Реферат: Орбитальный комплекс "Буран" - текст реферата. Скачать бесплатно.
Банк рефератов, курсовых и дипломных работ. Много и бесплатно. # | Правила оформления работ | Добавить в избранное
 
 
   
Меню Меню Меню Меню Меню
   
Napishem.com Napishem.com Napishem.com

Реферат

Орбитальный комплекс "Буран"

Банк рефератов / Астрономия, авиация, космонавтика

Рубрики  Рубрики реферат банка

закрыть
Категория: Реферат
Язык реферата: Русский
Дата добавления:   
 
Скачать
Архив Zip, 2460 kb, скачать бесплатно
Заказать
Узнать стоимость написания уникального реферата

Узнайте стоимость написания уникальной работы

23 Реферат По введению в РКТ ОК “Буран ” Группа№ 06-104 Косяков Кирилл Учителя : Андреев В.Н. Гущин В.Н. Москва 2000г. Содержание 1. Введение ------------------------------------------------------------------------ 3 2. В полёте ОК “Буран” ------------------------------------------------------- 4 3. Внешняя конфигурация ----------------------------------------------------- 4 4. Внутренняя компоновка , конструкция ---------------------------------- 4 5. Двигательная установка и бортовое оборудова ние ------------------ 5 6. Геометрические и весовые характеристики -------------------------- 6 7. Выведение на орбиту -------------------------------------------------------- 6 8. Возвращение с орбиты ------------------------------------------------------ 6 9. История создания ОК “Буран” ------------------------------------------- 7 10. Основные характеристики МКС “Энергия – Буран” ------------- 11 11. Применение “Бурана” ---------------------------------------------------- 13 а ) Боевые космические комплексы -- -------------------------------------- 13 б ) Проекты целевого использования ОК “Буран” --------------------- 16 12. Попытка запуска МТКК “Буран” 12.10.88 года ------------------- 18 13. Полёт ------------------------------------------------------------------ ------ 18 14. Схема полёта на участке посадки ОК “Буран” -------------------- 22 15. Список литературы ------------------------------------------------------ 27 Введение. 1961 год , двенадцатое апреля . Всем известен этот день - день первого по лета в космос в такой еще не известный , загадочный мир . Все граждане Земли были удивлены открывшейся для человека возмож ностью преодо ле ть силу гравитации Земли , под няться на недосягаемые доселе высоты и , наконец , посетить новые таинственные миры - пространство по имени "космос ". Так началось исследование Все ленной , а день этот запечатлелся в памяти людской навсегда , и в России стал еже г одно отмечаться как праздник - день Космонавтики . Сейчас полеты кос монавтов являются бо лее обычным делом , но в 1961 году это было вселенским событием . В ус ловиях су ществования двух антагонистических формаций - со циализма и капитализма - это событие я в илось пред метом национальной гордости СССР и всего социа листического лагеря. В ПОЛЕТЕ ОРБИТАЛЬНЫЙ КОРАБЛЬ "БУРАН " ---------- СООБЩЕНИЕ ТАСС ---------- 15 ноября 1988 года в Совет с ком Союзе проведены успешные испытания космического корабля многоразового использования "Буран " . После старта универсальной ракетно-космической транспортной системы "Энергия " с кораблем "Буран " орбитальный корабль вышел на расчетную орбиту , совершил двухвитковый полет вокруг Земли и приземлился в автоматическом режиме на посадочной полосе космодрома Байконур . Это - выдающийся успе х отечественной науки и техники , открывающий качественно новый этап в советской программе космических исследова ний. "БУРАН " - советский крылатый ор битальный корабль многоразового ис пользования . Предназначен для выведения на орбиту вокруг Земли раз личн ых космических объектов и их обслуживания ; доставки модулей и персонала для сборки на орбите крупногабаритных сооружений и меж планетных комплексов ; воз врата на Землю неисправных или выработав ших свой ресурс спутников ; освоения оборудования и технологий косми ческого производства и дос тавки продукции на Землю ; выполнения дру гих грузопассажирских пере возок по маршруту Земля-космос-Земля , ре шения ряда оборонных задач. Внешняя конфигурация. Орбитальный корабль (ОК ) "Буран " выпол нен по самолетной схеме : это "бесхвостка " с низко расположенным тре угольным крылом двойной стре ловидности по передней кромке ; аэроди намические органы управления включают элевоны , балансировочный щиток , расположенный в хвостовой части фюзеляжа , и руль направления , который , "ра с цепляясь " по задней кромке , выполняет также функции воз душного тормоза ; посадку "по са молетному " обеспечивает трех опорное (с носовым колесом ) выпускаю щееся шасси. Внутренняя компоновка , конструкция . В носовой части "Бурана " расположены герметичная вставная кабина объе мом 73 кубических мет ров для экипажа (2 - 4 чел .) и пассажиров (до 6 чел .), отсеки бортового оборудования и носовой блок двигателей упра в ления . Среднюю часть занимает грузовой отсек с открывающимися вверх створ ками , в котором размещаются манипуляторы для выполнения погру зочно-р азгрузочных и монтажно-сборочных работ и различных операций по обслуживанию космических объектов . Под грузовым отсеком распо ложены агрегаты систем энергоснабжения и обеспечения температурного режима . В хвостовом отсеке установлены агрегаты двигательной уста новки , топливные баки , агрегаты гидросистемы . В конструкции "Бурана " использованы алюминиевые сплавы , титан , сталь и другие материалы . Чтобы противостоять аэродинамическому нагреванию при спуске с ор биты , внешняя поверхность ОК имеет теплозащитное покрытие , рассчитан ное на многоразовое использование. На менее подверженную нагреву верхнюю поверхность устанавливается гибкая теплозащита , а другие поверхности покрыты теплозащитными плит ками , изготовленными на основе волокон кварца и выдерживаю щими температуру до 1300 С . В особо теплонапряженных зонах (в носках фюзеляжа и крыла , где температура достигает 1500 - 1600 С ) применен композиционный материал типа углерод-углерод . Этап наиболее интен сивного нагревания ОК сопровождается образованием вокруг него слоя воздушной плазмы , однако конструкция ОК не прогревается к концу по лета более чем до 160 С . Каждая из 36000 плиток имеет конкретное место установки , обусловленное теоретическими обводами к о рпуса ОК . Для сни жения тепловых нагрузок выбраны также большие значения радиусов затупления носков крыла и фюзеляжа . Расчетный ресурс конструкции - 100 орбитальных полетов. Двигательная установка и бортовое оборудование. Объединенная двигательная установ ка (ОДУ ) обеспечивает довыведение ОК на опорную орбиту , выполнение межорбитальных переходов (коррек ций ), точное ма неврирование вблизи обслуживаемых орбитальных ком плексов , ориента цию и стабилизацию ОК , его торможение для схода с орбиты . ОДУ со стоит и з двух двигателей орбитального маневрирования (на рис . справа ), работающих на углеводородном горючем и жидком ки слороде , и 46 дви гателей газодинамического управления , сгруппирован ных в три блока (один носовой блок и два хвостовых ). Более 50 бортовых сис т ем , вклю чающих радиотехнические , ТВ и телеметрические ком плексы , системы жизнеобеспечения , терморегулирования , навигации , энергоснабжения и другие , объединены на основе ЭВМ в единый борто вой комплекс , кото рый обеспечивает продолжительность пребывания " Бу рана " на орбите до 30 суток . Теплота , выделяемая бортовым оборудо ванием , с помощью теп лоносителя подводится к радиационным теплооб менникам , установлен ным на внутренней стороне створок грузового от сека , и излучается в ок ружающее пространство (в по л ете на орбите створки открыты ). Геометрические и весовые характеристики. Длина "Бурана " со ставляет 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 гр узового отсека 4,6 м , его длина 18 м . Старто вая масса ОК до 105 т , масса груза , доставляемого на орбиту , до 30 т , воз вращаемого с орбиты - до 15 т . Максимальный запас топлива до 14 т . Большие габаритные размеры "Бурана " затрудняют ис пользование назем н ы х средств транспортировки , поэтому на космодром он (так же , как и блоки РН доставляется по воздуху модифицированным для этих целей самолетом ВМ – Т экспериментального машинострои тельного завода им . В.