БуранСтраница 12
А к главному недостатку малую дальность бокового маневра при спуске. Нужна же была большая, что диктовалось элементарным соображением: в отличие от американцев с их раскиданными по всему миру авиабазами (а аварийные полосы для Шаттла сооружены по всему миру, от острова Пасхи до Марокко), у нас была только территория СССР - много, но недостаточно. И только три полосы (на Байконуре, в Крыму и у озера Ханка на Дальнем Востоке) . Сесть же на них нужно было с любого витка!
Проблему пытались решить: корпус корабля стал в сечении треугольным, однако это были полумеры. В общем, схема однокилевой бесхвостки с переменной стреловидностью передней кромки крыла напрашивалась, но решающим фактором стала не аэродинамика. Как раз здесь сказалось положение догоняющих: к этому времени облик американской системы после многократных изменений был, наконец, утвержден. И сработало классическое, увы, в нашей оборонке мнение: американцы не глупее, делайте, как у них!
Промежуточный вариант ОК "Буран" предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Это обуславливалось следующим: в связи с тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, в течение суток возникало достаточно много 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.
В дальнейшем (по техническим причинам) от использования на штатном ОК "Буран" ТРД в конце концов, отказались (испытав воздушно-реактивную двигательную установку в реальных атмосферных полетах самолета-аналога БТС-002), однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов (первой серии) уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в ХЧФ под установку двигателей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием.
После необходимых доработок, транспортировки на космодром, испытаний и подготовки к старту, напряженный труд десятков тысяч людей завершился триумфом 15 ноября 1988 года.
Основные характеристики МКС "Энергия-Буран"
|
в том числе фюзеляжа, м |
30,85 | ||
|
ширина фюзеляжа (максимальная), м |
5,5 | ||
|
Размах крыла, м |
23,92 | ||
|
Орбитальный корабль "Буран": |
РН "Энергия" (МКС в цеом): | ||
|
Характеристики |
Значение |
Характеристики |
Значение |
|
Максимальная стартовая масса (в первом полете), т |
105 (79,4) |
Стартовая масса МКС, т |
2375 |
|
В т.ч.: запас окислителя (кислород), т |
10,4 |
Масса ракеты-носителя, т |
2270 |
|
запас горючего (циклин), т |
4,1 |
Первая ступень (блок "А", 4 шт.), т |
1490,4 |
|
Масса полезного груза, выводимого в ОК на орбиту H=200 км: |
В т.ч.: запас окислителя (кислород), т |
886,8 | |
|
с наклонением i=50.7 , т |
30 |
запас горючего (керосин РГ-1), т |
341,2 |
|
с наклонением i=97 , т |
16 |
Вторая ступень (блок "Ц", 1 шт.), т |
776,2 |
|
Посадочная масса ОК: |
Вторая ступень (блок "Ц", 1 шт.), т |
776,2 | |
|
номинальная, т |
82 |
в т.ч.: запас окислителя (кислород), т |
602,3 |
|
максимальная, т |
87 |
запас горючего (водород), т |
100,7 |
|
Масса полезного груза, возвращаемого с орбиты в ОК: |
Двигатель блока "А" (РД-171, 11Д521): | ||
|
максимальная, т |
20 |
тяга на уровне моря, тс |
740 |
|
номинальная, т |
15 |
тяга в вакууме, тс |
806 |
|
Экипаж, человек: |
удельный импульс на уровне моря, с |
308,5 | |
|
на этапе летных испытаний (при наличии катапультных кресел) |
2 |
удельный импульс в вакууме, с |
336,2 |
|
максимальный (без катапультных кресел) |
до 10 |
Двигатель блока "Ц" (4 шт.РД-0120,11Д122): | |
|
Продолжительность полета: |
тяга на уровне моря, тс |
147,6 | |
|
номинальная, сут |
7 |
тяга в вакууме, тс |
190 |
|
максимальная (с дополнительными баками), сут |
30 |
удельный импульс на уровне моря, с |
353,2 |
|
Диапазон возможных наклонений орбит |
50,7 .110 |
удельный импульс в вакууме, с |
454,7 |
|
Высота орбиты: |
Геометрические характеристики МКС: | ||
|
рабочая круговая, км |
250 . 500 |
общая длина, м |
58,765 |
|
максимальная, км |
1000 |
максимальная ширина, м |
23,92 |
|
Перегрузки, g: |
максимальная ширина на установщике, м |
24,5 | |
|
при выведении на орбиту (максимальная) |
3 |
Геометрические характеристики РН в целом: | |
|
при спуске в атмосферу (по номинальной траектории) |
1,6 |
длина, м |
58,765 |
|
Аэродинамическое качество: |
максимальный поперечный размер, м |
17,65 | |
|
на гиперзвуковых скоростях |
1,5 |
Геометрические характеристики первой ступени: | |
|
при посадке |
5 |
длина, м |
39,46 |
|
Максимальная величина бокового маневра при спуске, км |
1700 |
диаметр баков, м |
3,92 |
|
Посадочная скорость: |
Геометрические характеристики второй ступени: | ||
|
средняя (при посадочной массе 82т), км/ч |
312 |
длина, м |
58,765 |
|
максимальная, км/ч |
360 |
диаметр баков (без теплоизоляции), м |
7,75 |
|
в первом полете, км/ч |
263 |
Кратность использования (ресурс): | |
|
Маршевый двигатель орбитального маневрирования 17Д12: |
первая ступень, полетов |
10 | |
|
тяга в вакууме, тс |
8,8 |
вторая ступень, полетов |
1 |
|
удельный импульс в вакууме, с |
362 | ||
|
Геометрические характеристики: | |||
|
общая длина, м |
36,37 | ||
|
высота на стоянке, м |
16,35 | ||
|
шасси, база/колея, м |
7,00/12,79 | ||
|
длина отсека полезного груза, м |
18,55 | ||
|
диаметр отсека полезного груза, м |
4,70? | ||
|
Кратность использования (ресурс), полетов |
100 | ||