Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский
Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский родился в Киеве в семье столбового дворянина. В 1926—1930 годах учился в Харьковском механико-машиностроительном институте, по окончании которого получил диплом инженера-механика по специальности «Паротехника» и был направлен на Харьковский турбо-генераторный завод.
В 1932 году стал работать инженером научно-испытательной станции в Харьковском авиационном институте. Вся дальнейшая трудовая деятельность Лозино-Лозинского была связана с авиастроением. В этой отрасли он начинал как специалист по двигателям, сконструировав первую советскую форсажную камеру для турборе-активного двигателя. С 1941 года работал в ОКБ А. И. Микояна и М. И. Гуревича, принимал участие в организации серийного производства истребителей МиГ-9 — МиГ-31.; непосредственно участвовал в создании фронтового истребителя МиГ-29, а также являлся генеральным конструктором самолета-перехватчика МиГ-31. С 1971 года занимал должность главного конструктора ОКБ.
В 1966 году в ОКБ А. И. Микояна под руководством Лозино-Лозинского началась разработка проекта «Спираль».
Авиационно-космическая система «Спираль» представляла собой комплекс из орбитального самолета и гиперзвукового самолета-разгонщика, с которого первый должен был выходить в космос. Проект «Спираль» создавался как ответ на американскую программу создания космического перехватчика-разведчика-бомбардировщика Х-20 Dyna Soar. Орбитальный самолет представлял собой летательный аппарат специфической формы. Наружное покрытие характеризовалось повышенной степенью теплозащиты, достигнутой за счет применения ниобиевого сплава с покрытием на основе дисилицида молибдена. Интересно, что в ходе работы над проектом «Спираль» производились успешные эксперименты по созданию жаростойких теплозащитных материалов «типа пенокерамика», которые в аналогичных американских программах фигурируют гораздо позже. Кабина пилота в аварийных ситуациях могла отделяться от самолета и снабжалась собственными двигателями. Было создано несколько вариантов орбитальных самолетов, предназначенных для разведки либо поражения целей.
Работа по созданию “Бурана” многоразового космического корабля, началась в 1976 году в специально созданном НПО «Молния», которое возглавил Лозино-Лозинский. Строительство «Буранов» началось в 1980 году и осуществлялось на Тушинском машиностроительном заводе. Первый и единственный полет «Бурана» в космос состоялся 15 ноября 1988 года. Корабль стартовал с космодрома Байконур с помощью ракеты-носителя «Энергия». Полет продолжался 205 мин. «Буран» дважды облетел вокруг Земли, а затем приземлился на аэродроме «Юбилейный» на Байконуре. Этот полет был осуществлен без экипажа в автоматическом режиме с использованием бортового компьютера и бортового программного обеспечения.
В 1993 году программа «Энергия-Буран» была закрыта. Единственный побывавший в космосе «Буран» был уничтожен в 2002 году вследствие обрушения помещения, где он хранился.
Некоторые технические решения, разработанные в процессе создания «Бурана», используются в российской и зарубежной ракетно-космической технике и в настоящее время. И во многом эта заслуга принадлежала Глебу Евгеньевичу Лозино-Лозинскому.
Выдающийся авиаконструктор умер 28 ноября 2001 года.
"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.
1. Предпосылки создание и применение "Бурана"
|
||||||||
|
1.1. Боевые космические комплексы В конце 60-х - начале 70-х годов в США были начаты работы по исследованию возможности использования космического пространства для ведения боевых действий в космосе и из космоса. Правительство СССР рядом специальных постановлений (первое Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР "Об исследовании возможности создания оружия для ведения боевых действий в космосе и из космоса" вышло в 1976 г.) работы в стране в этой области поручило кооперации организаций-разработчиков во главе с НПО "Энергия". В 70-80-е годы был проведен комплекс исследований по определению возможных путей создания космических средств, способных решать задачи поражения космических аппаратов военного назначения, баллистических ракет в полете, а также особо важных воздушных, морских и наземных целей. При этом ставилась задача достижения необходимых характеристик указанных средств на основе использования имевшегося к тому времени научно-технического задела с перспективой развития этих средств при ограничении по производственным мощностям и финансированию. Для поражения военных космических объектов были разработаны два боевых космических аппарата на единой конструктивной основе, оснащенные различными типами бортовых комплексов вооружения - лазерным (боевой комплекс "Скиф") и ракетным (боевой комплекс "Каскад"). Основой обоих аппаратов явился унифицированный служебный блок, созданный на базе конструкции, служебных систем и агрегатов орбитальной станции серии 17К ДОС.
Выведение космических аппаратов на орбиту предполагалось осуществлять в грузовом отсеке орбитального корабля МКС "Буран" (ракетой-носителем "Протон" на экспериментальном этапе). Предусматривалась дозаправка баков на орбите при помощи средств, также доставляемых к аппаратам в ОК МКС "Буран". Для обеспечения длительного срока боевого дежурства на орбите и поддержания высокой готовности космических комплексов предусматривалась возможность посещения объектов экипажем (два человека до 7 суток), в том числе с использованием КК "Союз". Меньшая масса бортового комплекса вооружения "Каскад" с ракетным оружием, по сравнению с комплексом "Скиф" с лазерным оружием, позволяла иметь на борту КА больший запас топлива, поэтому представлялось целесообразным создание системы с орбитальной группировкой, состоящей из боевых космических аппаратов, одна часть из которых оснащена лазерным, а другая - ракетным оружием. При этом первый тип КА должен был применяться по низкоорбитальным объектам, а второй - по объектам, расположенным на средневысотных и геостационарных орбитах. Для поражения стартующих баллистических ракет и их головных блоков на пассивном участке полета в НПО "Энергия" для комплекса "Каскад" был разработан проект ракеты-перехватчика космического базирования. В практике НПО "Энергия" это была самая маленькая, но самая энерговооруженная ракета. Достаточно сказать, что при стартовой массе, измеряемой всего десятками килограммов, ракета-перехватчик обладала запасом характеристической скорости, соизмеримой с характеристической скоростью ракет, выводящих современные полезные нагрузки на орбиту ИСЗ. Высокие характеристики достигались за счет применения технических решений, основанных на последних достижениях отечественной науки и техники в области миниатюризации приборостроения. Авторской разработкой НПО "Энергия" явилась уникальная двигательная установка, использующая нетрадиционные некриогенные топлива и сверхпрочные композиционные материалы. В начале 90-х годов, в связи с изменением военно-политической обстановки, работы по боевым космическим комплексам в НПО "Энергия" были прекращены. К работам по боевым космическим комплексам привлекались все тематические подразделения Головного конструкторского бюро и широкая кооперация специализированных организаций-разработчиков военно-промышленного комплекса страны, а также ведущие исследовательские организации Министерства обороны и Академии наук. Головной фирмой по лазерному комплексу для "Скифа" было НПО "Астрофизика" - ведущая советская фирма по лазерам. После передачи задела по "Скифу" из НПО "Энергия" в КБ "Салют" в начале 1980-х годов новым коллективом был разработан проект тяжелой боевой лазерной станции космического базирования “Скиф”. 18 августа 1983 г. Генеральный секретарь ЦК КПСС Юрий Владимирович Андропов сделал заявление о том, что СССР в одностороннем порядке прекращает испытания комплекса противокосмической обороны. Однако с объявлением в США программы стратегической оборонной инициативы (СОИ) работы над "Скифом" были продолжены, и 15 мая 1987 года динамический макет лазерной станции "Скиф-ДМ" массой около 80 тонн был испытан в космосе при первом испытательном запуске РН "Энергия". Для поражения особо важных наземных целей разрабатывалась космическая станция, основу которой составляла станция серии 17К ДОС и на которой должны были базироваться автономные модули с боевыми блоками баллистического или планирующего типа. По специальной команде модули отделялись от станции, посредством маневрирования они должны были занимать необходимое положение в космическом пространстве с последующим отделением блоков по команде на боевое применение. Конструкция и основные системы автономных модулей были заимствованы с орбитального корабля "Буран". В качестве варианта боевого блока рассматривался аппарат на базе экспериментальной модели ОК "Буран" (аппараты семейства "БОР"). Военная целевая нагрузка для "Бурана" разрабатывалась на основании специального секретного постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР "Об исследовании возможности создания оружия для ведения боевых действий в космосе и из космоса" (1976 г.)