М . Мясищева (при этом с "Бурана " снимается киль и масс а доводится до 50 т ) или многоцелевым транспортным самолетом Ан -225 в полностью собранном виде. Выведение на орбиту. Запуск "Бурана " осуществляется с помощью универсальной двухступен чатой РН “Энергия” , к центральному блоку ко торой крепится пирозам ками О К . Двигатели 1-й и 2-й ступеней РН запус каются практически одно временно и развивают суммарную тягу 34840 кН при стартовой массе РН с "Бураном " около 2400 т (из них около 90% со ставляет топ ливо ). В первом испытательном пуске беспилотного варианта ОК , с о сто явшемся на космодроме Байконур 15 ноября 1988 года , РН "Энер гия " вы вела ОК за 476 сек . на высоту около 150 км (блоки 1-й сту пени РН отде лились на 146-й сек . на высоте 52 км ). После отделения ОК от 2-й ступени РН был осуществлен двукратный запуск е г о двигателей , что обес печило необходимый прирост скорости до достижения первой кос мической и вы ход на опорную круговую орбиту . Расчетная высота опор ной орбиты "Бу рана " составляет 250 км (при грузе 30 т и заправке топли вом 8 т ). В пер вом полете "Бур а н " 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 высо той 450 км с грузом 27 т . При отказе на этапе выведения одного из мар шевых ЖРД 1-й и ли 2-й ступени РН ее ЭВМ "выбирает " в зависимости от набранной высоты либо варианты выведения ОК на низкую орбиту или на одновитковую траекто рию полета с последующей посадкой на одном из запасных аэродромов , либо вариант выведения РН с ОК на траекторию в о зврата в район старта с последующим отделением ОК и посадкой его на основной аэродром . При нормальном запуске ОК 2-я ступень РН , ко неч ная скорость которой меньше первой космической , продолжает полет по баллистической траек тории до падения в Тихий океа н. Возвращение с орбиты. Для схода с орбиты ОК разворачивается дви гателями газодинамического управления на 180 (хвостом вперед ), после чего на непродолжительное время включаются основные ЖРД и сооб щают ему необходимый тормоз ной импульс . ОК переходит на траекто рию спуска , снова разворачивается на 180 (носом вперед ) и выполняет планирование с большим углом атаки . До высоты 20 км осуществляется совместное газодинамическое и аэроди намическое управление , а на за ключительном этапе полета используются толь к о аэродинамические ор ганы управления . Аэродинамическая схема "Бурана " обеспечивает ему достаточно высокое аэродинамическое каче ство , позволяющее осущест вить управляемый планирующий спуск , вы пол нить на трассе спуска бо ковой маневр протяженностью до 20 00 км для выхода в зону аэродрома посадки , произвести необходимое предпо садоч ное маневрирование и со вершить посадку на аэродром . В то же время конфигурация ЛА и приня тая траектория спуска (крутизна плани рования ) позволяют аэродинамиче ским торможение м погасить скорость ОК от близкой к орбитальной до посадочной , равной 300 - 360 км /ч . Длина про бега составляет 1100 - 1900 м , на пробеге используется пара шют . Для расширения эксплуатационных возможностей "Бурана " преду сматрива лось использование трех шт а тных аэродромов посадки (на кос модроме (ВПП посадочного комплекса дли ной 5 км и шириной 84 м в 12 км от старта ), а также в восточной и запад ной частях страны ). Комплекс радио технических средств аэродрома соз дает радионавигационное и радио ло кационн о е поля (радиус последнего около 500 км ), обеспечиваю щие дальнее обнаружение ОК , его выведение к аэродрому и всепогодную вы сокоточную (в том числе автоматическую ) посадку на ВПП . Первый испытательный полет беспилотного варианта ОК завершился по сле выполнения немногим более двух витков вокр уг Земли успешной автоматической посадкой на аэродром в районе космо дрома . Тормозной импульс был дан на высоте Н =250 км , на расстоянии около 200 00 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 по лосы. Разработка ОК "Буран " продолжалась более 10 лет . Пе рвому запуску предшествовал большой объем научно-исследовательских и опытно-кон структорских работ по созданию ОК и его систем с обширными теорети ческими и экспериментальными исследованиями по определению аэро динамических , 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 автомати ческой посадки на самолетах - летающих лабораториях , летными испыта ниями в атмос фере пилотируемого самолета-аналога (в моторном вари анте ) БТС -02 , натурными испытаниями теплозащиты на эксперименталь ных аппаратах БОР -4 и БОР -5 , выводившихся на орбиту и возвращаемых с нее методом аэродинамического спуска , и т . д. История создания ОК "Буран " Работы по созданию крылатых космических кораблей в Советском Союзе имеют свою историю . Идея использовать крылья на воз вращаемом кос мическом аппарате возникла сразу же с началом полетов в космос . Это обуславливалось желанием использовать потенциальные возможности земной атмосферы (в первую очередь , управляемое торможение и точное маневрирование ) и тем авиационным заделом, с которым первые ракет чики пришли в космонавтику . Поэтому наличие крыльев на спускаемом аппарате , движущимся в атмосфере , выглядело простым и логичным. С.П.Королев считал парашютную посадку бесперспективной , и потому , по его заказу , параллельно с Востоко м , лапоток проектировал П.В.Цыбин . Машина задумывалась классической аэродинамической схемы , с трапе циевидным крылом и нормальным хвостовым оперением . Свое полуофи циальное название аппарат получил из-за характерной формы фюзеляжа , в аэродинамическую тень которого несущие плоскости убирались при входе в плотные слои атмосферы . По способу выведения (на 3-ступенча той Р -7, семерке ), массе и решаемым задачам лапоток был бы аналогич ным Востоку . (Справа - первый советский "челнок " - "лапоток " С.П.Королева и П. В .Цыбина : стартовая масса 4,7 т ; экипаж 1 чел .; про должительность полета до 27 ч ; длина 9,4 м ; размах крыла 5,5 м ; высота по оперению 4 м ; ширина фюзеляжа 3 м .) Рассматривалась даже возмож ность катапультирования космонавта непосредственно перед посадкой н а ВПП . Однако быстро выяснился масштаб трудностей , встающих при соз дании крылатых космических аппаратов . Например , планирующий вход в атмосферу требовал точнейшей ориентации изделия , а соответствующие приборы появились значительно позже первых полетов... Кроме того , по теплозащите схема оказалась неоптимальной . После этого ракетчики к крылатым аппаратам охладели . С 1958-го воздушно-космический самолет (ВКС ) проектировался в ОКБ -23 В.М.Мясищева . Масса та же под се мерку . Схема уже бесхвостка , с треугольным крылом большой площади . Конкретный же облик неоднократно менялся , известно минимум три ва рианта . В последнем из них Владимир Михайлович впервые предложил применить керамическую плиточную теплозащиту , но ... в 1960-м Мяси щева отправили руководить ЦАГИ , ОК Б -23 стало филиалом фирмы В.Н.Челомея . Тогда же ракетопланами занялся и сам Владимир Николае вич , его ОКБ -52. Уже в 1961-м прошли испытательные пуски аппарата , названного МП -1 (первый пуск 21.03.1963 с использованием баллистиче ской ракеты "Р -12"). 1,8-мет р овый конус массой 1,75 т , управлялся на ги перзвуковых скоростях восемью аэродинамическими щитками . Баллисти ческая ракета поднимала образец на 405 км , в атмосферу он входил в 1760 км от места старта со скоростью 3,8 км /с . Два года спустя испытания прошел М -12 такой же конус , но с четырьмя стабилизаторами . По резуль татам этих пусков ОКБ -52 представило проект 6,3-тонного беспилотного ракетоплана Р -1, оснащенного М-образным складным (средняя часть вверх , концы вниз ) крылом переменной стреловидности , и его п и лоти руемого варианта Р -2. Перегрузка на спуске должна была составить всего 3,5-4 g, в отличие от 9-11 g на СА Восток . Сделали уже макеты машин , но после снятия благоволившего к Челомею Н.С.Хрущева воздушно-косми ческую тематику у ОКБ -52 отобрали . Занимал с я крылатыми кораблями и А.Н.Туполев , но пока о них известно крайне мало : опытный экземпляр беспилотного ВКС 130 был построен , а его пилотируемый вариант 136 должен был называться Красная звезда . К 1965 г . из всех минавиапромовских программ осталась одна и звестная сегодня под названиями 50-50 и спираль , разрабатывавшаяся в ОКБ Ми кояна под руководством Г.Е.