ФЭНДОМ


Воздушно-космический самолет «Буран»
ВКС
Классификация: МТКК
Масса: 500 тонн
Экипаж: 3-7 чел.
Первый полёт: 12 апреля 1994 года
Производитель: Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королёва
Годы производства: 1985 года
Годы эксплуатации: 1994 года
Количество выпущенных единиц: 18

Воздушно-космический самолет «Буран» - многоразовый космический корабль - одноступенчатой аэрокосмической системы с горизонтальным стартом и посадкой, разработанный совместными усилиями ОСД, для надёжного и массового вывода людей и грузов в космос и работы на орбите.

На практике также было доказано возможность работы «Бурана» по маршруту Земля-Луна (не используется). Также, производятся боевые версии «Бурана».

История

Первые работы по данному направлению начались ещё в 60-х годах. Официальный старт программы по созданию Воздушно-космического самолёта «Буран» был дан в 1972 году. В 1977 году, в связи с начавшимися «Звёздными войнами», проект стал одним из приоритетных.

В ходе его создания, инженеры, столкнулись с целым рядом трудностей, таких как создание необходимой силовой установки, гиперзвуковых двигателей, материалов способных выдерживать критические нагрузки и температуры, защита реактора и многое другое. Так или иначе, это проект, внёс значительный вклад в развитие целого спектра направлений и технологий.

Первый полёт состоялся 12 апреля 1994 года. «Буран» и его модификации производятся и используются до сих пор. На его базе разрабатываются более многофункциональные машины.

Конструкция

Общие сведения

Конструкция планера ВКС включается в себя: непосредственно сам корпус (фюзеляж), состоящий из переднего, центрального и хвостового отсеков, консоли крыла, двухкилевое вертикальное и переднее горизонтальное оперение, мотогондолу воздушно-реактивной силовой установки и водородные баки. Силовая конструкция корпуса выполнена в основном из алюминиевых сплавов, защищаемых многоразовым теплоизолирующим покрытием на наружной поверхности.

Передний отсек корпуса состоит из двух половин, между которыми располагается герметичный модуль кабины экипажа. Остекление кабины экипажа выполнено из трехслойных панелей, аналогично иллюминаторам космических кораблей.

Средний и хвостовой отсеки сделаны ферменно-балочной конструкции с обшивкой из алюминиевого проката.

ВКС Буран

ВКС в разрезе

Теплозащита ВКС от аэродинамического нагрева на атмосферных участках выведения и спуска выполняется по типу «холодной» конструкции, то есть силовые элементы конструкции рассчитаны на нормальные температурные условия работы, а высокие температуры от кинетического нагрева воспринимались внешним теплоизолирующим покрытием.

Тип внешней теплозащиты определялся условиями полета аппарата в атмосфере, его аэродинамической формой и т. д. Максимальная температура на передних кромках корпуса, крыла и оперения может достигать 19200°К.

С учетом температурного «портрета» аппарата в разных местах его конструкции используется различные теплоизолирующие материалы.

В наиболее теплонагруженных местах используется материал на основе углерода с противоокислительным покрытием, состоящим из углеродных волокон и матрицы из того же материала с покрытием из карбида кремния.

Верхняя поверхность корпуса, нагреваемая до 5900°К, защищается плитками ~500x500 мм высокотемпературной многоразовой изоляции, состоящей из волокон чистого плавленого кварца. Наружная поверхность плиток защищается плавленым боросиликатным покрытием, обеспечивающим необходимое соотношение между количеством поглощаемого и испускаемого излучения. Для менее нагреваемых частей корпуса используется низкотемпературная многоразовая теплоизоляция в виде аналогичных плиток, отличающихся только типом покрытия и их толщиной.

В состав основных систем ВКС входят:

  • система жизнеобеспечения, включающая подсистемы регенерации атмосферы, обеспечения жизнедеятельности экипажа, терморегулирования, обеспечение работы шлюзовой камеры.
  • бортовое электронное оборудование, обеспечивающее навигацию и управление полетом, отработку полетных данных, связь, индикацию и контроль, измерение параметров подсистем, распределение электроэнергии и др.
  • система управления полетом.
  • система бортового электропитания, при этом источниками энергии на борту ВКС выступает как батареи топливных кислородно-водородных элементов, так и сам бортовой ядерный реактор.
  • гидросистема, состоящая из четырех независимых подсистем с высокой степенью резервирования.
  • система вспомогательных силовых установок, состоящая из двигателей орбитального маневрирования и двигателей газодинамического управления ориентацией ВКС.
  • система орбитального маневрирования, состоящая из двух блоков, располагается в хвостовой части корпуса ВКС. В состав каждого блока входит ЖРД, шар-баллон с гелием для подачи компонентов топлива. Для стабилизации и ориентации ВКС во время орбитального полета предусмотрена система ориентации, состоящая из блоков небольших двухкомпонентных ЖРД.