|
1.2. Проекты двойного целевого использования орбитального корабля "Буран"
Согласно техническим заданиям Министерства обороны и отраслевым программам в НПО "Энергия" были разработаны технические предложения и эскизные проекты по решению конкретных задач в реальных направлениях применения ОК "Буран". Предусматривалось использовать ОК "Буран" для транспортно-технического обслуживания (ТТО) и ремонта орбитальных комплексов и космических аппаратов. Так, например, транспортно-техническое обслуживание орбитальным кораблем "Буран" комплекса "Мир" – его дооснащение (доставка модулей, энергоустановок и др.), многоразовое использование модулей и оборудования (их возвращение для профилактики и ремонта), доставка на Землю результатов работ - позволяет существенно повысить эффективность комплекса. Как разновидности задачи ТТО были рассмотрены диагностирование неисправных аппаратов как на орбите, так и после их возвращения с помощью ОК "Буран", а также оценка возможности их ремонта и повторного использования. Применительно к аппаратам космической разведки исследована возможность возвращения двух неисправных аппаратов и принятия решений по их дальнейшему использованию.
Детально проработано использование ОК "Буран" для развертывания и сборки больших конструкций. Это направление имеет принципиальное значение для создания космических антенн, солнечных энергоустановок и др. Обоснован эксперимент по отработке антенны космического радиотелескопа КРТ-30 и экспериментального космического комплекса наблюдения в составе бортового модуля на ОК "Буран". Особую роль ОК "Буран" может иметь для выведения и отработки на орбите особо дорогостоящих КА.
Чтобы уменьшить технический риск и предотвратить значительный ущерб в случае потери, например, уникального аппарата космической разведки или выхода из строя его целевой аппаратуры, было предложено и проработано решение о создании по принципу максимальной преемственности конструктивных, компоновочных и технических решений экспериментального образца (ЭКА), выводимого и обслуживаемого по программе отработки кораблем "Буран". Такое решение позволяло обеспечить:
|
• |
контроль всех основных этапов функционирования ЭКА; |
|
• |
контроль операций по раскрытию крупногабаритной антенны РАС и проведение оперативного ремонта при ее отказе; |
|
• |
проверку работоспособности ЭКА перед самостоятельным функционированием для гарантированного выполнения задач эксперимента; |
|
• |
проведение ремонтно-восстановительных работ на борту ЭКА; |
|
• |
возвращение на Землю особо ценных частей ЭКА для диагностики и повторного использования. |
Аналогично исследовано использование ОК "Буран" для выведения на орбиту и отработки экспериментальной энергоемкой тяжелой радиолокационной станции 91А6-П. Незаменима роль ОК "Буран" при проведении специальных исследований, а также ряда научных и технологических экспериментов.
В качестве начального этапа практического использования ОК "Буран" для научных исследований планировалась постановка и проведение на его борту уже во время второго полета экспериментов по исследованию микроатмосферы, микроускорений и характеристик излучений с помощью научной аппаратуры многоразового использования. Это направление оценивалось как весьма значительное, особенно при комплексном решении научно-исследовательских и технических задач. Уникальные энергетические возможности ОК "Буран" (до 60 кВт), уровень микрогравитации (10-4...10-5 g) и другие характеристики функционирования на орбите, а также возможность возвращения и многократного использования оборудования позволили организовать на борту промышленное производство и доставку на Землю биопрепаратов и полупроводниковых материалов высокой стоимости. Проектные исследования этого направления на основе конкретных биоустановок ("Рекомб-2", "Ручей-2", "Поток") и технологических установок ("Кратер-АГ", "Малахит") показали целесообразность его реализации уже в ходе летных испытаний.
В результате этих разработок и исследований были разработаны принципы и научно-технические направления создания и эксплуатации любых многоразовых космических аппаратов.
Разработкой и исследованиями целевого применения ОК "Буран" занимались В.Г.Алиев, Б.И.Сотников, П.М.Воробьев, В.Ф.Садовый, А.В.Егоров, С.И.Александров, Н.А.Брюханов, В.В.Антонов, В.И.Бержатый, О.В.Митичкин, Ю.П.Улыбышев и др.
2. История проекта
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.
2.1. 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.
|
|
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.
|
|
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.
„Патриарх отечественной авиации” Андрей Туполев, создал 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.
2.2. 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 ВПП космодрома 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.
|
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. |
|
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-120 имела стартовую массу 2380 т и состояла из четырех модульных блоков 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.
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.
Параметры всех конкурирующих вариантов МКС, рассматривавшихся в НПО "Энергия" в период 1975-1976 гг., наряду с "тогдашними" известными нашим проектантам параметрами шаттла
|
Характеристики |
МКС с ОС-120 на 29.07.1975 |
МКС с ОК-92 |
МТК-ВП на 01.05.1976 |
Спейс Шаттл |
|
|
на 09.01.1976 |
на 01.05.1976 |
||||
|
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 |
|
Стоимость разработки, млрд. руб. (долл.) |
6,1 |
5,7 |
н/д |
н/д |
$5,5 |
|
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 |
37,5 5,5 22,0 17,4 18,5×4,6 70 |
34,5 5,5 22,0 15,8 18,5×4,6 70 |
34,0 8,0 н/д н/д н/д × 5,5 55 |
37,5 5,5 23,8 17,3 18,3×4,55 70 |
|
|
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) |
|
|
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 |
|
|
Время пребывания на орбите, сутки |
7-30 |
7-30 |
н/д |
7-30 |
|
|
Тяга воздушно-реактивных двигателей |
- |
Д-30КП, 2×12 тс |
АЛ-31Ф, 2×12,5 тс |
- |
- |
|
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 |
|
|
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 |
|
Эволюция проектов советской многоразовой космической системы: |
3. Конструкция орбитального корабля (ОК) „Буран”
3.1. Концепция ОК „Буран”
3.1.1. 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), выполняет также функции воздушного тормоза; посадку "по-самолетному" обеспечивает трехопорное (с носовым колесом) выпускаюшееся шасси.
3.1.2. 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 различных операций по обслуживанию космических объектов. Под грузовым отсеком расположены агрегаты систем энергоснабжения и обеспечения температурного режима. В хвостовом отсеке 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.
3.1.3. 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, 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).
3.1.4. 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.
3.1.5. 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 на основной аэродром. При нормальном запуске ОК 2-я ступень РН, конечная скорость которой меньше первой космической, продолжает полет по баллистической траектории до падения в Тихий океан.
3.1.6. 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.
