 2×350 2×14 2×18-20 235/255 сек	РДТТ, 1×470 н/д 1×24,5 н/д		РДТТ, 1×470 н/д 1×24,5 н/дн/д	-
Экипаж, чел.	3-9	3-9		3-9	3-9
Средства для транспортировки орбитального корабля и летной отработки:	Ан-124 (проект)	Ан-22 или автономно	Ан-22, 3М или автономно	н/д	Боинг-747
[1] Приведенные в таблице значения уточнялись в ходе дальней разработки и поэтому отличаются от параметров МКС "Энергия-Буран". [2] Горизонтальные полеты на внешней подвеске самолета-носителя "Боинг-747" [3] без учета стоимости разработки тяжелого транспортного самолета типа Ан-124 [4] здесь и далее "н/д" обозначает "нет данных" Внимание! В таблице приведены не реальные параметры системы "Space Shuttle", а параметры, которые были известны нашим проектантам в 1975 году.

 

Эволюция проектов советской многоразовой космической системы:

Эти и другие доработки сделали "Буран" в конце концов таким, каким его узнал весь мир осенью 1988 года.
В итоге был создан корабль с уникальными характеристиками, способный доставить на орбиту груз массой 30 т и вернуть на Землю 20 т. Имея возможность взять на борт экипаж из 10 человек, он мог весь полет выполнять в автоматическом режиме.
Но мы не будем подробно останавливаться на описании "Бурана", ведь ему и посвящен весь наш сайт, для нас важнее другое - еще до его полета конструкторы уже думали о разработке многоразовых кораблей следующего поколения.

 

 

Но сначала упомянем о проекте одноступенчатого воздушно-космического самолета, прорабатывавшегося в НИИ-4 (затем ЦНИИ-50) Министерства обороны группой под руководством Олега Гурко. Первоначальный проект аппарата был оборудован силовой установкой, состоящих из нескольких комбинированных прямоточных жидкостных ракетных двигателей, использующих на этапах атмосферного полета (взлет и посадка) атмосферный воздух в качестве рабочего тела. Основное отличие прямоточных ЖРД от классических ПВРД (прямоточных воздушно-реактивных двигателей) заключалось в том, что если в ПВРД набегающий поток воздуха сначала сжимается за счет кинетической энергии набегающего потока, а затем разогревается при сжигании топлива и выполняет полезную работу, истекая через сопло, то в прямоточном ЖРД воздух разогревается струей ЖРД, помещенного в воздушный тракт прямоточного двигателя. Помимо многорежимности (и возможности работы в безвоздушном пространстве как обычный ЖРД) комбинированный ЖРД на атмосферном участке создает дополнительную тягу за счет возникновения инжекционного эффекта. В качестве топлива предусматривался жидкий водород.
В 1974 году у Гурко возникла новая техническая идея, позволяющая существенно снизить расход топлива за счет размещения в воздушном тракте теплообменника, нагревающего воздух теплом от бортового ядерного реактора. Благодаря такому техническому решению появилась возможность в принципе исключить расход топлива при полете в атмосфере и соответствующие выбросы в атмосферу продуктов сгорания.
Окончательный вариант аппарата, получивший обозначение МГ-19 (Мясищев-Гурко, М-19, "гурколет"), был выполнен по схеме несущий корпус, обеспечивающей высокое весовое совершенство аппарата, и был оснащен комбинированной двигательной установкой в составе ядерного реактора и комбинированного прямоточного водородного ЖРД.

В первой половине 1970-х годов МГ-19 рассматривался как серьезный конкурент МКС "Энергия-Буран", однако ввиду меньшей степени проработки и большей степени технического риски при реализации, а также из-за отсутствия зарубежного аналога, проект МГ-19 дальнейшего развития не получил. Тем не менее этот проект до сих пор не рассекречен, и информация о нем и по сей день крайне скудна.

 

"После-бурановские" проекты. Многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС)
В 1981-82 гг. в НПО "Молния" был предложен проект авиационно-космической системы "49" в составе самолета-носителя Ан-124 "Руслан", выполнявшего роль I ступени - воздушного космодрома, и II ступени в составе двухступенчатого ракетного ускорителя и пилотируемого орбитального самолета, выполненного по схеме "несущий корпус". В 1982 году появляется новый проект - "Бизань" и его беспилотный аналог "Бизань-Т", отличающийся от "49" одноступенчатым ракетным ускорителем. Начало эксплуатации самого большого и грузоподъемного самолета в мире Ан-225 "Мрия" позволило "Молнии" разработать проектМногоцелевой авиационно-космической системы (МАКС), где роль I ступени выполняет дозвуковой самолет-носитель "Мрия", а вторая ступень образована орбитальным самолетом, "сидящим верхом" на сбрасываемом топливном баке. "Изюминкой" проекта является применение двух маршевых трехкомпонентных ЖРД РД-701 на орбитальном самолете и дифференциально отклоняемые консоли крыла, как уорбитального самолета "Спираль".

НПО "Энергия", используя задел по МКС "Энергия-Буран", также предложило целый рядчастично или полностью многоразовых ракетно-космических систем с вертикальным стартом с использованием РН "Зенит-2", "Энергия-М" и многоразовой крылатой разгонной ступени вертикального старта на базе "Бурана". Наибольший интерес вызывает проект полностью многоразового носителя ГК-175 ("Энергия-2") на базе РН "Энергия" со спасаемыми крылатыми блоками обеих ступеней.

Также в НПО "Энергия" велись работы и над перспективным проектом одноступенчатого воздушно-космического самолета (ВКС).

Конечно, отечественные авиационные фирмы не могли отстать и предложили свои концепции многоразовых транспортных космических систем в рамках научно-исследовательской темы "Орел" под эгидой Росавиакосмоса по созданию РАКСа - Российского авиакосмического самолета. Одноступенчатая "туполевская" разработка получила индекс Ту-2000, двухступенчатая "микояновская" - МиГ АКС.