Планер

ВКС «Буран» выполнен по аэродинамической схеме «несущий корпус». Корпус аппарата имеет треугольную форму в плане с углом стреловидности по передней кромке 75°. Такая стреловидность была выбрана из условия сохранения высоких несущих свойств аппарата при малом сопротивлении и аэродинамическом нагреве передних кромок на больших скоростях полета. Носовая часть корпуса имеет эллиптические поперечные сечения с соотношением полуосей 1/4. Миделевое сечение располагается в точке перехода носовой части корпуса в кормовую, на расстоянии 0,67 длины корпуса от носка. Конфигурация ВКС, выполненная по схеме «несущий корпус», обеспечивает достаточно высокий уровень аэродинамических характеристик. Так, например, аэродинамическое качество на дозвуке составляет величину порядка 7,0, а на гиперзвуке около 3,0. Имея достаточное аэродинамическое качество, ВКС «Буран» способен выполнять маневрирование на орбите с так называемым «погружением» в атмосферу до высот порядка 50-60 км.

Придание ВКС формы «несущий корпус» обеспечивает ему следующие преимущества:

  • хорошие маневренные возможности
  • малые перегрузки при спуске в атмосфере
  • устойчивость полета на гиперзвуковых скоростях
  • малое отношение поверхности аппарата к его объему
  • наличие больших внутренних полезных объемов
  • умеренные требования к тепловой защите.

Аэродинамическая подъемная сила ВКС создаётся крылом небольшой площади, стреловидные консоли которого располагаются по бокам кормовой части корпуса, передним горизонтальным оперением и непосредственно самим несущим корпусом аппарата. Приемлемые характеристики устойчивости и управляемости во всем диапазоне скоростей полета на ВКС "Буран" обеспечиваются использованием так называемого верньерного управления в продольном канале. При такой схеме управления наряду с элевонами на крыле используются малые аэродинамические поверхности, расположенные в носовой части корпуса и имеющие большое плечо приложения силы относительно ЦТ аппарата. Верньерные поверхности работают при больших, а основные поверхности крыла работали при малых значениях скоростного напора.

Вертикальное оперение было выполнены двухкилевым, разнесенным по ширине кормовой части корпуса, для уменьшения эффекта «затенения» при полете на больших углах атаки. Геометрические параметры поверхностей стабилизации и управления выбирались с учетом минимальных волновых потерь и приемлемых характеристик аэродинамического нагрева. Носовая часть и передние кромки корпуса, крыла и оперения затуплены с целью уменьшения аэродинамических тепловых нагрузок при больших скоростях полета.

Днище несущего корпуса выполнено плоским для образования так называемого «плато поджатия» перед входом в воздухозаборники двигателей, расположенных по корпусом аппарата. На нижней части корпуса аппарата располагается мотогондола воздушно-реактивной силовой установки, скомпонованной по схеме «пакет» и обеспечивающей полет аппарата в атмосфере на всех скоростях. Компоновка двигателей на нижней части корпуса в единый «пакет» обеспечивает благоприятные условия работы двигателей при различных углах атаки. Использование предварительного поджатия сверхзвукового потока перед входом в двигатели позволяло уменьшить потребные размеры воздухозаборников, вес и соответственно теплозащиту единой мотогондолы.

Силовая установка

Двигательная установка

В хвостовой части аппарата располагалется сопло ЯРД, непосредственно связанное с бортовым ядерным реактором. На атмосферном участке траектории полета, с целью снижения аэродинамического сопротивления, сопло закрыто сбрасываемым каплевидным обтекателем. Шасси аппарата трехстоечное с носовым управляемым колесом. Тележки основных стоек шасси шести колесные убираются в ниши корпуса аппарата, расположенные в местах сопряжения корпуса с консолями крыла.