3.2. Планер орбитального корабля (ОК) "Буран"
Основой конструкции ОК является планер, который образует аэродинамические обводы, воспринимает нагрузки на всех участках полета, служит корпусом корабля, оснащаемым в процессе его сборки, и имеет в своем составе системы и элементы, обеспечивающие спуск и посадку. Его масса, включая собственные системы, составляет около 40% стартовой массы ОК
|
Конструкция планера (без теплозащитного покрыти - ТЗП) обеспечивает размещение и защиту экипажа, полезного груза и различных систем и оборудования от воздействия окружающей среды на всех этапах полета. Конструкция планера включает (см.рис.): |
|
|
- |
герметичный модуль кабины (МК) экипажа; |
|
- |
носовую часть фюзеляжа (НЧФ) с носовым коком, остеклением и входным люком; |
|
- |
среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) со створками отсека полезного груза (ОПГ), вентиляционными створками, узлами связи с РН и нишей передней опоры шасси; |
|
- |
хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ) с узлами крепления вертикального оперения, узлами связи РН, узлами крепления ОДУ и вентиляционными створками; |
|
- |
балансировочный щиток (БЩ); |
|
- |
консоли крыла с аэродинамическими органами управления (элевонами с элевонными щитками), передней кромкой, наплывом и нишами основных опор шасси; |
|
- |
вертикальное оперение с рулем направления - воздушным тормозом; |
|
- |
элементы крепления аппаратуры, оборудования, трубопроводов, жгутов и т.п. |
Силовая схема конструкции планера выбрана с учетом создания единого силового каркаса, способного воспринимать аэродинамические, вибрационные и инерционные нагрузки, сосредоточенные силы и моменты от полезного груза, бортового оборудования, узлов связи с РН, двигательной установки и посадочных устройств. Основными силовыми элементами конструкции планера служат следующие: |
||
|
- |
панели, усиленные продольным набором, замыкающие и образующие внешний контур планера; |
|
|
- |
продольные силовые элементы (балки), воспринимающие нагрузки при изгибе фюзеляжа; |
|
|
- |
шпангоуты с несущими поясами и фермами; |
|
|
- |
лонжероны и нервюры крыла и вертикального оперения. |
|
|
Наличие в средней части фюзеляжа и в корневой части крыла больших вырезов для ОПГ и шасси нарушило целостность силовой схемы и потребовало введения дополнительных силовых элементов. |
Детальное технологическое членение фюзеляжа рассматривается по-агрегатно: носовая часть фюзеляжа (НЧФ) Ф-1, модуль кабины (МК), средняя и хвостовая части фюзеляжа (СЧФ+ХЧФ) Ф-2, не используемая на штатных летных изделиях воздушно-реактивная двигательная установка (ВРДУ):
В процессе сборки ОК на планер устанавливаются необходимые для космического полета системы и агрегаты, составляющие около 20 % стартовой массы ОК, а также универсальнное оборудование для работы с полезной нагрузкой (ПН) и сменные отсеки, составляющие до 11% стартовой массы ОК.
При создании орбитального корабля "Буран" была принята концепция теплозащищенной относительно "холодной" внутренней конструкции планера (-130° ...+160°С), при этом носовое затупление (кок) фюзеляжа и передняя кромка крыла, выполненные из жаростойкого композиционного углерод-углеродного материала, потребовали создания тепловых барьеров в стыках с основной конструкцией.
Создание планера ОК потребовало и решения проблемы интенсивных акустических нагрузок, которая непосредственно связана с динамической прочностью конструкции и многоразового ТЗП, надежностью функционирования оборудования и с жизнеобеспечением экипажа.
Экстремальные нагрузки на конструкцию наблюдаются при старте и при прохождении трансзвукового диапазона скоростей на этапах выведения и спуска с орбиты.
При старте и на начальном участке полета акустические нагрузки определяются шумом сверхзвуковых струй двигательных установок РН, а на участках полета с трансзвуковыми скоростями, когда реализуются максимальные скоростные напоры,- пульсациями давления в пограничном слое, причем в зонах образования нестанционарных скачков уплотнения и отрывных течений наблюдаются их максимальные уровни.
Элевон крыла состоит из двух секций (внешней и внутренней), подвешенных на трех узлах к хвостовой части крыла. Каждая секция имеет автономный привод, размещенный в крыле, обеспечивающий отклонение элевона на 35° вверх и на 20° вниз. В зазоре между элевоном и хвостовой частью крыла во избежание проникновения плазмы установлен эластичный жгут.
|
Для получения минимальной массы конструкции планера и его элементов были использованы программы ЦАГИ, реализующие метод конечных элементов. Проведенные численные исследования позволили решить принципиальные вопросы определения напряженного и деформированного состояния конструкции: |
|
|
- |
деформации фюзеляжа и створок ОПГ при различных условиях нагружения; |
|
- |
напряженного состояния конструкции при воздействии сосредоточенных нагрузок; |
|
- |
деформации и температурных нагрузок, вызываемых неравномерным нагревом или различными коэффициентами линейного расширения материалов, и т.п. |
|
Кроме расчетов статического нагружения были проведены расчеты: |
|
|
- |
динамической прочности при нестационарных нагрузках во время старта, полета по траектории на этапах вывода на орбиту, разделения ОК и РН, функционирования на орбите, входа в плотные слои атмосферы и посадки; |
|
- |
устойчивости элементов конструкции к явлениям аэроупругости как в режиме больших скоростных напоров при выведении на орбиту, так и на участке спуска с нее; |
|
- |
прочности при воздействии акустических нагрузок на старте, на этапах вывода на орбиту и спуска в атмосфере; |
|
- |
дополнительного нагружения от неравномерности температурного поля, достигающей на отдельных элементах до 50 °С. |
|
В расчетах учитывалась повторяемость нагрузок при многократном применении ОК. |
Конструкция планера хорошо представлена в Приложение II
3.3. Носовая часть фюзеляжа (НЧФ) - агрегат Ф-1 орбитального корабля "Буран" (11Ф35)
Носовая часть фюзеляжа длиной 9000 мм, шириной 5500 мм и высотой 6000 мм служит для установки модуля кабины (МК), носового блока двигательных установок (БДУ-Н) и другого оборудования и состоит из носового кока, верхней и нижней секций, каркаса БДУ-Н и крышки входного люка.
Носовой кок, подвергаемый воздействию наиболее высоких темеператур при входе ОК в плотные слои атмосферы, выполнен из композиционного углерод-углеродного материала и включает обтекатель и пять секций, которые крепятся к переднему шпангоуту НЧФ.
Конструкция верхней секции НЧФ состоит из поперечного и продольного силовых наборов, обшивки, фонаря, иллюминаторов и люков. Поперечный силовой набор включает семь шпангоутов, продольный - балки и стрингеры. В каркасе фонаря смонтированы шесть передних иллюминаторов из кварцевого стекла, два люка аварийного покидания (катапультирования), крышки которых имеют проточку для разрушения при срабатывании линейного устройства разделения, и два верхних иллюминатора.
Нижняя секция НЧФ состоит из поперечного и продольного наборов, включающих 15 шпангоутов, балки, стрингеры и обшивки, в которой имеются вырезы под антенны систем навигации и бортового радиотехнического комплекса, закрытые радиопрозрачными вставками.
С левой стороны НЧФ на фрезерованной панели расположен входной люк с крышкой, открываемой наружу, на внутренней стороне которой установлен механизм системы запирания (открытия) крышки с девятью замками, открываемыми при эксплуатационном обслуживании с наружной стороны и при аварийном покидании - с внутренней стороны. Крышка фиксируется в открытом положении при повороте на угол 90°.
Верхняя и нижняя секции стыкуются между собой и с силовым шпангоутом СЧФ после установки МК в НЧФ с использованием стыковочных узлов восьми шпангоутов НЧФ (стык проходит по боковой балке нижней секции и закрывается накладкой), а верхняя секция к силовому шпангоуту СЧФ пристыковывается специальными замками.
Каркас отсека блока двигательных установок конструктивно состоит из шпангоутов, балок, окантовок и обшивочных панелей с местами крепления и отверстиями для выхода сопловых блоков РСУ.