Но в истории нашей космонавтики существовали и бескрылые многоразовые спускаемые аппараты с малым аэродинамическим качеством, использовавшиеся в составе одноразовых космических кораблей и орбитальных станций. Наибольшего успеха в создании таких пилотируемых аппаратов достигло ОКБ-52 Владимира Челомея. Отказавшись участвовать в разработке "Бурана", Челомей начал в инициативном порядке разрабатывать собственный крылатый корабль ЛКС (Легкий космический самолет) "малой" размерности со стартовым весом до 20 т под свой носитель "Протон". Но программа ЛКС не получила поддержки, и в ОКБ-52 продолжили разработку трехместного возвращаемого аппарата (ВА) в многоразовом исполнении для использования в составе транспортного корабля снабжения (ТКС) 11Ф72 и военной орбитальной станции "Алмаз" (11Ф71).
ВА имел стартовую массу 7,3 т, максимальные длину 10,3 м и диаметр 2,79 м. Масса аппарата на орбите после сброса аварийной двигательной установки - более 4,8 т, при спуске с орбиты - около 3,8 м. Суммарный "обитаемый" объем ВА - 3,5 м³. Максимальная масса возвращаемого полезного груза при запуске ТКС с экипажем - до 50 кг, без экипажа - 500 кг. Время автономного полета ВА по орбите - 3 час; максимальное время нахождения экипажа в ВА - 31 час.
Оборудованный неотделяемым лобовым теплозащитным экраном и запущенный на орбиту второй раз 30 марта 1978 года под обозначением "Космос-997" (первый полет - 15 декабря 1976 года под именем "Космос-881"), именно ВА Челомея 009А/П2 стал первым в мире многоразовым космическим аппаратом. Однако по настоянию Д.Ф.Устинова программа "Алмаз" была закрыта, оставив обширный задел, использующийся и сегодня при изготовлении модулей российского сегмента МКС.

С начала 1985 года подобный проект - многоразовый космический корабль "Заря" (14Ф70) - разрабатывался и в НПО "Энергия" под ракету "Зенит-2". Аппарат состоял из многоразового корабля, по форме напоминавшего увеличенный спускаемый аппарат корабля "Союз", и сбрасываемый перед сходом с орбиты одноразовый навесной отсек. Корабль "Заря" имел диаметр 4,1 м, длину 5 м, максимальную массу около 15 т при выведении на опорную орбиту высотой до 190 км и наклонением 51,6⁰, в том числе массу доставляемых и возвращаемых грузов соответственно 2,5 т и 1,5-2 т при экипаже из двух космонавтов; 3 т и 2-2,5 т при полете без экипажа, или экипажа до восьми космонавтов. Возвращаемый корабль мог эксплуатироваться в течение 30-50 полетов. Многоразовость достигалось за счет применения "бурановских" теплозащитных материалов и новой схемы вертикальной посадки на Землю с помощью многоразовых ЖРД для гашения вертикальной и горизонтальной скоростей посадки и сотового амортизатора корпуса корабля для исключения его повреждений. Отличительнойособенностью "Зари" было размещение посадочных двигателей (24 ЖРД тягой 1,5 тс каждый, работающих на компонентах перекись водорода - керосин, и 16 однокомпонентных ЖРД тягой 62 кгс каждый для управления спуском) внутри прочного корпуса корабля.
Проект "Зари" был доведен до стадии завершения выпуска рабочей документации, но в январе 1989 года был закрыт из-за отсутствия финансирования.

Логика развития пилотируемой космонавтики и экономические реалии России поставили задачу разработки нового пилотируемого корабля - вместительного, недорогого и эффективного транспортного средства для ближнего космоса. Таким и стал проект космического корабля "Клипер", вобравшего в себя опыт проектирования многоразовых кораблей. Будем надеяться, что у России хватит разума (а главное, средств!) реализовать новый проект и "Клипер" не разделит судьбу своих предшественников, а будет долго и надежно служить нашей космонавтике.

*   *   *   *   *

Текст этой страницы был написан в 2004-м году. К сожалению, проект "Клипер" разделил бесславную судьбу своих крылатых предшественников. Как это случилось - подробности смотри в отдельном разделе "Клипер".

источник

Полет орбитального корабля "Буран" 15 ноября 1988 г.

 

...Космодром Байконур 15 ноября 1988 г. На старте универсальная транспортная ракетно-космическая система "Энергия-Буран".

К этому дню готовились более 12 лет. И еще 17 дней из-за отмены старта 29 октября 1988 г., когда за 51 секунд до него не прошло нормальное отведение площадки с приборами прицеливания и была выдана команда на отмену старта. А затем слив компонентов топлива, профилактика, выявление причин отказа и их устранение. "Не торопиться! - предупреждал председатель Государственной комиссии В.Х.Догужиев. - Прежде всего безопасность!"

Все происходило на глазах миллионов телезрителей... Очень высоко напряжение ожидания...

 

Задачей первого полета МРКК "Энергия-Буран" были продолжение летной отработки ракеты-носителя  "Энергия" и проверка функционирования конструкции и бортовых систем орбитального корабля "Буран" на наиболее напряженных участках полета (выведение и спуск с орбиты) с минимальной длительностью орбитального участка.

Из соображений безопасности первый испытательный полет "Бурана" был определен как беспилотный, что традиционно для отечественной космонавтики, с полной автоматизацией всех динамических операций вплоть до рулежки по ВПП.

Первый полет "Бурана" был запланирован непродолжительным: два витка, или 206 минут полета. В грузовом отсеке корабля в качестве полезной нагрузки размещался блок дополнительных приборов с телеметрической аппаратурой и дополнительными аккумуляторами. В соответствии с задачами и программой полетабыли задействованы состав и режимы работы бортовых и наземных систем.

.

Наземный комплекс управления, мозговым центром которого является ЦУП, в первом полете "Бурана" задействовал шесть наземных станций слежения, четыре плавучие станции и систему связи и передачи данных, состоящую из сети наземных и спутниковых широкополосных и телефонных каналов связи.

Утром 15 ноября 1988 г., в день старта, подготовка к пуску протекала на удивление гладко (циклограмма предстартовой подготовки проходит без замечаний), но главную тревогу доставляла погода - на Байконур шел циклон. Дождь, шквалистый ветер с порывами до 19 м/с, низкая облачность, началось обледенение ракеты-носителя и корабля - в отдельных местах толщина льда достигла 1...1,7 мм.

За 30 минут до запуска командиру боевого расчета по пуску "Энергии-Бурана" В.Е.Гудилину под роспись вручают штормовое предупреждение: "Туман при видимости 600-1000 м. Усиление юго-западного ветра 9-12 м/сек, порывы временами до 20 м/сек". Но после короткого совещания, изменив направление посадки "Бурана" (20º против ветра), руководство принимает решение: "Пускать!"