Лозино-Лозинским. ОК "Буран " задумывался как военная система . Вот как вспоминал об этом в 1994-м году директор головного в ракетно-космической промышленн о сти 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 объяв лена как национальная , рассчитанная на 60 пусков челнока в год , предп олагалось создать 4 таких корабля ; затраты на программу планиро вались в 5 миллиардов 150 миллионов долларов в ценах 1971 г . В даль нейшем они конечно подросли , как и у всех бывает , достигли 13 милли ардов 400 миллионов долларов . Программа была серьезная, поскольку создавались 4 стартовых комплекса , на базе Ванденберг и на мысе Кен неди , создавались специальные производства. Челнок выводил на околоземную орбиту 29,5 т , и мог спускать с орбиты груз до 14,5 т . Это очень серьезно , и мы начали изучать , для каки х целей он создается ? Ведь все было очень необычно : вес , выводимый на орбиту при помощи одноразовых носителей в Америке , даже не достигал 150 т /год , а тут задумывалось в 12 раз больше ; ничего с орбиты не спускалось , а тут предполагалось возвращать 820 т /г о д ... Это была не просто про грамма создания какой-то космической системы под девизом снижения затрат на транспортные расходы (наши , нашего института проработки по казали , что никакого снижения фактически не будет наблюдаться ), она имела явное целевое воен н ое назначение. И действительно , в это время начали говорить о создании мощных лазе ров , лучевого оружия , оружия на новых физических принципах , которое теоретически позволяет уничтожать ракеты противника на расстоянии в несколько тысяч километров . Как раз в от создание такой системы и пред полагалось для отработки этого нового оружия в космических условиях . Слова Юрия Александровича подтверждает заместитель Главного конст руктора МКС Буран В.М.Филин : Необходимость создания отечественной многоразовой космичес кой сис темы как средства сдерживания потенциального противника была выяв лена в ходе аналитических исследований , проведенных Институтом про блем машиноведения АН СССР и НПО Энергия в период 1971 75 гг . Было показано , что США , введя в эксплуатацию свою мн о горазовую сис тему 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 воен ную внезапность , связанную с появлением у потенциального противника многоразовой транспортной космической системы Space Shuttle принципи ально нового технического средства доставки на околозе мные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов . Первый вариант отечественного ответа на американский вызов выглядел следующим образом : достаточно традиционная схема , включающая двух ступенчатый носитель с пакетным разделением ступене й , в верхней части которого размещался транспортный корабль. Облик носителя в существующем виде определился тоже далеко не сразу , и пакетная его компоновка не случайна . Возглавивший в 1975 г . ведущую ракетно-космическую фирму страны , получившую тогда же на звание НПО Энергия , академик В.П.Глушко весьма благоволил к концепции уни версальной системы из множества стандартных ракетных блоков . Между тем , пятнадцатью годами раньше , в начале разработки легендар ной Н 1, такую схему исследовал Королев и отказался от нее как от самой неэффективной по массе . С другой стороны , реализованный Сергеем Павловичем моноблочный вариант , во-первых , требовал сложных , долгих и дорогих наземных испытаний . Во-вторых , главное он исключал пере возку готовых блоков с заводов в Москве, Днепропетровске и Куйбышеве на космодром ; на Байконуре пришлось бы строить новый гигантский производственный комплекс . Для будущих программ это , может быть , было и приемлемо , но военных категорически не устраивало . Победил компромисс. Корабль должен был со стоять из трех частей : носовой (конической ), с ка биной экипажа и рулевыми двигателями , средней (цилиндрической ), с объемистым грузовым отсеком , и кормовой , с двигателями довыведения , орбитального маневрирования и топливом для них . В атмосферу аппарат дол ж ен был входить вперед коническим носом , с некоторым углом атаки этого достаточно , чтобы на тех скоростях получить определенное аэроди намическое качество , скользящий управляемый спуск . Посадка же пред полагалась по парашютно-ракетной системе , на выдвижные опоры-амор тизаторы. Предложенная схема имела колоссальное преимущество , отсутствовали крылья , большую часть времени бывшие паразитной массой . К достоин ствам предложенной схемы можно также отнести следующее : · имелся серьезный практический задел по спуск аемым аппаратам с небольшим аэродинамическим качеством (КК "Союз ", боеголовки баллистических ракет ); · имелись и давно использовались в Воздушно-десантных войсках сложные парашютные системы (с тормозными РДТТ ), позволяю щие осуществлять мягкую посадку тя желых объектов ; · снимались жесткие требования по точности приземления ; · отпадала необходимость в дорогой и сложной наземной инфраструк туре (в первую очередь аэродромов ); · конструкция космического корабля без крыльев и оперения по срав нению с кры латым ОК конструктивно является более простой и легкой при равной прочности , имеет меньшую омываемую пло щадь (что снижает массу теплозащиты ), более простые алгоритмы управления , что в конечном итоге приводит к большей эффектив ности в эксплуатации А к гл авному 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 не достаточно . 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 ст ал 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 по ложение догоняющих : к этому в ремени облик американской системы по сле многократных изменений был , наконец , утвержден . И сработало клас сическое , увы , в нашей оборонке мнение : американцы не глупее , делайте , как у них ! Промежуточный вариант ОК "Буран " предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД ) . Это обуславливалось следую щим : 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 : расшир ить количество аэродромов (но "Буран " создавался как военный объект , а стратегические союзники были расположены "компактно " к границам СССР , Куба ж е была слишком близка к территории потенциального противника ), либо повысить энерго вооруженность 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-реактив ную 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 двигател ей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием . После необходимых доработок , транспортировки на космодром , испыта ний и подготовки к старту , напряженный труд десятков тысяч людей завер шился триумфом 15 ноября 1988 года . Основные характеристики МКС "Энергия-Буран " Орбитальный корабль "Буран ": РН "Энергия " (МКС в целом ): Характеристики Зна чение Характеристики Зна чение 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 (ци клин ), т 4,1 первая ступень (блок "А ", 4 шт .), т 1490,4 Масса полезного груза , выводи мого в ОК на орбиту H=200 км : в т.ч .: запас окислителя (кисло род ), 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 : в т.ч .: запас окислителя (кисло род ), т 602,3 номинальная , т 82 запас горючего (водород ), т 100,7 максимальная , т 87 Двигатель блока "А " (РД -171, 11Д 521): Масса полезного груза , возвращае мого с орбиты в ОК : тяга на уровне моря , тс 740 максимальная , т 20 тяга в вакууме , тс 806 номинальная , т 15 удельный импульс на уровне моря , с 308,5 Экипаж , человек : удельный импульс в вакууме , с 336,2 на этапе летных испытаний (при наличии катапультных кресел ) 2 Двигатель блока "Ц " (4 шт.РД -0120,11Д 122): максимальный (без катапультных кресел ) до 10 тяга на уровне моря , тс 147,6 Продолжительность полета : тяга в вакууме , тс 190 номинальная , сут 7 удельный импульс на уров не моря , с 353,2 максимальная (с дополнительными баками ), сут 30 удельный импульс в вакууме , с 454,7 Диапазон возможных наклонений орбит , 50,7...110 Геометрические характеристики МКС : Высота орбиты : общая длина , м 58,765 рабочая круговая , км 250 ... 