Конструктивно-компоновочная схема НЧФ
|
Носовая стойка шасси конструктивно не относится к НЧФ и крепится к СЧФ (агрегат Ф-2), на представленной конструктивно-компоновочной схеме НЧФ она просто проецируется на нее |
|
Характеристики |
Технологические параметры |
|||
|
Габариты, мм: |
Применяемые материалы: |
|||
|
- длина |
8700 |
- алюминевые сплавы |
1201Т1, Д16чТ1 |
|
|
- ширина |
5500 |
- титановые сплавы |
ВТ-23 |
|
|
- высота |
5750 |
- стали |
ЭИ-696 |
|
Технологическое членение носовой части фюзеляжа (агрегат Ф-1) изделия "11Ф35":
1 - носовой кок; 2 - шпангоут N1к; 3 - модуль БДУ-Н (не показан); 4 - верхние части шпангоутов; 5 - аварийные люки; 6 - окантовки иллюминаторов; 7 - каркас фонаря; 8 - шпангоут N7; 9 - панели верхней секции; 10 - перестыковочная накладка; 11 - входной люк; 12 - нижние части шпангоутов; 13 - астролюк; 14 - панели нижней секции.
Указанное положение астролюка (по левому борту, перед кабиной) было выбрано по аналогии с Space Shuttle на раннем этапе проектирования "Бурана". Впоследствии (на этапе постройки первых макетов и летающей лаборатории БТС-0.02 ОК-ГЛИ) от астролюка отказались, приняв решение разместить гиростабилизированную платформу на стенке отсека полезного груза (ОПГ), сразу за НЧФ. Документация на НЧФ штатных летных изделий орбитального корабля (в части шпангоутов) была доработана, а астролюк остался только на БТС-0.02, где он не использовался и был наглухо заклеен пенопластовыми плитками, имитировавшими теплозащитное покрытие.
3.4. Крыло орбитального корабля "Буран" (11Ф35)
Две консоли, центроплан и два наплыва образуют крыло орбитального корабля, теоретическая площадь которого (основной трапеции) составляет 250 м2, а размах - 24 м. Функцию центроплана выполняет нижняя часть фюзеляжа, наплывы конструктивно отнесены к СЧФ.
3.4.1. Конструкция консоли делится на носок крыла, носовую, переднюю, среднюю и хвостовую части, нишу основной опоры шасси, ее створку, элевонные щитки и элевон. Каркас каждой консоли состоит из панелей обшивки, лонжеронов и нервюр.
Конструктивно-компоновочная схема левой консоли крыла хорошо представлена в Приложение II
3.4.2. Носок крыла (рисунок справа) состоит из 22 секций, представляющих собой незамкнутую оболочку арочного типа и изготовленных из жаропрочного композиционного углерод-углеродного материала. Секции к носовой части крыла крепятся последовательно на кронштейнах из специального сплава, выполняющих роль теплового моста (в местах установки стыковочных болтов имеются теплоизолирующие втулки), и стыкуются между собой внахлест с уплотнением зазоров кварцевым жгутом.
Сборочный чертеж носка крыла хорошо представлен в Приложение III
В носовую часть крыла входят лобовая и передняя стенки, лобовая панель обшивки, 68 поперечных диафрагм и фитинги. В передней части лобовой стенки располагается круглый люк для подхода к местам крепления первой секции носка крыла, крышка которого прижимается болтами через резиновую прокладку. Поверхность лобовой стенки имеет теплозащитное покрытие для предотвращения нагрева от лучеиспускания углерод-углеродных секций, имеющих температуру до 1600 °С при спуске.
3.4.3. Передняя часть крыла - от наплыва до передней стенки ниши шасси - состоит из семи лонжеронов и верхних и нижних панелей со стрингерами открытого профиля, согнутыми из алюминиевого листа. Первый и седьмой лонжероны представляют собой балку, пояса которой соединены между собой стенкой, другие пять имеют форменную конструкцию, в которой пояса соединены болтами со стойками и раскосами, изготовленными из труб титанового сплава.
3.4.4. Средняя часть крыла - от передней стенки ниши шасси до последнего лонжерона крыла - имеет б лонжеронов и 14 нервюр, объединенных верхними и нижними панелями обшивки. Нервюры являются поперечным силовым набором и состоят из секций сборной конструкции, расположенных между соседними лонжеронами; между последними двумя лонжеронами на верхней и нижней панелях имеются люки антенн с радиопрозрачными вставками.
3.4.5. Хвостовая часть крыла расположена за последним лонжероном и включает нижнюю зашивку, нервюры, пилоны, узлы установки элевонов и элевонные щитки с механизмом отклонения.
Нижняя зашивка типовая стрингерная. Нервюры выполнены в виде ферм. Пилоны с установленными теплоизоляторами с аблирующим покрытием закрывают торцы элевонов и состоят из обшивки и внутренних диафрагм, соединенных между собой заклепками.
Узлы установки элевонов состоят из кронштейнов, стоек, подкосов и компенсаторов для крепления к обшивке; кронштейны имеют проушины, в которых смонтированы сферические подшипники осей вращения элевонов, стойки и подкосы сварены из титановых труб.
3.4.6. Элевонные щитки состоят из 16 секций паяной сотовой конструкции из титана, с внутренней стороны которых установлен специальный профиль ("рельс"), по которому двигается каретка с направляющими роликами, соединенная через систему кинематических тяг с элевоном. Этот механизм при отклонениях элевона обеспечивает синхронную прокачку элевонных щитков, исключая возможность образования щели по обводу крыла и протока плазмы в случае нарушения целостности уплотнений хвостовой части крыла.
На участке атмосферного спуска максимальная температура на поверхности орбитального корабля достигается в зоне щелей и стыков различных элементов планера за счет интенсивной турбулизации набегающего потока. Поэтому задача максимального сокращения щелей в различных подвижных сопряжениях конструкции при разработке “Бурана” являлась особенно актуальной и трудоемкой. Конструкторам удалось решить эту проблему, исключив (фактически спрятав!) два основных щелевых соединения, присутствующих в конструкции практически всех самолетов:
- ликвидирована щель между килем и рулем направления путем применения специального кожуха;
- специальным конструктивным решением с использованием подвижных пластин (на верхней поверхности) и организацией корытообразной защиты узлов навески элевонов (на нижней поверхности) удалось предотвратить попадание раскаленного воздуха (плазмы) в зону стыка крыла и элевонов.
В Приложение IV представлена анимация стыка крыла с элевоном.
3.4.7. Ниша основной опоры шасси представляет собой прямоугольный отсек, ограниченный двумя силовыми лонжеронами, стенкой нервюры и бортом фюзеляжа. В районе ниши элементы конструкции консоли крыла усилены балками и окантовкой. Створка в закрытом положении опирается на окантовку ниши и по периметру крепится восемью замками, а герметичность ниши с закрытой створкой обеспечивается двойным уплотнением.
Консоль крыла стыкуется с фюзеляжем по лонжеронам, в которых имеются проушины, а на шпангоутах фюзеляжа - ответные узлы в виде вилки. Проушины и вилки соединяются высокопрочными болтами, а стык фюзеляжа с консолью крыла закрывается полосой из алюминиевого сплава. Конструкция крыла относительно герметична за счет нанесения на стыковочные швы герметика.
3.4.8. Элевон крыла состоит из двух секций (внешней и внутреннней), подвешенных на трех узлах к хвостовой части крыла. Каждая секция имеет автономный привод, размещенный в крыле, обеспечивающий отклонение элевона на 35° вверх и на 20° вниз. В зазоре между элевоном и хвостовой частью крыла во избежание проникновения плазмы установлен эластичный жгут.
Общий вид крыла и внутреннюю конструкцию можно увидеть в Приложение V.
3.5. Средняя часть фюзеляжа (СЧФ) - агрегат Ф-2 орбитального корабля "Буран" (11Ф35)
Средняя часть фюзеляжа длиной 18 500 мм, шириной 6000 мм и высотой 5500 мм обеспечивает размещение полезного груза, элементов бортовых систем и их монтаж. В ее состав конструктивно входят 26 шпангоутов, составляющих поперечный набор, боковые и нижние панели обшивки со стрингерным набором, продольные балки, створки отсека полезного груза (ОПГ), ниша передней опоры шасси и узел связи с РН.