До пуска 26 минут - на "Буране" включились бортовые радиоответчики системы "Вымпел-К". Корабль готовился к пуску.

За несколько минут до старта взошло Солнце (05:47), но его не видно - при такой сплошной плотной облачности появилась только серость на горизонте. Идут последние минуты предстартового отсчета... Настартовом комплексе, подсвеченная ослепительно белым светом прожекторов, стоит ракета под низким облачным потолком, на котором тускло светится огромное пятно отраженного света. Порывы сильнейшего ветра обрушивают на ракету снежную крупу вперемешку со степным песком... Многим в тот момент подумалось, что "Буран" не случайно носит свое имя^[1]...

 

В 05:50, после десятиминутного разогрева двигателей, с ВПП аэродрома Юбилейный в воздух взлетает самолет оптико-телевизионного наблюдения (СОТН) МиГ-25 - борт 22. Самолет пилотирует Магомед Толбоев, во второй кабине - телеоператор Сергей Жадовский. В задачу экипажа СОТН входит ведение телерепортажа переносной телекамерой и наблюдение старта "Бурана" выше слоев облачности. К этому моменту в воздухе на разных высотных эшелонах уже находятся несколько самолетов - на высоте около 5000 метров и удалении 4-6 км от стартового комплекса патрулирует Ан-26 и несколько выше его, следуя по заранее спланированным маршрутам (зонам) на удалении 60 км от старта, дежурит самолет метеоразведки.

На удалении 200-300 км от старта барражирует самолет-лаборатория Ту-134БВ, контролируя с воздуха радиотехнические средства системы автоматической посадки. Утром, до старта, Ту-134БВ уже выполнил два контрольных полета на удалении 150-200 км от старта, по которым было выдано заключение о готовности посадочного комплекса.

Еще дальше, в зоне между Джезказганом и Карагандой, в воздухе находился еще один "борт" - самолетный измерительный пункт Ил-18.

Ровно за десять минут до старта нажатием кнопки испытатель лаборатории комплекса автономного управления Владимир Артемьев выдает команду "Пуск" - дальше всем управляет только автоматика.

За одну минуту 16 секунд до старта весь комплекс "Энергия-Буран" переходит на автономное энергопитание. Теперь все готово к старту...

"Буран" стартовал в свой единственный триумфальный полет точно по циклограмме - команда "Контакт подъема", фиксирующая разрыв последних коммуникаций между ракетой и стартовым комплексом (к этому моменту ракета успевает подняться на высоту 20 см), прошла в 6:00:1.25 по московскому времени.

 

(Звукозапись старта wav/MP3)

 

Картина старта была яркой и скоротечной. Свет прожекторов на стартовом комплексе исчез в клубах выхлопных газов, из которых, подсвечивая это огромное бурлящее рукотворное облако огненно-красным светом, медленно поднялась ракета, как комета со сверкающим ядром и хвостом, направленным к земле! Обидно коротким было это зрелище! Через несколько секунд только затухающее пятно света в покрове низких облаков свидетельствовало о неистовой силе, которая несла "Буран" через облака. К завываниям ветра добавился мощный низкий рокочущий звук и, казалось, будто он идет отовсюду, что он исходит от низких свинцовых облаков^[2].

Через 5 секунд начался разворот комплекса "Энергия-Буран" по тангажу, еще через секунду - разворот на 28.7ºпо крену.

Дальше только несколько человек непосредственно наблюдали за полетом "Бурана" - это был экипаж транспортного самолета Ан-26, взлетевшего с аэродрома "Крайний" (командир Александр Борунов), с борта которого через боковые иллюминаторы тремя (!) операторами Центрального телевидения велась съемка, и экипаж СОТН МиГ-25, который вел репортаж из стратосферы, засняв момент отделения параблоков первой ступени.

Зал в бункере управления замер, казалось, сгустившееся напряжение можно было потрогать...

 

На 30-й секунде полета началось дросселирование двигателей РД-0120 до 70% тяги, на 38-ой секунде, при прохождении участка максимального скоростного напора - двигателей РД-170.

Система управления вела ракету точно внутри расчетной трубки (коридора) допустимых траекторий^[3], без каких-либо отклонений.

Все присутствующие в зале управления, затаив дыхание, следят за полетом. Волнение нарастает...

 

77-я секунда - кончилось дросселирование тяги двигателей блока Ц и они плавно переходят на основной режим^[4].

На 109-й секунде снижается тяга двигателей для ограничения перегрузки до 2.95g, и через 21 сек начинается перевод двигателей блоков А первой ступени на режим на конечной ступени (49,5%) тяги.

 

Проходит еще 13 секунд, и по громкой связи раздается: "Есть выключение двигателей первой ступени!" Фактически команда на выключение двигателей блоков 10А и 30А прошла на 144-й секунде полета, а на выключение двигателей блоков 20А и 40А еще через 0,15 секунд. Разновременное выключение противоположных боковых блоков предотвратило возникновение возмущающих моментов при движении ракеты и обеспечило отсутствие резких продольных перегрузок за счет более плавного падения суммарной тяги.

 

Через 8 сек, на высоте 53,7 км при скорости 1,8 км/сек, произошло отделение параблоков, которые спустя 4 с половиной минуты упали в 426 км от старта.

На четвертой минуте полета с правого экрана в Главном зале подмосковного ЦУПа, который на участке выведения просто наблюдал за происходящим, исчезла картинка с изображением основных этапов маневра возврата - после 190-й секунды полета в случае возникновения нештатной ситуации реализация маневра возврата с посадкой корабля на ВПП Байконура стала невозможной.

 

Сразу после выхода комплекса из низкой облачности телекамера "Бурана", расположенная на верхнем иллюминаторе контроля стыковки и обозревающая верхнюю полусферу корабля, начала передавать в Центр управления полетом картинку, обошедшую все мировые информационные агентства. Из-за постоянно увеличивающегося в процессе выведения угла тангажа "Буран" с течением времени все больше как бы "ложился на спину", поэтому камера, установленная у него "на затылке", уверенно показывала черно-белое изображение проплывающей под ним земной поверхности. На 320-секунде камера зафиксировала пролетевший мимо кабины корабля небольшой фрагмент сантиметрового размера^[5], который, скорее всего, был отколовшимся осколком теплозащитного покрытия второй ступени.