500 максимальная ширина , м 23,92 максимальная , км 1000 максимальная ширина на уста новщике , м 24,50 Перегрузки , g: Геометрические характеристики РН в целом : при выведении на орбиту (макси мальная ) 3 длина , м 58,765 при спуске в атмосферу (по номи нальной траектории ) 1,6 максимальный поперечный раз мер , м 17,65 Аэродинамическое качество : Геометрические характеристики первой ступени : на гиперзвуковых скоростях 1,5 длина , м 39,46 при посадке 5 диаметр баков , м 3,92 Максимальная вел ичина бокового маневра при спуске , км 1700 Геометрические характеристики второй ступени : Посадочная скорость : длина , м 58,765 средняя (при посадочной массе 82т ), км /ч 312 диаметр баков (без теплоизоля ции ), м 7,75 максимальная , км /ч 360 Кратность использования (ресурс ): в первом полете , км /ч 263 первая ступень , полетов 10 Маршевый двигатель орбитального маневрирования 17Д 12: вторая ступень , полетов 1 тяга в вакууме , тс 8,8 удельный импульс в вакууме , с 362 Геометрические характеристи ки : общая длина , м 36,37 в том числе фюзеляжа , м 30,85 ширина фюзеляжа (максимальная ), м 5,50 Размах крыла , м 23,92 высота на стоянке , м 16,35 шасси , база /колея , м 7,00/12,79 длина отсека полезного груза , м 18,55 диаметр отсека по лезного груза , м 4,70? Кратность использования (ресурс ), полетов 100 Применение "Бурана ". А ) Боевые космические комплексы. В конце 60-х - начале 70-х годов в США были начаты работы по исследо ванию возможности использования космического пространства для веде ния боевых действий в космосе и из космоса . Правительство СССР рядом специальных постановлений (первое 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 пров е ден комплекс исследований по определению возможных путей создания космических средств , способ ных решать задачи поражения космических аппаратов военного назначе ния , баллистических ракет в полете , а также особо важных воздушных , морских и наземных целей . П ри этом ставилась задача достижения необ ходимых характеристик указанных средств на основе использования имевшегося к тому времени научно-технического задела с перспективой развития этих средств при ограничении по производственным мощностям и финансирован и ю . Для поражения военных космических объектов были разработаны два боевых космических аппарата на единой конструктивной основе , оснащенные различными типами бортовых комплексов вооруже ния - лазерным и ракетным . Основой обоих аппаратов явился унифициро ва н ный служебный блок , созданный на базе конструкции , служебных систем и агрегатов орбитальной станции серии ДОС -7К. В отличие от станции служебный блок должен был иметь существенно большие по вместимости топливные баки двигательной установки для обеспечения маневрирования на орбите. Боевые космические комплексы - полезная нагрузка ОК "Бу ран " Обозначения : 1 - приборно-топ ливный отсек ; 2 - агрегатный от сек ; 3 - бортовой комплекс специ ального вооружения Выведение космически х аппаратов на орбиту предполагалось осуществ лять в грузовом отсеке орбитального ко рабля МКС "Буран " (ракетой-носителем "Протон " на экс периментальном этапе ). Предусматривалась дозаправка баков на орбите при помощи средств , также доставляемых к аппаратам в ОК МКС "Бу ран ". Для обес печения длительного срока боевого дежурства на ор бите и поддержания высокой готовности космических комплексов преду сматри валась воз можность по сещения объектов экипажем (дв а человека до 7 су ток ). Боевая космическая самонаводящаяся ракета-перехватчик Меньшая масса бортового комплекса вооружения с ракетным оружием , по сравнению с комплексом с лазерным оружи ем , позволяла иметь на борту КА больший запас топлива , поэтому представлялось целесообраз ным создание системы с орбитальной группировкой , состоящей из бое вых космических аппаратов , одна часть из которых оснащена лазерным , а другая - ракетным оружием . Пр и этом первый тип КА должен был при меняться по низкоорбитальным объектам , а второй - по объектам , распо ложенным на средневысотных и геостационарных орбитах. Для поражения стартующих баллистических ракет и их головных блоков на пассивном участке полета в Н ПО "Энергия " был разработан проект ра кеты-перехватчика космического базирования . В практике НПО "Энер гия " это была самая маленькая , но самая энерговооруженная ракета . Дос таточно сказать , что при стартовой массе , измеряемой всего десятками килограммов , р акета-перехватчик обладала запасом характеристической скорости , соизмеримой с характеристической скоростью ракет , выводя щих современные полезные нагрузки на орбиту ИСЗ . Высокие характери стики достигались за счет применения технических решений , основанны х на последних достижениях отечественной науки и техники в области ми ниатюризации приборостроения . Авторской разработкой НПО "Энергия " явилась уникальная двигательная установка , использующая нетрадицион ные не криогенные топлива и сверхпрочные композицион н ые материалы . В начале 90-х годов , в связи с изменением военно-политической обста новки , работы по боевым космическим комплексам в НПО "Энергия " были прекращены . К работам по боевым космическим комплексам при влекались все тематические подразделения Голов н ого конструкторского бюро и широкая кооперация специализированных организаций-разработ чиков военно-промышленного комплекса страны , а также ведущие иссле довательские организации Министерства обороны и Академии наук. Для поражения особо важных наземных цел ей разрабатывалась космиче ская станция , основу которой составляла станция серии ДОС -7К и на ко торой должны были базироваться автономные модули с боевыми блоками баллистического или планирующего типа . По специальной команде мо дули 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 заимство ваны с орбитального кораб л я "Буран ". В качестве варианта боевого блока рассматривался аппарат на базе экспериментальной модели ОК "Буран " (аппараты семейства "Бор "). Военная целевая нагрузка для ОК "Буран " разрабатывалась на основании специального секретного постановления ЦК КПСС и Совета Министров . Об исследовании возможности созда ния оружия для ведения боевых действий в космосе и из космоса (1976г .) Боевая космическая станция с ударными блоками на базе ОК "Буран " 1 - базовый блок ; 2 - центр управ ле ния боевыми блоками ; 3 - многоразовый транспорт ный корабль "Заря "; 4 - модули боевой станции с прицельными комплек сами ; 5 - боевые модули (на базе фюзеляжа ОК “Буран” ) Вот как описывает при менение боевой космической станции С.Александров в своей ста тье "Меч , ставший щитом " ("Техника-моло дежи ",4'98): "...Тот же базовый мо дуль , как на орбиталь ной станции Мир , те же бо ковые (уже не секрет , что на Спектре , например , предполагались испы тания оптической сис темы обнаружения ракетных пусков ... А ста бил и зированная платформа с теле - и фотокамерами на Кристалле чем не прицел ?), но вместо аст рофизического Кванта модуль с комплексом бое вого управ ления . Под ша риком переходного отсека еще один переход ник , на котором висят че тыре модуля (на основе буран о вского фюзе ляжа ) с боевыми блоками . Это , так сказать , исходное положение . По тревоге они отде ляются и расходятся на рабочие орбиты , выбираемые из сле дующего со ображе ния : чтобы каждый блок вышел на свою цель в тот момент , ко гда над ней будет пролетат ь центр управления . Фюзеляж Бурана используется в этом проекте по принципу не пропа дать же добру : большие запасы топ лива в объединенной двигательной установке и очень хорошая система управления позволяют активно ма неврировать на орбите , при этом по лезн ы й груз боевые блоки находятся в контейнере , скрытые от любо пытных глаз , а так же неблагоприятных факторов космического по лета . Что существенно в контексте страте гического сдерживания эта сис тема оружия нанесет прицельный , хирур гический удар даже в то м слу чае , если будет уничтожено все остальное . Как атомные подводные лодки , она способна переждать первый залп !" Бое вой ударный модуль космического базиро вания : 1 - стыковочный узел ; 2 - носовая часть фюзеляжа (НЧФ ); 3 - переходный отсек ; 4 - герметичный модуль кабины ; 5 - носовой блок двигателей управления ; 6 - средняя ч асть фюзеляжа (СЧФ ); 7 - хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ ); 8 - створки отсека полезного груза с панелями радиацион ного теп лооб менника Б ) Проекты целевого использования орбитального корабля "Буран " Согласно техническим заданиям Министерства обороны и отра слевым программам в НПО "Энергия " были разработаны технические предложе ния и эскизные проекты по решению конкретных задач в реальных на правлениях применения ОК "Буран ". Предусматривалось использовать ОК "Буран " для транспортно-технического обслуживания ( ТТО ) и ре монта орбитальных комплексов и космических аппаратов . Так , например , транспортно-техническое обслуживание орбитальным кораблем "Буран " комплекса "Мир " - его дооснащение (доставка модулей , энергоустановок и др .), многоразовое использование модуле й и оборудования (их возвра щение для профилактики и ремонта ), доставка на Землю