Особенностью силовой схемы СЧФ, отличающей ее от принятых для широкофюзеляжных самолетов, является разомкнутый контур, подкрепляемый через замковую систему створками ОПГ только для восприятия крутящего момента (нагрузки в продольном направлении створки не воспринимают). Ниже показан отсек Ф-2 (в сборе и технологическое членение), в состав которого входит СЧФ и хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ).
Шпангоуты СЧФ делятся на пять типов:
|
1. |
- стык СЧФ с НЧФ, состоящий из нижней и двух верхних частей, представляющих собой коробчатую конструкцию с двумя стенками, расположенными на расстоянии 200 мм друг от друга и соединенными между собой стяжками; каждая стенка нижней части шпангоута включает в себя центральную и две боковые секции, причем центральная, как наиболее нагруженная, изготавливается фрезерованием из титановой плиты и имеет проушины для крепления модуля кабины и верхней части шпангоута. Верхняя часть шпангоута сборная и включает элементы соединения с такелажными узлами, нижняя часть шпангоута имеет плату с передним узлом стыковки ОК и РН; |
|
2. |
- три шпангоута, расположенные в зоне ниши шасси передней опоры и разрезанные на две симметричные сборки, причем нижние части каждой сборки имеют ферменную конструкцию, состоят из нижних и верхних поясов, соединенных между собой раскосами из титанового сплава, а боковины каждой симметричной части - из внутреннего и внешнего поясов, соединенных стенкой; |
|
3. |
- следующие три шпангоута, конструкция которых выполнена в виде боковых стенок и набора диафрагм; |
|
4. |
- следующие 12 шпангоутов, каждый из которых имеет две боковые стенки (правую и левую) и нижнюю ферменную часть, причем боковые стенки шести шпангоутов фрезерованные с проушинами для крепления полезного груза, а шести - сборные с наружными и внутренними поясами, соединенными гофрированной стенкой; форменная часть шпангоутов состоит из поясов и раскосов, соединенных с поясами болтами; |
|
5. |
- оставшиеся семь шпангоутов, по конструкции аналогичные четвертому типу, но нагруженные значительными силами от крыла; их нижние форменные части выполнены из титановых материалов и образуют своего рода центроплан крыла, а верхние и нижние пояса имеют проушины для крепления консолей крыла. |
Оболочка СЧФ выполнена из боковых и нижних панелей, разделенных на четыре части по длине и соединенных по стыкам болтами. Панели собираются из химически фрезерованных листовых обшивок и стрингеров открытого профиля. Типоразмеры сечений, толщин и заготовок стрингеров и обшивок унифицированы для всего планера.
На боковых панелях имеются вырезы для люков системы наддува и вентиляции (СНВП) планера и люков заправки жидких кислорода и водорода в баки электрохимического генератора (ЭХГ) тока. С левой и правой сторон в передней зоне СЧФ расположены наплывы крыла в виде оболочек с каркасом из диафрагм арочного типа, выполняющие роль зализа между консолью крыла и бортом фюзеляжа. Панели оболочек собираются из штампованных листовых обшивок и стрингеров открытого профиля. По контуру наплыва приклепаны гнутые профили швеллерного сечения для соединения с фюзеляжем. Для подхода к местам стыка в боковых панелях фюзеляжа и в панелях наплывов имеются технологические люки.
Продольные балки (лонжероны) фюзеляжа располагаются по правому и левому бортам, окантовывая ОПГ. Каждая из них состоит из двух поясов, стенок, бимса и силовых стоек, которые образуют силовой элемент, воспринимающий изгибные и крутящие нагрузки всего фюзеляжа. К бимсу с помощью болтов крепятся кронштейны навески створок ОПГ.
Технологическое членение Ф-2:
1 - шпангоуты; 2 - лонжероны;, 3 - зашивка внутренняя; 4 - панели нижние; 5 - панели боковые; 6 - раскосы
|
Характеристики |
Технологические параметры |
|||
|
Габариты, мм: |
Применяемые материалы: |
|||
|
- длина |
22150 |
- алюминевые сплавы |
1201, 01420, Д16чТ1, АБМ-1, АМГ-6, АБМ-1, АК6 |
|
|
- ширина |
5500 |
- титановые сплавы |
ВТ-15, ВТ-16, ВТ-20, ВТ-23 |
|
|
- высота |
6040 |
- стали |
ВНС-5, 30ХГСНА, ЭИ-696, ВКС-210 |
|
|
|
Виды соединений: |
|||
|
|
- заклепочные, шт. |
271682 |
||
|
|
- болт-заклепочные, шт. |
18818 |
||
|
|
- болтовые, шт. |
16817 |
||
|
|
- сварные, типы |
ААрДЭС, АрДЭС |
||
|
|
- клеенные |
3.6. Ниша передней опоры шасси образована стенками шпангоутов, двумя боковыми продольными стенками с приливами и проушинами для установки узлов передней опоры шасси и верхней стенкой. На верхней стенке ниши закреплена балка, к которой крепится замок убранного положения передней опоры шасси. В донной части нишу замыкает створка, опирающаяся на окантовку, которая крепится к стенкам. В закрытом положении створка фиксируется шестью замками. Герметичность ниши с закрытой створкой обеспечивается двойным гермоуплотнением.
3.7. Створки ОПГ длиной 18500 мм и шириной (по дуге) около 8000 мм являются верхней частью фюзеляжа, защищают внутренний объем со всем его содержимым от воздействия внешней среды. Они выполнены из двух (по правому и левому бортам) частей, состоящих из четырех секций, причем каждая часть крепится к 12 узлам на продольной балке фюзеляжа. Секции створок конструктивно состоят из рамы, изготовленной из титанового сплава, и сотовых панелей из композиционного материала на основе углеродных волокон и полимерного связующего, изготовленных формованием в автоклаве. Секции связаны между собой силовыми штырями, исключающими восприятие продольных нагрузок. Для предотвращения протока плазмы в ОПГ в стыках между частями створок, а также между створками и шпангоутами фюзеляжа установлено металлорезиновое уплотнение, а в компенсационных зазорах между секциями и между частями и по периметру створки - температурные барьеры. В закрытом положении створка и ее части фиксируются по продольному стыку 17, а по торцам - 8 замками. Использование композиционных материалов позволило уменьшить массу створок ОПГ на 600 кг по сравнению с металлическим вариантом.
На каждом борту СЧФ расположены по шесть люков системы наддува и вентиляции планера размерами 510х200 мм каждый, створки которых открываются внутрь отсека, а герметизация обеспечивается резиновым уплотнителем специального профиля; в верхней передней зоне СЧФ расположены люки заправки системы питания ЭХГ размерами 500х600 мм каждый, створки которых открываются наружу, а герметизация обеспечивается резиновым уплотнителем специального профиля и прижимами и температурным барьером.
По правому и левому бортам на кронштейнах проложены электрожгуты СЭП, СУ и СБИ, а также трубопроводы транскорабельных магистралей подачи компонентов топлива к двигателям БДУ-Н.
Верхние пояса шпангоутов имеют ворсовые накладки, крепящие тканевую зашивку ОПГ, обеспечивающую стабилизацию тепловых режимов оборудования, расположенного в СЧФ.
3.8. Хвостовая часть фюзеляжа длиной 3600 мм, шириной 5500 мм и высотой 6000 мм служит для размещения оборудования бортовых систем, ВСУ, гидросистемы, остронаправленной антенны (ОНА-II) и ОДУ. Снаружи она имеет узлы крепления консолей крыла, балансировочного щитка, вертикального оперения, парашютно-тормозной установки (ПТУ) и узлы связи с РН. Конструкцию отсека составляют панели обшивки, шпангоуты и раскосы, лонжероны фюзеляжа и балки.