 

На 413-й секунде началось дросселирование двигателей второй ступени; еще через 28 секунд они переводятся на конечную ступень тяги. Томительные 26 секунд и ... на 467-й секунде полета оператор сообщает: "Есть выключение двигателей второй ступени!"

В течение 15 секунд "Буран" уже своими двигателями"успокоил" всю связку и на 482-й секунде полета (импульсом управляющих двигателей 2 м/с) отделился от блока Ц, выйдя на орбиту с высотой условного перигея -11.2 км и апогея 154.2 км. С этого момента управление кораблем передается с командного центра на Байконуре в подмосковный ЦУП.

В зале, по заведенной традиции, ни шума, ни восклицаний. В соответствии с жестким указанием технического руководителя пуском Б.И.Губанова все присутствующие на командном пункте остаются на своих рабочих местах - только у ракетчиков горят глаза. Под столом они пожимают друг другу руки - задача носителя выполнена. Теперь все дело за кораблем.^[6]

Через три с половиной минуты "Буран", в апогее своей траектории, находясь в положении "лежа на спине", выдал первый 67-секундный корректирующий импульс, получив приращение орбитальной скорости 66.7 м/сек и оказавшись на промежуточной орбите с высотой перигея 114 км и апогеем 256 км. Управленцы на Земле вздохнули с облегчением: "Будет первый виток!"

Однако службы посадочного комплекса на Байконуре получили команду "отбой" программы одновиткового полета только в конце 12-й минуты полета корабля. Это означало снятие готовности к взлету второго самолета сопровождения МиГ-25 (борт 9210), пилотировать который должен был Урал Султанов. В случае полета "Бурана" по одновитковой траектории Султанов должен был находиться состоянии готовности к взлету в период с 06:45 по 07:03 утра, т.к. ожидаемое время посадки орбитального корабля согласно резервной программе полета планировалось в 07:33. Но все шло штатно, и в 06:18 М.Толбоев посадил свой МиГ-25 на аэродром Юбилейный.

В ожидании следующего импульса корабль продолжал полет в "перевернутом" положении, и после второго 40-секундного импульса (в 06:46:07, величина приращения скорости 41.7 м/с) "Буран" оказался на рабочей орбите высотой 263-251 км, наклонением 51,64° и периодом обращения 89,45 минут.

Параметры обоих маневров (величина, направление и момент отработки импульса объединенной двигательной установки, ОДУ) автоматически рассчитывались БЦВК в соответствии с заложенными в компьютерную память  полетным заданием и реальными параметрами движения на момент отделения от блока Ц второй ступени ракеты-носителя.

 

Первый маневр происходил в зоне связи наземных станций слежения, второй - над Тихим океаном. Передача телеметрической информации о втором маневре проходила по трассе "корабль - плавучая станция слежения в Тихом океане - стационарный спутник связи - ретрансляционная станция "Орбита" в Петропавловске-Камчатском - высокоэллиптический спутник связи - подмосковный ретрансляционный пункт - ЦУП" протяженностью более 120000 км.

 

Схема обмена информацией между бортовым и наземным комплексом управления "Бурана"

  

Далее корабль летел, развернувшись левым крылом к Земле для обеспечения оптимального теплового режима - солнечное излучение при такой ориентации нагревало преимущественно нижнюю, самую "огнеупорную" поверхность крыла и фюзеляжа. Правильность заданной ориентации подтверждалась как принимаемой телеметрической информацией, так и "картинкой" с бортовой телекамеры, размещенной по продольной оси корабля на левом рабочем месте отсутствующего командира экипажа.

 .

 "Буран" на орбите (другие иллюстрации орбитального полета см. в нашем фотоархиве).

На орбите все системы работали штатно. В полете было проведено 4 сеанса связи, включая передачу на борт информации, необходимой для спуска и посадки, в том числе направление ветра в районе ВПП посадочного комплекса.

На втором витке, на 67-й минуте полета, вне зоны радиосвязи, "Буран" начал готовится к посадке - в 7:31:50 с магнитной ленты бортового магнитофона перезагрузилась оперативная память бортового вычислительного комплекса для работы на участке спуска и началась перекачка топлива из носовых баков в кормовые для обеспечения требуемой посадочной центровки.

 

Схема полета орбитального корабля "Буран": 1 - старт; 2 - отделение разгонных блоков первой ступени; 3 - отделение разгонного блока второй ступени от "Бурана"; 4 - точки включения двигателей системы орбитального маневрирования; 5 - рабочая орбита; 6 - траектория спуска

БЦВК рассчитывает и сообщает в ЦУП параметры тормозного маневра для схода с орбиты.

Начали готовиться к встрече корабля и службы посадочного комплекса. Когда "Буран" начал свой второй виток, наОбъединенный командно-диспетчерский пункт (ОКДП) прошла информация о том, что по данным телеметрии на борту все нормально, отклонений от работы аппаратуры посадки не отмечено, за исключением несрабатывания радиоответчиков, что существенно не влияло на процесс обеспечения автоматической посадки.

 

В 07:57 на ВПП выкатили вновь заправленный СОТН МиГ-25 (ЛЛ-22), и в 08:17 М.Толбоев и С.Жадовский снова заняли свои места в раздельных кабинах самолета. После буксировки МиГ-25 на ВПП на рулежных дорожках начала выстраиваться техника комплекса средств наземного обслуживания (КСНО).

 

В это время в космосе орбитальный корабль построил ориентацию для выдачи тормозного импульса, снова повернувшись в положение "спиной" к Земле, но на этот раз хвостом "вперед-вверх". В 8:20, находясь над Тихим океаном в точке 45º ю.ш. и 135º з.д., в зоне видимости кораблей слежения "Космонавт Георгий Добровольский" и "Маршал Неделин", "Буран" включил на 158 секунд один из двигателей орбитального маневрирования для выдачи тормозного импульса 162.4 м/с. После этого корабль построил посадочную ("самолетную") ориентацию, развернувшись "по полету" и подняв "нос" на 37,39º к горизонту для обеспечения входа в атмосферу с углом атаки 38,3º. Снижаясь, высоту 120 км корабль прошел в 08:48:11.

 

Вход в атмосферу (с условной границей на высоте Н=100 км) произошел в 08:51 под углом -0.91º со скоростью 27330 км/ч над Атлантикой в точке с координатами 14.9º ю.ш. и 340.5º з.д. на расстоянии 8270 км от посадочного комплекса Байконура.