результатов ра бот - позволяет существенно повысить эффективность комплекса . Как разновидности задачи ТТО были рассмотрены диагностирование неис правных аппаратов , как на орби т е , так и после их возвращения с помо щью ОК "Буран ", а также оценка возможности их ремонта и повторного использования . Применительно к аппаратам космической разведки иссле дована возможность возвращения двух неисправных аппаратов и приня тия решений по их дальнейшему использованию . Детально проработано использование ОК "Буран " для развертывания и сборки больших конст рукций . Это направление имеет принципиальное значение для создания космических антенн , солнечных энергоустановок и др . Обоснован экспе римент по отработке антенны космического радиотелескопа КРТ -30 и экспериментального космического комплекса наблюдения в составе бор тового модуля на ОК "Буран ". Особую роль ОК "Буран " может иметь для выведения и отработки на орбите особо дорогостоящих КА. Чтобы у меньшить 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 преемст венности конструктивных , компоновочных и технических решений экс периментального образца (ЭКА ), выводимого и обслуживаемого по про грамме отработки кораблем "Буран ". Такое решение позволяло обеспе чить : 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 функцио нированием для гарантированного выполнения задач эксперимента ; проведение ремон тно-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 тяжелой экспериментальной энергоемкой радиолока ционной станции 91А 6-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 планиро валась постановка и проведение на его борту уже во время второго полета экспериментов по исследованию мик роатмосферы , микроускорений и характеристик излучений с помощью научной аппаратуры многоразового использования . Это направление оце нивалось как весь м а значительное , особенно при комплексном решении научно-исследовательских и технических задач . Уникальные энергетиче ские 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 дос тавку на Землю биопрепаратов и полупроводниковых материалов высо кой стоимости . Проектные исследования этого направления на основе конкретных биоустановок ("Рекомб -2", "Ручей -2", "Поток ") и технологи ческих установок ("Кратер-АГ ", "Малахит ") показали целесообразность его реализации уже в ходе летных испытаний. В результате этих разработок и исследований были разработаны прин ци пы и научно-технические направления создания и эксплуатации любых многоразовых космических аппаратов. Разработкой и исследованиями целевого применения ОК "Буран " занима лись 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. Попытка запуска МТКК "Буран " 29 октября 1988 года. ---------- СООБЩЕНИЕ ТАСС ---------- На заключительном этапе предстартовой подготовки ракеты-носителя "Энергия " с орбитальным корабл ем "Буран " возникли отклонения в ра боте одной из систем обеспечения пуска . В связи с этим автоматически была выдана команда на прекращение дальнейших работ . В настоящее время ведется устранение возникших замечаний . О дате и времени старта будет сообщено д ополнительно. Что же произошло ? За 51 секунду до старта одна из площадок обслуживания (отмечена на ри сунке справа ) не отошла от ракеты-носителя . Точнее , время отвода пло щадки превысило допустимое , и сигнал об успешном завершении опера ции отвода не посту пил на ЭВМ , проверяющую пусковую готовность всех систем . Эта площадка до последних секунд держит платформу при целивания , регулирующую гироскопы . Автоматика после опроса всех сигналов не нашла отзыв этого концевика и мгновенно дала "стоп” про грамме пуска. Специальная комиссия установила , что стартовое сооружение с его пло щад кой не при чем . Она выяснила , что блок приборов платформы прице ливания , отстыковывался от ракеты почти 40 секунд вместо 3. Ферма же , обязанная отвести блок после его отстыковки , не п олучила на это ко манду и согласно программе осталась на месте , так как автоматика вы дала старту общий отбой. ПОЛЕТ К этому полету готовились более 12 лет . И еще 17 дней из-за отмены старта 29 октября 1988г ., когда за 51 с . до него не прошло нормальное отведение площадки с при борами прицеливания и была выдана команда на отмену старта . А затем слив компонентов топлива , профилактика , выявление причин отказа и их устранение . "Не торопиться ! - предупреждал председатель Государствен ной комиссии В.Х.Догужие в . - Прежде всего , безопасность !” Все проис ходило на глазах миллионов телезрителей ... Очень высоко напряжение ожидания... Задачей первого полета МРКК “Энер гия-Буран” были продолжение лет ной отработки РН “Энергия” и провер ка функционирования конструкции и бортовых систем ОК “Буран” на наи более напряженных участках по лета (выведение и спуск с орбиты ) с мини мальной длительностью орби тального участка . Из соображений безопасности первый испытательный полет ОК “Бу ран” был о пределен как беспилотный , что традиционно для отечественной космонавтики , с полной автоматиза цией всех динамиче ских операций вплоть до рулежки по ВПП. Первый беспилотный полет ОК “Бу ран” был запланирован не продолжи тельным : два витка , или 206 минут по лета . В соответствии с его задачами и программой были задействованы состав и ре жимы работы бортовых и назем ных систем. Наземный комплекс управления , мозговым центром которого яв ляется ЦУП , в первом полете ОК “Буран” задействовал шесть на земных станций слежения , четыре плавучие станции и систему связи и передачи данных , состоящую из сети наземных и спутниковых широкополосных и теле фонных каналов связи. Космодром Байконур 15 ноября 1988 г . На старте МРКК “Энер гия-Бу ран” . Циклограмма пред стартовой под готовки проходит без замечаний . Но погодные условия ухуд шаются . Председатель Государственной ко миссии получает очеред ной доклад метеорологической службы с прогно зом : “Штормовое преду преждение” . Учитывая важность момента , синоп тики потребовали пись м е нно подтвердить получение тревожного про гноза . В авиации посадка - самый ответственный этап полета , особенно в сложных метеорологиче ских условиях . ОК “Буран” не имеет двигателей для полета в атмосфере , в первом полете на его борту не было экипажа , а поса дка предусматрива лась с первого и единственного захода . Специали сты , создавшие ОК “Бу ран” , заверили членов Государственной комиссии , что они уверены в ус пехе : для системы автоматической посадки этот слу чай не предельный . Решение на пуск было принято. В 6 часов 00 минут по московскому времени МРКК “Энергия-Буран” от рывается от стартового стола и почти сразу же уходит в низкую облач ность . Проходит 8 минут участка выведения . В 6 ч 08 минут 03 секунды завершается работа РН , и ОК “Буран” начинает первый с амостоятельный полет . Высота над поверхностью Земли составляет около 150 км , и , как это предусмотрено баллистической схемой полета , выполняется довыве дение ОК на орбиту собственными средствами . В течение последующих 40 минут проводятся два маневра довыве д ения ОК на рабочую орбиту на клонением 51,6 и высотой 250...260 км . Параметры этих маневров (вели чину , направление и момент отработки импульса ОДУ ) автоматически рассчитывает БЦВК в соответствии с заложенными полетным заданием и реальными параметрами дви ж ения на момент отделения от РН. Первый маневр происходит в зоне связи наземных станций слежения , второй - над Тихим океаном . Передача телеметрической информации о втором маневре проходит по трассе “ОК - плавучая станция слежения в Тихом океане - стационар н ый спутник связи - ретрансляционная станция “Орбита” в Петропавловске-Камчатском - высокоэллиптический спутник связи - подмосковный ретрансляционный пункт - ЦУП” протяженностью более 120000 км. Вне участков маневров для соблюдения теплового режима ОК движе тся в орбитальной ориентации левым крылом к Земле . Правильность заданной ориентации подтверждается как принимаемой телеметрической информа цией , так и “картинкой” с бортовой телекамеры , размещенной по про дольной оси ОК за остеклением кабины . Четко работа е т командная ра диолиния , исполняются передаваемые из ЦУП команды на управление телеметрической и телевизионной системами ОК . Наступает одна из завершающих операций - перезагрузка оперативной памяти БЦВК для работы на участке спуска и перекачка топлива из носо вых баков в кормовые для обеспечения посадочной центровки. Проходит