Рабочие помещения для экипажа оборудованы в носовой части корпуса аппарата и включают в себя саму кабину, бытовой отсек и шлюзовую камеру. Кабина экипажа имеет остекление, аналогичное самолетному, что обеспечивает необходимый обзор при взлете и посадке ВКС. В зависимости от выполняемых задач и типа полезной нагрузки количество членов экипажа ВКС составляет от трех до семи человек. Шлюзовая камера располагается за задней гермоперегородкой кабины и предназначена как для выхода космонавтов в открытый космос, так и для обеспечения доступа в грузовой отсек. Стыковочное устройство располагается на верхней поверхности носовой части для обеспечения визуального наблюдения за стыковочными операциями на орбите. Для размещения полезной нагрузки в корпусе аппарата предусмотрен достаточно большой грузовой отсек, закрываемый герметичными створками. Размеры грузового отсека 4,0x20,0x4,0 м позволяют разместить различные полезные нагрузки массой до 40 т. Крепление полезной нагрузки в грузовом отсеке обеспечивается дистанционно управляемыми электромеханическими замками. Для выполнения на орбите операций погрузки и разгрузки в грузовом отсеке предусмотрены дистанционные электромеханические манипуляторы. Водородные баки вкладные и не входят в силовую конструкцию корпуса аппарата. Для максимального использования всех внутренних объемов в корпусе аппарата топливные водородные баки выполнены по так называемой «сиамской» схеме, когда форма сечения топливных баков образована несколькими пересекающими окружностями. Такая схема обеспечивает оптимальное соотношение параметров конструкции баков, таких как: вес - прочность - коэффициент использования полезного объема. Для гашения колебаний жидкого водородного топлива в топливных баках предусмотрены перфорированные демпфирующие перегородки.

Силовая установка

Силовая установка 1

Силовая установка

Схема силовой установки носила элементы новизны, и главное, с чем справились разработчики, это то, что был предложен специальный агрегат (теплообменник), благодаря которому радиоактивный контур был полностью изолирован, что исключало радиационное заражение атмосферы при включении двигателя у земли.

Комбинированная двигательная установка включает в себя:

  • маршевый ядерный ракетный двигатель (ЯРД) включая ядерный реактор с радиационной защитой;
  • десять двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРДФ) с теплообменниками во внутреннем и наружном контурах и с форсажной камерой;
  • гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД);
  • два турбокомпрессора для обеспечения прокачки водорода через теплообменники ДТРДФ;
  • распределительный узел с турбонасосными агрегатами, теплообменниками и вентилями трубопроводов, системы регулирования подачи топлива.

В качестве топлива для ДТРДФ и ГПВРД используется водород, он же является и рабочим телом в замкнутом контуре ЯРД. Комбинированная двигательная установка ВКС "Буран" использует поэтапное включение различных типов двигателей в зависимости от режима полета.

Работа комбинированной силовой установки ВКС регламентируется оптимальными режимами работы на всех фазах полета и предусматривала следующие режимы:

Режим «взлет» и «начальный разгон» до скоростей, соответствующих числам М=2,5-2,7 на высотах 12-15 км. На этом режиме работает ДТРДФ с подогревом воздуха перед турбиной от замкнутого контура с реактором при включенной форсажной камере.

Режим полета «разгон», соответствующий скоростям М=2,7-5,0 на высотах ~ 15 км. На этом режиме работают только ДТРДФ в режиме авторотации с подогревом воздуха на входе в форсажную камеру от замкнутого контура с реактором при включенной форсажной камере.

В диапазоне скоростей, соответствующих числам М=3,5-4,5 к ДТРДФ подключаются ГПВРД, которые обеспечивают разгон аппарата до условий полета: высота -50 км, скорость М~16,0.

Только по достижении заданных высокоскоростных параметров происходит включение ЯРД. В этих условиях отстреливается хвостовой обтекатель и заглушка горловины сопла маршевого ЯРД, включается ЯРД.

На режимах полета с работающим воздушно-реактивным контуром мощность реактора изменяется в пределах 2100-4000 МВт. Тяга силовой установки на режиме ЯРД (Н~50 км, М=1б,0) составляет около 280-300 тс, при эффективной мощности ядерного реактора порядка N~14800-15600 МВт. Для защиты ядерного реактора, вокруг корпуса реактора устанавливают пластически-деформируемую оболочку. Сам корпус реактора также изготавливается из пластичного высокопрочного материала. По расчетам пластическая деформация как самого корпуса реактора, так и его оболочки обеспечивают поглощение энергии удара при скоростях столкновения до 300 м/с.


ТТХ

  • Экипаж - 3-7 человек
  • Длина - 69,0 м
  • Размах крыла - 50,0 м
  • Высота - 15,20 м
  • Площадь несущей системы - 1000,0 м2
  • Грузовой отсек:
    • Длина - 15,2 м
    • Ширина - 4,0 м
    • Высота - 4,0 м
    • Объем - 320,0 м3
  • Cтартовый вес - 500 тонн
  • Вес выводимой нагрузки - 40 тонн
  • Тип двигателей комбинированная ВРДУ (ДТРДФ + ГПВРД) + ЖРД (ЯРД)
    • ВРДУ - 10 х 25 000 кгс
    • ЯРД - 1 х 320 000 кгс
Материалы сообщества доступны в соответствии с условиями лицензии CC-BY-SA , если не указано иное.