 

Погода в районе аэродрома посадки существенно не улучшилась. По-прежнему дул сильный, порывистый ветер. Спасало то, что ветер дул почти вдоль посадочной полосы - направление ветра 210º, скорость 15 м/сек, порывы до 18-20 м/сек. Ветер (его уточненные скорость и направление были переданы на борт корабля перед выдачей тормозного импульса) однозначно определил направление захода на посадку с северо-восточного направления, на ВПП посадочного комплекса (аэродрома Юбилейный) №26 (истинный посадочный курс №2 с азимутом 246º36'22''). Таким образом, ветер для планирующего корабля становился встречным (под 36º слева). Та же полоса при заходе на нее с юго-западного направления имела уже другой номер - №06.

 

В 08:47 запускаются двигатели МиГ-25, и в 08:52 Толбоев получает разрешение на взлет. Через несколько минут (в 08:57) самолет второй раз за это утро стремительно взлетает в хмурое небо, и, после крутого левого виража исчезает в облаках, уходя на встречу с "Бураном".

Штурман-оператор Валерий Корсак начал выводить его в зону ожидания для встречи орбитального корабля. Предстояло выполнить не совсем обычное наведение "перехватчика" на воздушную цель. В практике противовоздушной обороны принято, что перехватчик догоняет цель. Здесь же цель сама должна была догнать "перехватчик", причем ее скорость все время уменьшалась, изменяясь в широких пределах. К этому следует добавить и постоянное уменьшение высоты с большой вертикальной скоростью, и переменчивый курс цели, но самое главное - это большая степень неопределенности траектории после выхода корабля из участка плазмы и на снижении. Со всеми этими сложностями самолет следовало вывести на дальность визуальной видимости корабля - 5 км, ведь бортовая РЛС отсутствовала, так как это все-таки была летающая лаборатория на базе МиГ-25, а не полноценный строевой перехватчик...

 

В этот момент "Буран" огненной кометой пронзает верхние слои атмосферы. В 8:53 на высоте 90 километров из-за образования облака плазмы на 18 минут с ним прекратилась радиосвязь (движение "Бурана" в плазме более чем в три раза продолжительнее, чем при спуске одноразовых космических кораблей типа "Союз").

 

 Полет "Бурана" на участке гиперзвукового планирования, в облаке высокотемпературной плазмы (другие иллюстрации полета см. в нашем фотоархиве).

 

В период отсутствия радиосвязи контроль за полетом "Бурана" осуществлялся национальными средствами системы предупреждения о ракетном нападении. Для этого использовались радиолокационные средства контроля космического пространства с "загоризонтными" РЛС, которые через командный пункт Ракетных войск стратегического назначения Голицино-2 (в подмосковном г.Краснознаменск) постоянно передавали информацию о параметрах траектории снижения "Бурана" в верхних слоях атмосферы с прохождением заданных рубежей. В 08:55 была пройдена высота 80 км, в 09:06 - 65 км.

В процессе снижения для рассеивания кинетической энергии "Буран" за счет программного изменения крена выполнил протяженную S-образную "змейку" ^[7], одновременно реализуя боковой маневр в 570 км вправо от плоскости орбиты. При перекладке максимальная величина крена достигала 104º влево и 102º вправо. Именно в момент интенсивного маневрирования с крыла на крыло (скорость перекладки по крену доходила до 5,7 град/сек) в поле зрения бортовой телекамеры попал некий фрагмент, падающий сверху-вниз в межкабинном пространстве, заставивший понервничать некоторых специалистов на Земле: "Ну все, корабль начал разваливаться!" Еще через несколько секунд камера даже засняла частичное разрушение плитки рядом с верхним контуром иллюминатора...

 

На участке аэродинамического торможения датчики в носовой части фюзеляжа зарегистрировали температуру 907ºС, на носках крыла 924ºС. Максимальные расчетные температуры нагрева не были достигнуты из-за меньшего запаса запасенной кинетической энергии (стартовая масса корабля в первом полете была 79,4 т при расчетной 105 т) и меньшей интенсивности торможения (величина реализованного бокового маневра в первом полете была в три раза меньше максимально возможных 1700 км). Тем не менее, бортовая телекамера зафиксировала попадание на лобовое остекление ошметков теплозащиты в виде клякс, которые затем в течение нескольких десятков секунд полностью выгорали и уносились встречным воздушным потоком. Это были "брызги" от выгорающего лакокрасочного покрытия теплозащитного покрытия (ТЗП), попадающие на лобовые стекла из-за снижения угла атаки по мере спуска в атмосфере: после падения скорости до М=12 угол атаки начал плавно уменьшаться до α=20º при М=4,1 и до α=10º при М=2.

 

Послеполетный анализ показал, что в диапазоне высот 65...20 км (М=17,6...2) фактические значения коэффициента подъемной силы С_у постоянно превышали расчетные на 3...6%, оставаясь, тем не менее, в допустимых пределах. Это привело к тому, что при совпадении реального коэффициента сопротивления с расчетным фактическое значение балансировочного качества у "Бурана" при скоростях М=13...2 оказалось на 5...7% выше расчетного, находясь на верхней границе допустимых значений. Проще говоря, "Буран" летал лучше, чем от него ожидали, и это после многолетних продувок масштабных моделей в аэродинамических трубах и суборбитальных полетов "БОРов-5"!

После прохождения участка плазмообразования в 09:11, на высоте 50 км и удалении от посадочной полосы 550 км, "Буран" вышел на связь со станциями слежения в районе посадки. Его скорость в этот момент в 10 раз превышала скорость звука. В ЦУПе по громкой связи прошли доклады: "Есть прием телеметрии!", "Есть обнаружение корабля средствами посадочных локаторов!", "Системы корабля работают нормально!"

В диапазоне скоростей М=10...6 было отмечено максимальное отклонение балансировочного щитка - система управления старалась разгрузить элероны для интенсивного маневрирования. До посадки оставалось чуть больше 10 минут...