полтора часа полета , БЦВК рассчитывает и сообщает в ЦУП параметры тормозного маневра для схода с орбиты. Уточненные данные о скорости и направлении ветра передаются на борт и закладываются в банк данных системы . ОК стабилизируется кормой вперед и вверх . В 8 часов 20 минут в последний раз включается марше вый двигатель и отрабатывает заданную величину скорости . ОК начинает снижаться и через 30 мин “цепляет” атмосферу . За время снижения до высоты 100 км реактивная система управления р азвернула ОК носом впе ред , и , “протиснувшись” в узкую щель ограничений , он входит в атмо сферу . В 8 часов 53 минут на высоте 90 км с ним прекращается связь из-за плазменных образований . Движение ОК в плазме более чем в три раза продолжительнее , чем при сп уске одноразовых космических кораблей типа “Союз” , и по расчету составляет 16...19 минут . В 9 часов 11 минут , когда ОК находился на высоте 50 км , стали поступать доклады : "Есть прием телеметрии !", "Есть обнаружение корабля средст вами посадочных локаторов !", "Системы корабля работают нормально !". В этот момент он находился в 550 км от ВПП , и , хотя его скорость умень шилась , она все же в 10 раз превышала скорость звука . До посадки оста валось чуть больше 10 минут... "Буран " пришел в прицельную зону - на руб еж 20 км - с минимальными отклонениями , что было весьма кстати при посадке в плохих погодных условиях . Реактивная система управления и ее исполнительные органы отключились , и только аэродинамические рули , задействованные еще на высоте 90 км , ведут ОК к сл е дующему ориентиру – ключевой точке. Интенсивно гасится в атмосфере скорость . Полет проходит строго по рас четной траектории снижения , на контрольных дисплеях ЦУП его отметка смешается к ВПП посадочного комплекса практически в середине допус ти мого коридор а возврата . "Буран " приближается к аэродрому не сколько правее оси посадочной полосы , все идет к тому , что он будет "рассеивать " остаток энергии на ближнем “цилиндре” . Так думали специа листы и лет чики-испытатели , дежурившие на объединенном командно-дисп е тчер ском пункте . Включаются бортовые и наземные сред ства ра диомаячной системы . После отметки 10 км "Буран " летит , можно сказать , по знакомой дороге , проторенной летающей лабора торией Ту -154ЛЛ и аналогом ОК. Схема полет а ОК "Буран ": 1 - старт ; 2 - отделение разгонных бло ков первой ступени ; 3 - отделение раз гонного блока второй ступени от ОК "Буран "; 4 - точки включения двигате лей системы орбитального маневри ро вания ; 5 - рабочая орбита ; 6 - траекто рия спуска На объединенном командно-диспетчер ском пункте (ОКДП ) высшая сте пень напряжения : "Буран " круто изменил курс и летит почти п оперек оси ВПП . В чем дело ? Проанализировав си туацию , служба управления докла дывает : "Все в порядке ! Система не ошиблась , а просто на сей раз оказа лась "ум нее ". "Буран " будет заходить на полосу не левым кругом , как предполага лось , а правым . Выход в к л ю чевую точку проходит по опти мальной для данных начальных условий траектории при практически предельном встречно-боковом ветре . Волнение на ОКДП уменьшилось . Орбитальный корабль , совершив "свой " маневр , погасил энергию , пре одолел все встре тившиеся ему воз мущения на "цилиндре выверки курса " и правым вира жом вышел в клю чевую точку . Еще на высоте около 7 км , несмотря на сложности целеуказания , на сближение с "Бураном " вылетел самолет сопровождения МиГ -25, пило тируемый летчиком-испытателем М.Толбоевым. Благодаря искусству пи лота на экране уверенно наблюдалось четкое телевизионное изображение корабля - целого и как будто невредимого . На высоте 4 км - выход на по садочную глиссаду . Изображение в ЦУП начинают передавать аэродром ные телекамеры . Еще минут а - и выпуск шасси... И в 9 часов 24 минуты 42 секунды после выполнения орбитального по лета и прохождения почти 8000 км в верхних слоях атмосферы , опережая всего на 1 секунду расчетное время , "Буран ", борясь с сильным встречно-боковым ветром , мягко коснулс я взлетно-посадочной полосы и после не большого пробега в 9 часов 25 минут 24 секунд замер в ее центре . Над ним , прощаясь , пронесся самолет сопровождения ... Необычно красивая , правильная и изящная посадка 80-тонного корабля ! Просто не верится , что полет б е спилотный . Кажется , что самый хороший летчик не смог бы посадить "Буран " лучше . Везде , где специалисты и просто причастные к этому полету люди наблюдали посадку "Бурана ", взрыв эмоций . Огром ное напряжение , с которым велась подготовка первого полета , усил е нное к тому же предшествующей отменой старта , нашло свой выход . Нескры ваемая радость и гордость , восторг и смятение , облегчение и огромная усталость - все можно было видеть на лицах в эти минуты . Так сложи лось , что космос считается технологической витри н ой мира . И эта по садка позволила людям на ВПП возле остывающего "Бурана " или у экра нов телевизоров в ЦУП вновь ощутить необычайное по остроте чувство национальной гордости , радости . Радости за свою державу , мощный ин теллектуальный потенциал нашего наро д а . Большая , сложная и трудная работа сделана ! После останова "Бурана " на ВПП в течение 10 минут кон тролируется приведение бортовых систем в исходное состояние и их вы ключение . По просьбе группы послеполетного обслуживания из ЦУП че рез спутник связи выд а ется последняя команда на борт : системы корабля обесточены . Все ! Программа первого испытательного полета выполнена полностью ! СХЕМА ПОЛЕТА НА УЧАСТКЕ ПОСАДКИ ОК "БУ РАН ". После завершения орбитального полета происходит торможение орби тального корабля (ОК ) с помощью двигателей орбитального маневриро вания (ДОМ ) и переход на траекторию схода с орбиты с учетом входа в атмо сферу под углом атаки a=39 , обеспечивающим допустимый тепло вой режим . По достижении условной границы атмосферы на высоте 100 км начина е тся участок спуска ОК. С помощью управляющих двигателей (УД ) ОК разворачивается по крену таким образом , чтобы уменьшить боковую дальность д о взлетно-поса дочной полосы (ВПП ) посадочного комплекса (ПК ). В начале спуска , ко гда отсутствует управление продольной дальностью полета , ОК движется с постоянным скоростным углом крена , при этом углы атаки , скольжения и крена стабилизируются с помощью 2 0 УД , размещенных в хвостовой части фюзеляжа (в двух кормовых блоков ), а после входа в атмосферу - аэродинамическими органами управления (элевонами , работающими в режиме руля высоты и в режиме элевонов , и балансировочным щитком ). В начале спуска аэродинам ические органы управления обеспечивают только балансировку ОК , а при достижении скоростным напором значе ния q=10 кг /м 2 подключаются и к управлению угловым движением , при чем по мере возрастания эффективности аэродинамических органов управления и скоростно го напора они постепенно берут на себя функции управляющих двигателей . Для минимизации расхода топлива УД отклю чаются при q=50 кг /м 2 в канале крена и при q=100 кг /м 2 в продольном ка нале . При достижении продольной перегрузкой заданного значения начинаетс я участок спуска с управлением дальностью , при этом на основе прогноза движения ОК отыскивается "попадающая " в район ВПП ПК траектория , на которой прогнозируемая дальность спуска равна оставшейся дальности при выполнении ограничений по нагреву , скоростном у напору и пере грузкам. Специальный алгоритм управления вырабатывает командное значение скоростного угла крена , обеспечивающее движение ОК по траектории , близкой к "попадающей ". Для того чтобы не допустить больших ошибок по курсу , при заданном рассогласов а нии по курсу выдаются команды на смену знака командного значения угла крена , т . е . команды на развороты по крену. При достижении скорости , соответствующей М =12, угол атаки посте пенно уменьшается с 39 до 10 к концу участка спуска , что позволяет уве личить аэродинамическое качество ОК . Начиная с М =10 для обеспечения необходимой балансировки и увеличения устойчивости движения рас крываются створки воздушного тормоза , угол раскрытия которых до ско рости , соответствующей М не менее 0.8, изменяется по заданной п ро грамме . При М =5 становится достаточно эффективным руль направления , с помощью которого осуществляется балансировка в боковом канале с переходом при скорости , соответствующей М не более 3, в режим управ ления . УД рыскания работают на