Шпангоуты ХЧФ включают три силовых и три несиловых, малонагруженных шпангоута. Силовые шпангоуты состоят из стенок и балок, изготовленных из титановых плит, и воспринимают нагрузки от крыла, вертикального оперения и узлов связи с РН; два из них соединены между собой 12 раскосами и образуют единую жесткую конструкцию, воспринимающую нагрузки при работе ДОМ и ПТУ. Три несиловых шпангоута поддерживают обшивку и крепятся к ней через промежуточный элемент (компенсатор), обеспечивая внешние обводы ХЧФ.
Продольный силовой набор состоит из балок, верхних и нижних лонжеронов. Верхние лонжероны являются продолжением продольных балок СЧФ и воспринимают нагрузки от изгиба и кручения фюзеляжа, нижние лонжероны - от узлов стыковки с РН. Продольные балки поддерживают плоские панели переднего и донного шпангоутов для уменьшения деформаций при возникновении перепада давлений внутри отсека.
В донной части ХЧФ расположен люк антенны ОНА-II с открывающейся наружу створкой. В закрытом положении створка удерживается 10 замками, открытие и закрытие которых обеспечивается электроприводом через систему рычагов и качалок, а герметизация - двумя резиновыми уплотнителями специального профиля. По обоим бортам ниже строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ) имеются два эксплуатационных люка для доступа в отсек.
|
Вес агрегатов, кг |
||
|
№ изделия |
СЧФ |
ХЧФ |
|
0.04 |
9921,127 |
4907,850 |
|
1.01 |
10237,670 |
5934,399 |
Рабочие (сборочные) чертежи средней и хвостовой частей фюзеляжа можно увидеть в Приложение VI.
3.9. Воздушно-реактивная двигательная установка орбитального корабля "Буран" (11Ф35)
Промежуточный вариант "Бурана" предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Это обусловливалось тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, и в течении суток возникало достоточно много "глухих" витков, посадка с которых невозможна. Из этой ситуации могло быть два принципиальных выхода: расширить количество аэродромов (но "Буран" создавался как военный объект, а стратегические союзники были расположены "компактно" к границам СССР, Куба же была слишком близка к территории потенциального противника), либо повысить энерговооруженность атмосферного участка за счет установки ВРД. Конструкторы выбрали второй путь.
|
Су-33 (Су-27К) |
|
В качестве двух ВРД для установки на орбитальном корабле "Буран" был выбран хорошо зарекомендовавший себя на истребителе Су-27 ТРД АЛ-31Ф разработки КБ им.А.Люльки. Двигатель развивает стендовую тягу 12500 кгс на режиме "полный форсаж" и 7770 кгс - на режиме "максимал". Удельный расход топлива на максимальном режиме работы 0.75 кг/(кгс*ч), на форсаже - 1.92 кг/(кгс*ч), минимальный крейсерский удельный расход топлива составляет 0.67 кг/(кгс*ч). Высоконапорный двухкаскадный компрессор обеспечивает 23-кратное сжатие поступающего воздуха при расходе его 110 кг/с и степени двухконтурности около 0.59. Температура газов перед турбиной 1665°К. Сухая масса двигателя 1530 кг, удельный вес 0.122; габаритная длина - 4950 мм, максимальный диаметр - 1180 мм, диаметр входа - 905 мм.
С двигателей сняли ставшую ненужной для бурановских режимов полета форсажную камеру, разместив их сверху в хвостовой части фюзеляжа по бокам от киля в аэродинамически затененном (на участке гиперзвукового полета) месте. Наличие двух ВРД значительно увеличивало располагаемую боковую дальность при спуске с орбиты и упрощало управляемую посадку.
Однако при всех выгодах наличие ВРД породило и ряд существенных проблем:
- сами ВРД было необходимо либо серьезно дорабатывать для того, чтобы двигатели могли безвредно переносить ракетный старт и длительное воздействие факторов космического полета (космического вакуума, перепадов температур и т.д.), либо организовывать защиту от вредных воздействий;
- возникали серьезные технические проблемы, связанные с запуском двигателей в разреженных верхних слоях атмосферы на большой скорости (необходимость подпитки кислородом и т.д.) при возвращении корабля после космического полета. Решение всех проблем, равно как и доработка двигателей, приводила к росту стоимости и существенному увеличению сложности и сроков доводочных работ;
- наличие на борту двух ВРД требовало оснащение штатного орбитального корабля дополнительными авиационными системами (топливной с запасами керосина на борту, системами управления двигателями, пожаротушения и др.), что наряду с весовыми потерями и изменениями центровки уменьшало эффективность ОК как транспортоного средства.
Установка двух "штатных" ВРД на орбитальном корабле "Буран" (но не их запуск при возвращении из космоса) была отработана в реальных атмосферных полетах на самолете-аналоге БТС-02 ГЛИ (Большое Транспортное Судно второе для Горизонтальных Летных Испытаний). Двигатели размещались в специальных, несколько утопленных в фюзеляж мотогондолах, оборудованных закрывающимися крышками и покрытых штатной плиточной теплозащитой.
|
Технологическое членение мотогондолы "штатного" ВРД "АЛ-31 (агрегат ВРДУ) изделия 11Ф35: |
|
|
Слева - оболочка, справа - каркас (силовой набор):
|
|
Характеристики |
Технологические параметры |
|||
|
Габариты, мм: |
Применяемые материалы: |
|||
|
- длина |
5023 |
- алюминевые сплавы |
1201, Д16чТ1 |
|
|
- ширина |
1384 |
- титановые сплавы |
ВТ-23, ОТ4-1 |
|
|
- высота |
1564 |
- стали |
30ХГСНА, 15Х16К4Н2МВФАБ, О7Х16Н6, 95Х18, 12Х18Н10ТМ, 6ОС2А |
|
|
Вес, кг |
~400 |
Неметаллы: |
||
|
|
- резиновая смесь |
ИРП1118 |
||
|
|
- резина |
51.1447 |
||
|
|
Виды соединений: |
сварные (ААрДЭС), заклепочные и болтовые |
Поскольку программой испытаний самолета-аналога БТС-02 ГЛИ предусматривался обычный самолетный взлет с ВПП аэродрома, а энерговооруженности двух нефорсированных ТРД АЛ-31 (2х7770 кг) не хватало, конструкторы установили еще два форсированных ТРД АЛ-31Ф (2х12500 кг) в обычных мотогондолах по бокам фюзеляжа, создающих небольшой кабрирующий момент для облегчения взлета (наряду с носовой стойкой шасси увеличенной высоты).
|
Хвостовая часть фюзеляжа самолета-аналога БТС-02 ГЛИ: слева - подготовка к полету, в центре - вид сбоку-спереди, справа - вид из задней полусферы). |
||
|
Условные обозначения: |
||
К первому полету "Бурана" двигатели АЛ-31 были еще не готовы - не успели отработать их раскапсюлирование на этапе сверхзвукового спуска в атмосфере и запуск после пребывания в ваккууме.
С другой стороны, грузоподъемность РН "Энергия" ко второму запуску осенью 1988 года еще не отвечала заложенным требованиям и существовал дефицит массы полезного груза, что подтверждает в своем письме заместитель Главного конструктора НПО "Энергия" Игорь Садовский. Поэтому, учитывая также все факторы технического риска, связанные с первым испытательным полетом "Бурана", от использования ТРД в первом полете 15 ноября 1988 года отказались.
Однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в ХЧФ под установку двигателей (см. фотографии) зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием. Снятие ВРДУ с летных экземпляров ОК потребовало повторных продувок в аэродинамических трубах (изменился характер обтекания ХЧФ) и небольших доработок (возросли аэродинамические нагрузки на вертикальное оперение и изменилась центровка орбитального корабля). Снятие двигателей не повлекло внутренние изменения конструкции корабля, поэтому в первом полете в командном отсеке на центральной консоли (между центральным пультом и панелью приборной доски N5) между креслами пилотов остались даже спаренные РУД (рычаги управления двигателями).