Рубеж высоты 40 км корабль прошел в 09:15. Снижаясь, на высоте 35 км, в районе восточной береговой линии Аральского моря (на расстоянии 189 км до точки посадки), "Буран" прошел над воздушным коридором международной авиатрассы Москва-Ташкент, с юго-запада огибающей границы района аэроузла "Ленинский", включающего в себя зоны управления воздушным движением и использования воздушного пространства в окрестностях стартовых комплексов Байконура, посадочного комплекса "Бурана" (аэродрома "Юбилейный"), аэродрома г.Ленинска ("Крайний") и аэропорта г.Джусалы.

 

Траектория снижения "Бурана" в проекции на земную поверхность, изображенная внутри расчетной трубки вероятных траекторий. Точками показано положение корабля при прохождении отмеченной высоты полета (условные обозначения приведены в описании алгоритма посадки)

В этот момент корабль находился в зоне ответственности Кзыл-Ординского районного центра единой системы управления воздушным движением СССР, контролировавшего полеты всех самолетов за пределами аэроузла "Ленинский" на высотах более 4500 метров, кроме, разумеется, "Бурана", несущегося в стратосфере с гиперзвуковой скоростью.

 

Границу аэроузла "Ленинский" орбитальный корабль пересек на расстоянии 108 км от точки посадки, находясь на высоте 30 км. В этот момент он проходил над участком воздушного коридора №3 Аральск-Новоказалинск, и летел, удивляя своих создателей - в диапазоне скоростей М=3,5...2 балансировочное качество на 10% превышало ожидаемые расчетные значения!

 

Направление ветра в районе аэродрома "Юбилейный", переданное на борт корабля, обусловило приведение корабля навосточный цилиндр рассеивания энергии и заход на посадку с азимутом истинного посадочного курса №2.

 

В 09:19 "Буран" вошел в прицельную зону на высоте 20 км с минимальными отклонениями, что было очень кстати в сложных метеоусловиях. Реактивная система управления и ее исполнительные органы отключились^[8] и только аэродинамические рули, задействованные еще на высоте 90 км,продолжали вести орбитальный корабль к следующему ориентиру - ключевой точке.

 

До сих пор полет проходил строго по расчетной траектории снижения - на контрольных дисплеях ЦУПа его отметка смещалась к ВПП посадочного комплекса практически в середине допустимого коридора возврата. "Буран" приближался к аэродрому несколько правее оси посадочной полосы, и все шло к тому, что он будет "рассеивать" остаток энергии на ближнем "цилиндре". Так думали специалисты и летчики-испытатели, дежурившие на объединенном командно-диспетчерском пункте. В соответствии с циклограммой посадки включаются бортовые и наземные средства радиомаячной системы. Однако при выходе в ключевую точку с высоты 20 км "Буран" "заложил" маневр, повергший в шок всех находившихся в ОКДП. Вместо ожидавшегося захода на посадку с юго-востока с левым креном корабль энергично отвернул влево, на северный цилиндр выверки курса, и стал заходить на ВПП с северо-восточного направления с креном 45º на правое крыло.

  

Предпосадочное маневрирование "Бурана" в атмосфере (другие иллюстрации полета см. в нашем фотоархиве).

 

На высоте 15300 м скорость "Бурана" стала дозвуковой, затем при выполнении "своего" маневра "Буран" прошел на высоте 11 км над полосой в зените радиотехнических средств обеспечения посадки, что было наихудшим случаем с точки зрения диаграмм направленности наземных антенн. Фактически в этот момент корабль вообще "выпал" из поля зрения антенн, сектор сканирования которых в вертикальной плоскости был в диапазоне всего 0,55º-30º над горизонтом. Замешательство наземных операторов было настолько велико^[9], что они перестали наводить на "Буран" самолет сопровождения!

 

Послеполетный анализ показал, что вероятность выбора такой траектории была менее 3%, однако в сложившихся условиях это было самое правильное решение бортовых компьютеров корабля! Более того, данные телеметрии свидетельствовали, что движение по поверхности условного цилиндра выверки курса в проекции на земную поверхность было не дугой окружности, а частью эллипса, но победителей не судят!

 

Позднее Г.Е.Лозино-Лозинский вспоминал:
"...После того, как "Буран" вышел на орбиту, я своими глазами видел, как в Центре управления полетами "группа товарищей" заранее готовила "Сообщение ТАСС" о том, что из-за таких-то и таких-то неполадок (они изобретались тут же) благополучно завершить этот эксперимент не удалось. Эти люди особенно оживились, когда, уже заходя на посадку, "Буран" вдруг начал неожиданный маневр..."

 

В момент неожиданной смены курса судьба "Бурана" буквально "висела на волоске", и отнюдь не по техническим причинам. Когда корабль заложил левый крен, первая осознанная реакция руководителей полета была однозначной: "Отказ системы управления! Корабль нужно подрывать!" Ведь на случай фатального отказа на борту "Бурана" размещались тротиловые заряды системы аварийного подрыва объекта, и казалось, что момент их применения наступил. Спас положение заместитель Главного конструктора НПО "Молния" по летным испытаниям Степан Микоян, отвечавший за управление кораблем на участке снижения и посадки. Он предложил немного подождать и посмотреть, что будет дальше. А "Буран" тем временем уверенно разворачивался для захода на посадку. Не смотря на колоссальное напряжение на ОКДП, после отметки 10 км "Буран" летел по "знакомой дороге", многократно проторенной для него летающей лабораторией Ту-154ЛЛ и самолетом-аналогом орбитального корабля БТС-002 ОК-ГЛИ.

 

Снимки экрана отображения показаний системы "Вымпел" в главном зале управления ЦУПа. Левый снимок сделан в момент пролета "Бураном" высоты 7890 метров, правый - 7680 метров; на левом снимке видны два главный рабочих места операторов "Вымпела"

На высоте около 8 км с кораблем сблизился МиГ-25 Магомеда Толбоева. Интрига была в том, что бортовой вычислительный комплекс вел корабль по "своей" траектории выхода в контрольную точку, а МиГ-25 СОТН наводился на корабль по командам, выдаваемым с земли на основании ожидаемой траектории. Поэтому СОТН выводился не в реальную, а в расчетную точку перехвата, и в итоге СОТН и "Буран" встретились на встречных курсах! Для того, чтобы не упустить "Буран", М.Толбоев был вынужден "свалить" самолет в левый штопор (времени на выполнение обычного разворота уже не оставалось), и после выполнения полупетли (разворота по курсу на 180º) выводить машину из штопора и на форсаже догонять корабль. Перегрузка во время выполнения этого маневра чуть было не сломала телекамеру в руках у Сергея Жадовского, но, к счастью, после выравнивания СОТН она вновь заработала. При подлете к кораблю потребовалось теперь уже резкое торможение, которое сопровождалось интенсивной тряской. А с учетом того, что М.Толбоев так и не рискнул подойти к "своенравному" кораблю ближе, чем на 200 метров и бортоператору пришлось снимать при максимальном увеличении телекамеры, телевизионная картинка оказалась очень смазанной и дрожащей. Было видно, что корабль выглядел хоть и обгорелым, но без заметных повреждений. Не смотря на болтанку, экипаж самолета провел телерепортаж о маневрах корабля, его внешнем состоянии и работе воздушного тормоза. СОТН сопровождал "Буран" из стратосферы до вхождения в плотную облачность в течение 127 сек, а затем во избежание столкновения отстал.