спуске до высоты 20 км - начала участка предпосадочного маневрирования , к моменту которого выполняются ог раничения на координаты , величину и направление вектора скорости ОК : ОК должен находиться в кольце на расстоянии L=(32 13) км , изме ряемом по касательной к цилиндру расс е ивания энергии (ЦРЭ ), иметь скорость (520 60) м /с , направление вектора которой должно совпадать с касатель ной к ЦРЭ (восточному или западному ) с допустимой ошибкой не более 15 (см . схему предпосадочного маневрирования ). Восточный или запад ный ЦРЭ выбира е тся в зависимости от направления ветра на ВПП так , чтобы обеспечить полет ОК на заключительном участке траектории в ус ловиях встречного ветра. Схема предпо садочного ма неврирования : 1 - западный ЦРЭ ; 2 - штатная об ласть приведе ния на высоту Н =20 км при на целивании на за падный ЦРЭ ; 3 - то же на вос точный ЦРЭ ; 4 - восточный ЦРЭ ; 5 - восточный ЦВК ; 6 - взлетно-посадочная полоса ; 7 - западный ЦВК ; 8 - траектория полета ОК ; АН - спираль отворота ; НЕ - спираль поворота ; Е С - касательная к ЦВК ; CG - дуга окружности ЦВК ; GK - финишная прямая ; КТ - ключевая точка Красным пунктиром показана траектория захода на посадку в первом полете. Задачей предпосадочного маневрирования является выведение ОК к на чалу траектории захода на п осадку в ключевую точку (КТ ), расположен ную на высоте 4 км в вертикальной плоскости , проходящей через ось ВПП , с ориентацией в ней (в плоскости ) вектора скорости . Параметры движения ОК в КТ жестко ограничены по координатам , скорости , углу наклона траекто р ии и отклонению от посадочного курса . Их реализация достигается схемой движения , обеспечивающей соответствие между рас полагаемой энергией ОК и энергией , потребной для приведения его в КТ . Энергия регулируется изменением длины траектории и программного ск о ростного напора (управление аэродинамическим качеством ), а в доз вуковой области - еще и изменением угла раскрытия воздушного тор моза . Управление движением ОК осуществляется формированием в на чале участка предпосадочного маневрирования в соответствии с т екущим состоянием ОК пространственной опорной траектории (и последующим её отслеживанием ), которая может перестраиваться в ходе полета , если энерге тическое состояние ОК не удовлетворяет заданным требованиям. "След " опорной траектории в горизонтальной пло с кости представляет со бой систему геометрических линий (см . схему предпосадочного маневри рования ): спираль отворота - спираль поворота - касательная к ци линдру выверки курса (ЦВК ) - дуга окружности ЦВК - финишная пря мая , при этом спирали отворота и пов о рота соответствуют полету ОК с постоян ным углом крена =45 , координаты КТ , центров ЦВК и радиусы ЦВК по стоянны , а спираль отворота реализуется в случае избытка энер гии. В вертикальной плоскости на скоростях , соответствующих М не менее 0.8, опорная траек тория формируется построение программной зависимо сти высоты , соответствующей номинальному скоростному напору , от ос тавшейся дальности по . На режимах при М <0.8 реализуется управление высотой полета относительно заданного состояния в точке окончания пред п осадочного маневра (терминальное управление ). При дефиците располагаемой энергии для увеличения протяженности по лета ОК в качестве опорной используется зависимость минимального скоростного напора от высоты полета qmin(Н ), обеспечивающая макси мальное каче ство , а при ее избытке - зависимость максимального скоро стного напора от высоты полета qmax(Н ), обеспечивающая наибольшее рассеивание энергии. Заключительной фазой участка спуска в атмосфере являются заход на по садку и собственно посадка ОК на ВПП с зада нными параметрами дви жения . Заход на посадку и посадка определяются двумя особенностями ОК : · первая - отсутствие двигателей , обеспечивающих посадку по тради ционной самолетной схеме , и · вторая - сравнительно малое аэродинамическое качество (К max=5,6 ) на этом участке полета . В связи с этим для захода на посадку с последующей посадкой ОК на ВПП принята двухглиссадная схема , при которой вся траектория разбива ется на четыре участка : · п е р в ы й - полет по крутой глиссаде с углом наклона -(17...22) , на кото ром компенсируются ошибки приведения по координатам , скоро стям и углам при выходе ОК на крутую глиссаду с последующей стаби лиза цией относительно жесткой опорной траектории с постоянной за данной приборной скоростью . Этот участок характеризуется режимом равно весного планирования , т.е . полетом с постоянным углом наклона траек тории и постоянной скоростью , когда внешние возмущающие воз дейст вия компенсируются изменением эффективного аэродинамиче ского ка чества увеличением или уменьшением угла раскрытия воздуш ного тор моза . Так как внешние возмущающие воздействия с равной ве роятно стью могут быть как встречного , так и попутного х а рактера , то в невоз мущенной атмосфере воздушный тормоз находится в положении , соот ветствующем его средней эффективности . Угол наклона крутой глис сады зависит от посадочной массы ОК и выбирается так , чтобы обеспе чивалось парирование внешних возмущающих воздействий за данной интенсивности во всем диапазоне возможных скоростей плани рования ; · в т о р о й - первое выравнивание (высота 500 м ), на котором проис ходят интенсивное торможение и уменьшение скорости сни жения ОК до значения , обеспечивающего ко мфортные условия по садки на ВПП ; т р е т и й - полет по пологой глиссаде с углом наклона -2 , на котором завершаются переходные процессы предыдущего участка и обеспечива ется выход ОК на высоту начала заключительного выравнивания с задан ными параметрами движения ; · ч ет в е р т ы й - заключительное выравнивание (собственно по садка ), на котором с высоты 20 м реализуется траектория , строя щаяся по экспоненциальному закону , традиционному для самолет ной посадки , воздушный тормоз фиксируется в положении , соот ветствующем началу участка , а требуемые параметры движения в момент касания ВПП при действии возмущающих факторов обес печиваются изменением геометрических параметров траекторий (эти параметры выбираются такими , чтобы при отсутствии внеш них возмущ е ний ОК приземлился на удалении 1000 м от кромки ВПП ). Приземление и пробег ОК происходят по сухой и мокрой бетонной ВПП , как в автоматическом , так и в ручном режиме управления при посадочной скорости Vпос =300...330 км /ч , угле тангажа u=10...13 , при попут ном (до 5 м /с ), встречном (до 20 м /с ) и боковом (до 15 м /с ) ветре. Управление пробегом до опускания передней стойки шасси выполняется в канале тангажа элевонами в режиме руля высоты , в путевом канале - рулем направления , а после опускания носового колеса - управляемой пе редней стойкой и дифференциальным растормаживанием колес основных стоек шасси. Алгоритмы управления пробегом ОК сформирован ы так , что отказ одного из управляющих органов не приводит к потере управляемости и уводу с ВПП при различных сочетаниях ветровых возмущений и отклонений от оси ВПП . Боль шой объем статистического моделирования , полеты на аналоге и первый орби тальный пол е т ОК "Буран " подтвердили эффективность управления на пробеге , обеспечившего отклонение от оси ВПП в конце пробега до 5 м в автоматиче ском и ручном режимах. Торможение ОК осуществляется трехкупольным тормозным парашютом и тормозами колес основных стоек шасси , а также воздушным тормозом , используемым в качестве резервного при ручном управлении . Суммар ный пробег в зависимости от направления и силы ветра и состояния по верхности ВПП не до л жен превышать 1800 м. P.S.: Далеко не все поддерживали решение о проведении первых испытательных пусков "Бурана " в бес пилотном , автоматическом режиме . За несколько месяцев до запуска в адрес Правительства было направлено коллективное письмо , под писанное , в том числе летчиками-космонавтами А.А.Леоновым и И.П.Волком , о том , что "Буран " не сможет надежно выполнить полет в а втоматическом ре жиме и что первый полет , как и у американцев на "Спейс Шаттле ", должен быть пилотируемым . Но специальная комиссия , рассмотрев состояние подготовки ОК , согласилась с предложением технического руководства о первом беспилот ном пуске. Спис ок использованной литературы : 1.Интернет www . buran . ru 2.Еженедельник “Ракетно-космическая техника” № 1 – 52 1983г.
1Архитектура и строительство
2Астрономия, авиация, космонавтика
 