Успешный первый полет и безмоторный спуск в атмосфере подтвердил правильность принятых решений, но вопрос применения двух ТРД АЛ-31 в последующих полетах остается открытым. В будущем, что согласно И.Садовскому, для расширения маневренных возможностей на участке атмосферного спуска на орбитальных кораблях двигатели АЛ-31 могли быть снова установлены.
3.10. Вертикальное оперение - киль орбитального корабля "Буран" (11Ф35)
Вертикальное оперение площадью 39 кв.м как аэродинамическая поверхность обеспечивает устойчивость и управление орбитальным кораблем по каналу курса и состоит из киля, руля площадью 10,5 кв.м и защитного кожуха.
Киль состоит из лонжеронов, нервюр, и панелей обшивки. В верхней его части установлены электронный блок и антенна, защищенная радиопрозрачным обтекателем.
Руль, работающий как в режиме руля направления, так и в режиме воздушного тормоза при спуске орбитального корабля для его балансировки и снижения скорости, выполнен из двух частей, каждая из которых состоит из двух створок. Привод руля обеспечивает его отклонение на плюс/минус 23° в режиме управления по курсу и независимое от этого раскрытие створок каждой части до плюс/минус 43,5° в режиме воздушного тормоза.
|
|
|
|
|
|
|
Конструктивно-силовая схема (технографика) киля |
Сечение киля |
|
Цифрами обозначены: |
Конструкцию киля можно увидеть в Приложение VII
3.11. Шасси (посадочные устройства) орбитального корабля "Буран" (11Ф35)
Посадочные устройства орбитального корабля предназначены для совершения посадки "по-самолетному" (они обеспечивают поглощение энергии при посадке, пробеге и торможении в пределах ВПП ограниченной длины), а также для буксировки на техническую позицию (ТП) после остановки.
Шасси орбитального корабля производства Горьковского завода "Гидромаш" с базой стоек 12790 мм и колеей основных опор 7000 мм имеет две основные и переднюю управляемые опоры, расположенные оптимально относительно центра масс, причем каждая опора представляет собой механическую систему с пневмогидравлическим телескопическим амортизатором и двумя авиационными колесами высокого давления.
Конструкцию основной опоры шасси можно рассмотреть на примере шасси самолета-аналога БТС-02 ГЛИ:
- два вида на левую опору основного шасси: изнутри на левый борт и против полета; вид на нишу стойки основного шасси и внутреннюю сторону створки ниши шасси. Конструкция основной опоры шасси самолета-аналога БТС-02 ГЛИ в основном повторяет конструкцию основной опоры орбитального корабля "Буран" . Однако необходимо помнить, что штатная ниша закрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), окантовка люка многоступенчатая (для увеличения плотности закрытия створки), место стыка закрыто плиточной теплозащитой и т.д.
Закрытие ЭВТИ ниш шасси и створок хорошо видно на фото передней стойки шасси в убранном положении, сделанных на изделии 006 в цехе НИИХимМаш (г.Загорск). На левом фото стрелкой показано направление полета (видно, что выпуск стойки осуществляется против полета); на правом фото (вид по полету, носовая часть фюзеляжа - агрегат Ф-1 отсутствует) подробно видна герметизация (уплотнение) зоны двухступенчатой окантовки ниши передней стойки. Специалисты легко узнают рулевые машинки разворота стоики, подкосы и другие узлы и агрегаты передней стойки.
При анализе фотографии необходимо помнить, что несмотря на полную штатную комплектацию стоек и ниш шасси, съемка проводилась на изделии 006, предназначенном для тепловакуумных испытаний, поэтому на представленных фотографиях хорошо видны накленные температурные датчики на всех агрегатах и элементах ниши и стойки, включая и пневматики. Кстати, именно по результатам тепловакуумных испытаний было принято решение об обязательном подогреве внутреннего объема ниш шасси для сохранения работоспособности пневматиков в условиях космического полета.
Конструкция передней стойки изделия БТС-02 ГЛИ отличается от штатной и представлена на странице "БТС-002 на Авиасалоне МАКС-99"
|
Фотографии передней стойки шасси в убранном положении в Музее ракетно-космической техники (НИИхиммаш, г.Загорск) |
|||
|
|
|
|
Носовая опора шасси |
Основная опора шасси |
3.12. Парашютно-тормозная установка (ПТУ) служит для торможения орбитального корабля при пробеге на ВПП и разгрузки тормозной системы колес, развивает усилие до 50 т и уменьшает дистанцию пробега при посадке на скользкую ВПП на 500 м. ПТУ состоит из корпуса, двухкаскадной парашютной системы, пиротехнических механизмов отстрела крышки, замковой системы, системы обогрева и блока автоматики.
Парашютно-тормозная установка вводится в действие автоматически при обжатии основных стоек шасси при касании ВПП путем отстрела крышки контейнера ПТУ, извлекающей из корпуса три вытяжных парашюта площадью 1 кв.м каждый, которые обеспечивают задействование трех основных парашютов крестообразной формы площадью 25 кв.м каждый. При снижении скорости пробега до 50 км/час система управления выдает команду на сброс парашютов.
Для обеспечения работоспособности ПТУ на орбитальном участке полета в контейнере ПТУ поддерживается электронагревателями температура не ниже -50ºС, а при спуске - теплозащитным покрытием контейнера не выше +100ºС.
|
4. Условия работы теплозащиты Условия работы теплозащиты и конструкции "Бурана" можно разбить на три группы, соответствующие основным этапам полета - совместный полет с ракетой-носителем "Энергия", орбитальный полет и автономный полет при планирующем спуске в атмосфере. Для этапа выведения к основным факторам воздействия на теплозащиту относятся: вибрационно-акустичесуие нагрузки, воздушный скоростной напор и нестационарные нагрузки от скачков уплотнения, причем последние наиболее существенны в зонах узлов связи "Бурана" с центральным блоком ракеты-носителя. |
|
Дополнительным фактором, способствующим повышению уровня инерционных нагрузок на элементы теплозащиты, может быть увеличение их массы за счет поглощения влаги при неблагоприятных погодных условиях.
Аэродинамический нагрев на участке выведения сравнительно мал и не является определяющим для выбора теплозащиты. Лишь в кормовой части "Бурана" теплозащита донного экрана и ряда других элементов выбирается в соответствии с уровнями радиационного нагрева от факелов двигателей ракеты-носителя на этапе совместного полета.
В орбитальном полете элементы теплозащиты "Бурана" в теневых зонах могут охлаждаться до температур порядка - 120°С или нагреваться до + 110°С под действием прямого солнечного излучения. Минимальные уровни температур несущих элементов конструкции также могут достигать значений - 120°С, а максимально допустимый нагрев металлической обшивки планера во время орбитального полета по техническому заданию ограничен значением + 50°С для того, чтобы рационально использовать теплоаккумулирующую способность конструкции и тем самым сохранить на приемлемом уровне вес тепловой защиты. Практическое выполнение этого требования для боковой и верхней поверхностей планера обеспечивается использованием для теплозащиты внешних покрытий белого цвета с низким значением отношения коэффициента поглощения солнечного излучения к излучательной способности (АS /E < 0,4). Для нижней поверхности планера, где используется более термостойкая теплозащита с внешним покрытием черного цвета, имеющим отношение АS /E - 1, вводится ограничение по времени ее непрерывной ориентации на солнце (не более 6 часов).
Максимальные тепловые нагрузки теплозащита "Бурана" испытывает во время планирующего спуска в атмосфере. При этом параметры аэродинамического нагрева имеют существенную пространственную неравномерность и изменяются по времени, а максимальные уровни температур поверхности в значительной мере определяются такими физическими свойствами поверхности теплозащитного покрытия (ТЗП), как каталитичность и излучательная способность. Уровни температур тонкостенных носков фюзеляжа и крыла существенно зависят также и от интенсивности внутренних процессов радиационного теплообмена. Максимальные значения температуры теплозащищенных элементов конструкции из алюминиевых сплавов в момент посадки не должны превышать + 160°С при начальной температуре перед спуском с орбиты + 50°С.