 

До сих пор корабль самостоятельно, без какой-либо корректировки с Земли, снижался по траектории, рассчитанной бортовым цифровым вычислительным комплексом. На высоте 6200 м "Буран" был "подхвачен" наземным оборудованием всепогодной радиотехнической системы автоматической посадки "Вымпел-Н", обеспечившей корабль необходимой навигационной информацией для его безошибочного автоматического вывода на ось посадочной полосы, снижения по оптимальной траектории, приземления и пробега до полной остановки.

 

Радиотехнические средства системы автоматической посадки "Вымпел", образно говоря, сформировали трехмерное информационное пространство вокругпосадочного комплекса, в каждой точке которого компьютеры корабля точно "знали" в реальном режиме времени три основных навигационных параметра: азимут относительно оси ВПП, угол места и дальность с погрешностью не более 65 метров. На основании этих данных бортовой цифровой вычислительный комплексначал проводить непрерывную корректировку по специальным алгоритмам автономно вычисленной траектории захода на посадку.

 

На высоте 4 км корабль выходит на крутую посадочную глиссаду. С этого момента изображение в ЦУП начинают передавать аэродромные телекамеры. На экранах - низкие тучи... Все напряженно ждут...

 

И вот, несмотря на томительное ожидание, "Буран" неожиданно для всех вываливается из низкой облачности и стремительно несется к земле. Скорость его снижения (40 метров в секунду!) такова, что даже сегодня смотреть на это жутковато...

"Буран" на посадочной глиссаде, за секунду до выпуска шасси (другие иллюстрации полета см. в нашем фотоархиве).

 

Через несколько секунд выпускаются шасси, и корабль, продолжая стремительное снижение, начинает сначала выравниваться, а затем и поднимать нос, увеличивая угол атаки и создавая под собой воздушную подушку. Вертикальная скорость снижения начинает резко падать (за 10 секунд до касания она была уже 8 м/с), затем на какое-то мгновение корабль зависает над самой поверхностью бетонки, и ... касание!

 

 (ЗВУКОЗАПИСЬ ПОСАДКИ)

  

Фотография монитора системы "Вымпел", сделанная сразу после посадки "Бурана" и запечатлевшая последнюю траекторную проводку: А (азимут) 67 град.; Д (дальность до центра ВПП) 1765 м; В (высота) 24 м; ПС (посадочная скорость) 92 м/с (330 км/ч); ПУ (путевой угол) 246 град.; ВС (вертикальная скорость) - 0 м/с

Работа системы "Вымпел" завершилась блестящим успехом: в 09:24:42, опережая всего на секунду расчетное время, "Буран" на скорости 263 км/ч изящно коснулся ВПП и через 42 секунды, пробежав 1620 метров, замер в ее центре^[10] с отклонением от осевой линии всего +5 м! Интересно, что последняя траекторная проводка, полученная от системы "Вымпел", прошла двумя секундами раньше (в 09:24:40,4) и зафиксировала вертикальную скорость снижения 1 м/сек.

 

Несмотря на встречно-боковой порывисто-штормовой ветер и 10-бальную облачность высотой 550 м (что существенно превышает предельно-допустимые нормативы для пилотируемой посадки американского шаттла), условия касания для первой в истории автоматической посадки орбитального самолета были отличными: недолет (продольный промах) составил 190 м, боковое отклонение вправо от оси ВПП -9.4 м, вертикальная скорость касания всего 0.3 м/с! Необычно красивая, правильная и изящная посадка 80-тонного корабля! Просто не верилось, что полет беспилотный - казалось, что самый хороший летчик не смог бы посадить "Буран" лучше. Попутно скажем, что согласно принятым для "Бурана" ограничениям, посадка и пробег были возможны на сухую или мокрую бетонную ВПП как в автоматическом, так и в ручном режиме управления при посадочной скорости 280...360 км/ч, угле тангажа 10...13º, при попутном (до 5 м/с), встречном (до 20 м/с) и боковом (до 15 м/с) ветре^[11].

 

О мягкости посадки "Бурана" может свидетельствовать ... запоздание выпуска тормозных парашютов. Согласно логике системы выпуска парашютов, они должны выбрасываться по сигналу датчика, который срабатывает от обжатия амортизаторов основных стоек шасси до стояночного положения. Во время отработки автоматической посадки на самолете-аналоге БТС-002 он при вертикальной скорости более 1 м/сек проседал в момент касания почти до полного обжатия амортизаторов, поэтому парашюты выбрасывались практически сразу же после касания. Но при посадке "Бурана" вертикальная скорость была настолько мала, что в момент касания ВПП обжатия амортизаторов до стояночного положения не произошло! Парашюты были выпущены только спустя 9,2 сек, за 2 секунды до касания передней стойки (09:24:52), когда во время пробега подъемная крыла стала падать за счет торможения на ВПП и уменьшения угла атаки при опускании носа корабля. В итоге вес корабля, воспринимаемый основными шасси, увеличился, и амортизаторы стоек наконец обжались до нужного положения, выдав тем самым команду на выпуск сначала трехкупольного вытяжного, а затем и трех куполов тормозных парашютов.

 

Схема пробега "Бурана" по ВПП аэродрома "Юбилейный". Показана только бетонная часть ВПП. В отличие от нарисованной прямой линии реальная траектория движения по ВПП представляла собой кривую линию, напоминающую синусоиду с "затухающей" амплитудой, из-за логики работы бортовой системы управления пробегом (передней стойкой шасси корабля).

 Посадка была выполнена действительно с ювелирной точностью, особенно если учесть, что предельно допустимые значения посадочных параметров были заданы следующие: промах по продольной дальности допускался в диапазоне -700 (недолет)...+1100 (перелет) метров, боковое отклонение от оси полосы могло быть плюс/минус 38 м и вертикальная скорость касания не должна была превышать 3 м/с!

 

Архивная съемка отчетливо показывает, как во время пробега, уже после касания, система управления корабля продолжала "искать" осевую линию полосы, рыская передней стойкой шасси и выбирая допущенный из-за сноса встречным ветром незначительный боковой промах! В итоге в момент остановки корабля боковое отклонение составило уже только +5.8 м.

 

В обстановке всеобщей "послепосадочной" эйфории были названы другие, почти идеальные координаты точки касания - промах (перелет) по продольной дальности +15 м и остановки орбитального корабля в 1,5...2 метра от "расчетной точки". Также был занижен и пробег - 1520 м. Эти цифры сразу же стали общепризнанными. Причина ошибки заключалась в том, что "Буран" действительно коснулся посадочной полосы рядом с расчетной точкой касания, но ... не своей, а чужой! Дело в том, что на ВПП была нанесена стандартная аэродромная разметка в виде двух белых продольных полос, обозначающих место точного приземления для самолетов. Вот именно рядом с этими полосами, перелетев их на два-три десятка метров, и приземлился "Буран", не долетев почти две сотни метров до своей отметки - белого ромба, центр которого располагался в 1000 метрах от торца ВПП.

 

Видеокадры касания и начала пробега "Бурана", смонтированные воедино

 Сделав над остановившимся "Бураном" на низкой высоте изящный вираж, СОТН МиГ-25 ушел в сторону второго аэродрома Крайний, где и совершил посадку в 09:35.

 

Послеполетный анализ показал хорошее состояние ТЗП корабля: в первом полете в шести местах было потеряно всего 10  (включая два мата гибкой теплозащиты на верхней поверхности левой консоли крыла) плиток. Самым опасным оказался прогар на месте потери трех рядом расположенных плиток на нижней поверхности левой консоли крыла, в месте стыка с "углерод-углеродным" сегментом №22 носка крыла. Открывшиеся раскаленному потоку плазмы металлические элементы конструкции были легко, "как по маслу", разрезаны, обнажив через сквозной прогар внутренний объем крыла... Многочисленные предполетные испытания подтверждали, что теплозащита надежно переносит локальный отрыв одной теплозащитной плитки, а тут было потеряно сразу три! Крыло от дальнейшего разрушения спасла только кратковременность воздействия плазмы, в противном случае неминуемо последовало бы повреждение кабельных сетей, проходящих в носке крыла, с более тяжелыми последствиями.

 

Менее сотни плиток получили повреждения, наиболее характерными из которых были оплавления и потеря или отслоение защитного покрытия плиток. Также на отдельных плитках были обнаружены сколы от падавшего с "Энергии" при старте льда, растрескивание поверхности и следы эрозии от струй двигательной установки (на двух плитках глубина эрозии достигла 30 мм!). На нижней поверхности фюзеляжа во многих местах была отмечена потеря межплиточных уплотнений. При анализе состояния ТЗП выяснилось, что обгорание корневой части киля произошло не при снижении в атмосфере, а от факелов РДТТ при отделении параблоков.

 

Уже после остановки "Бурана" в течение 10 минут происходило приведение бортовых систем корабля в исходное состояние с последующим выключением. Последняя команда кораблю была выдана из подмосковного ЦУПа через спутник связи: "Системы корабля обесточены".

 

Все! Программа первого испытательного полета выполнена полностью!

Послеполетное обслуживание "Бурана" на посадочной полосе аэродрома "Юбилейный" (другие иллюстрации полета см. в нашем фотоархиве).

 

Что дальше началось! В бункере, в зале управления овации и бурный восторг от завершенной с таким шиком посадки орбитального корабля в автоматическом режиме взорвались сразу, как только носовая стойка шасси коснулась земли... На полосе все бросились к "Бурану", обнимались, целовались, многие не смогли удержать слез. Везде, где специалисты и просто причастные к этому полету люди наблюдали посадку "Бурана" - фонтан эмоций.

 

Огромное напряжение, с которым велась подготовка первого полета, усиленное к тому же предшествующей отменой старта, нашло свой выход. Нескрываемая радость и гордость, восторг и смятение, облегчение и огромная усталость - все можно было видеть на лицах в эти минуты. Так сложилось, что космос считается технологической витриной мира. И эта посадка позволила людям на ВПП возле остывающего "Бурана" или у экранов телевизоров в ЦУПе вновь ощутить необычайное по остроте чувство национальной гордости, радости. Радости за свою державу, мощный интеллектуальный потенциал нашего народа. Большая, сложная и трудная работа сделана!
Это был не просто реванш за проигранную лунную гонку, за семилетнее опоздание с запуском многоразового космического корабля - это был наш настоящий триумф!

К сожалению, последний - никто тогда не знал, что это была последняя посадка "Бурана"...

 

Высота - двадцать пять,

до Земли ещё четверть часа -
Возвращенье домой
из глубин его звёздной обители.
И готова давно
для посадки ему полоса,
Путь к которой лежит
под охраной крыла истребителя.

 

Вот прошёл через слой
так не вовремя взявшихся туч,
На Земле тишина,
все застыли в тревожном молчании.
Весь полёт его был
словно яркий космический луч
Озаривший для всех
фантастические расстояния.

 

Вот и всё. На Земле.
Слышно радость у всех в голосах,
И создателей все
поздравляют с бесспорной победой.
Он проделал свой путь
за неполных четыре часа,
Но кто знать мог тогда,
что полёт этот станет последним?!^[12]

 

15 ноября 1988 г., космодром Байконур: "Буран" со средствами послеполетного обслуживания на посадочной полосе аэродрома "Юбилейный". Фотография из архива Сергея Грачева

 

 PS: Беспилотный космический полет "Бурана" с автоматической посадкой оставался неповторимым 22 года, до момента возвращения на Землю американскогоэкспериментального самолета Boeing X-37B 3 декабря 2010 г. Но с учетом того, что стартовая масса Х-37В около 5 т, то полет 80-тонного "Бурана" можно считать непревзойденным до сих пор. источник

---

 

 

---

СССР и БУРАН ПОГИБЛИ