На схеме распределения максимальных температур приведены расчетные значения температур: уровни внешнего нагрева для типовой проектной траектории спуска, представленные изолиниями максимальных температур на поверхности "Бурана", получены на основании расчетов, многочисленных продувок масштабных моделей в аэродинамических трубах ЦАГИ, ЦНИИмаш и летных испытаний элементов теплозащиты на летающей модели "Бор-4". Температура носков фюзеляжа и крыла из материала углерод-углерод рассчитана с учетом физико-химических процессов в ударном слое и каталитических свойств поверхности, а также с учетом внутреннего переизлучения и процессов теплопроводности (КW=3м/с).
Расчетные методы анализа тепловых режимов "Бурана"
|
Сравнительный анализ материалов и расчетное обоснование необходимых толщин теплозащиты "Бурана" проводились с использованием нескольких типов математических моделей. При этом учитывались внешние условия нагрева, процессы радиационного и конвективного теплообмена внутри планера, теплообмен в межплиточных зазорах, реальная архитектура несущей конструкции, зависимость теплофизических характеристик от температуры и давления, а также ряд других факторов. Справа показаны одна из схем расчета плиточной теплозащиты и некоторые полученные результаты. Заметно влияние межплиточньк зазоров, которые в конечном итоге снижают эффективность тепловой защиты и поэтому должны тщательно контролироваться на всех этапах наклейки плиток, проверочных испытаний и эксплуатации. |
|
В процессе расчетных исследований выявлена исключительно важная роль радиационного теплообмена во внутренних полостях конструкции планера. Целенаправленный учет этих процессов при разработке конструкции "Бурана" позволил снизить потребные толщины теплозащиты и дать прогноз существенного уменьшения неблагоприятных температурных градиентов. Интенсивность переноса тепла излучением от более нагретых зон конструкции к менее нагретым в некоторых случаях преобладает надпроцессами теплопроводности. Это хорошо видно на рисунке слева (тепловой расчет фрагмента крыла Бурана) из сравнения результатов теплового расчета фрагмента крыла "Бурана", полученных с учетом радиационного теплообмена и без учета. |
|
Для наиболее нагреваемых элементов конструкции "Бурана" - носового обтекателя и передних кромок крыльев - учет радиационного теплообмена позволил снизить проектные уровни максимальных температур на 100...150°С. Справа на рисунке для одного из расчетных вариантов показано изменение по времени температур в характерных точках углерод-углеродной секции передней кромки крыла. За счет переноса тепла излучением разность температур между нижней и верхней частями секции уменьшается с 1150°С до 500°С и одновременно в зоне максимального нагрева температура понижается примерно на120...150°С. |
|
Одну из серьезных проблем применения плиточной теплозащиты представляет возможная потеря теплозащитных элементов. Проведенные расчетно-экспериментальные исследования позволили накануне первого полета "Бурана" дать обоснованный прогноз, что повреждение или отрыв любой из теплозащитных плиток в большинстве случаев не приведет к расплавлению обшивки планера, то есть к возникновению аварийной ситуации. Это в обобщенном виде иллюстрируется на рисунке слева, где для нескольких зон "Бурана" в зависимости от максимальной температуры на внешней поверхности неповрежденной теплозащиты ТW,max приведены расчетные максимальные температуры металлической обшивки планера ТW,max при нормальном состоянии теплозащиты и в случае потери единичного элемента плиточной теплозащиты. В последнем случае рассмотрены два варианта: отрыв плитки с сохранением на металлической обшивке планера фетровой подложки (наиболее вероятный случай) и отрыв плитки вместе с фетровой подложкой. |
Как видно, при сохранении фетровой подложки температура плавления обшивки (около 500°С) не достигается во всем диапазоне внешних максимальных уровней нагрева 270...1250°С, а при отрыве плитки вместе с фетром целостность обшивки может быть нарушена только в зонах, непосредственно прилегающих к углерод-углеродным обтекателям.
Во время запуска "Бурана", происходившего в зимних условиях и при плохой погоде, часть плиток была повреждена осколками льда, падавшими со стартовых сооружений, ракеты-носителя и самого орбитального корабля, причем некоторые плитки были оторваны полностью. Однако послеполетный осмотр показал, что расплавления металлической обшивки корпуса "Бурана" в этих местах не произошло за исключением одной зоны, где из-за дефекта жгутового уплотнения на стыке плиточной теплозащиты с секцией передней кромки крыла создалась возможность интенсивного затекания воздушной плазмы внутрь полости кромки. Данные результаты первого полета "Бурана" полностью подтвердили предварительные расчетные прогнозы по степени надежности его тепловой защиты.
|
Разработанные методы расчета тепловых режимов многостекольных иллюминаторов "Бурана" позволили на стадии проектирования Детально проанализировать возможные градиенты температур и уровни нагрева стекол (см. рисунок справа) и тем самым существенно повысить надежность конструкции иллюминаторов, а также снизить затраты на их экспериментальную отработку. |
5. Заключение
Я выбрал написать курсовую работу на тематике Бурана, по несколько причин:
1) ОК „Буран” это самая масщабная, трудо- и творческоемкая космическая программа СССР. В ней приняли участие более один милиона человек в том числе самые опытные и талантливые советские инженеры, ученные и техники как Дементьев Г. П., Башилов А.С., Микоян С.А., Тимошенко В.П., Коннов В.В., Сергеев К.Н., Труфанов Ю.Н., Подколзин В.Г., Потопалов А.В., Воинов Л.П., Яхно В.А., Балашов М.П., Каримов А.Г., Фомин Н.Л., Саенко В.И., Федотов В.А., Скороделов В.А., Тарасов А.Т., Осин М.И., Некрасов О.Н., Соколов В., Самсонов Е.А., Селецкий Я.И., Решетников Д.А., Красиков А.И., Набойщиков Г.Ф., Каденко В.В., Труфакин В., Блохин Ю.Д. и мн. др.
Я возхищаюсь трудом и целеустремленность этых людей и их творческую деятельност!
2) ОК „Буран” ето сгусток самых передовых в то время инженерных и научных идей. Серезные проблемы создания инфраструктура, кадровой и научно-творческий потенциаль, новые материалы, огромное количество специфических агрегатов, механизмов, електронику и научных проблем работуюших в экстремных условиях вдохнавляют меня мечтать о токой творческой жизни.
3) Технические, научные и инженерные решения применяемые в ОК „Буран” могуть научить меня не только проектированием конкретных узлов и агрегатов, но и рассширить мое воображение и творческие идеи.
4) ОК „Буран” и большинство решения применимые в нем это „дорога” человечество в „гиперзвуковуюу и сверхвысотную эру” авиокосмических летающих апаратов.
5) ОК „Буран” это „птичка” летающая в космосе!
6) ОК „Буран” разработан специалистами славянского происхождение чем я тоже горжусь.
Литература
Губанов Б.И. «Триумф и трагедия "Энергии"», в 4-х томах. Н.Новгород: Нижегородский институт экономического развития, 1999.
Братухин А.Г., Лозино-Лозинский Г.Е. и др. «Авиационно-космические системы». М.: МАИ, 1997.
Журнал «Новости космонавтики» http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/
«Министерство авиационной промышленности СССР», http://www.mapsssr.ru/
«РКК Енергия» http://www.energia.ru/
«Федеральное космическое агентство(РОСКОСМОС)» http://www.federalspace.ru/
«Cosmonaut: Soviet space shuttle was safer than NASA's»
http://www.newscientist.com/article/dn20664-cosmonaut-soviet-space-shuttle-was-safer-than-nasas.html