3Безопасность жизнедеятельности
4Биология
 
5Военная кафедра, гражданская оборона
 
6География, экономическая география
7Геология и геодезия
8Государственное регулирование и налоги
 
9Естествознание
 
10Журналистика
 
11Законодательство и право
12Адвокатура
13Административное право
14Арбитражное процессуальное право
15Банковское право
16Государство и право
17Гражданское право и процесс
18Жилищное право
19Законодательство зарубежных стран
20Земельное право
21Конституционное право
22Конституционное право зарубежных стран
23Международное право
24Муниципальное право
25Налоговое право
26Римское право
27Семейное право
28Таможенное право
29Трудовое право
30Уголовное право и процесс
31Финансовое право
32Хозяйственное право
33Экологическое право
34Юриспруденция
 
35Иностранные языки
36Информатика, информационные технологии
37Базы данных
38Компьютерные сети
39Программирование
40Искусство и культура
41Краеведение
42Культурология
43Музыка
44История
45Биографии
46Историческая личность
47Литература
 
48Маркетинг и реклама
49Математика
50Медицина и здоровье
51Менеджмент
52Антикризисное управление
53Делопроизводство и документооборот
54Логистика
 
55Педагогика
56Политология
57Правоохранительные органы
58Криминалистика и криминология
59Прочее
60Психология
61Юридическая психология
 
62Радиоэлектроника
63Религия
 
64Сельское хозяйство и землепользование
65Социология
66Страхование
 
67Технологии
68Материаловедение
69Машиностроение
70Металлургия
71Транспорт
72Туризм
 
73Физика
74Физкультура и спорт
75Философия
 
76Химия
 
77Экология, охрана природы
78Экономика и финансы
79Анализ хозяйственной деятельности
80Банковское дело и кредитование
81Биржевое дело
82Бухгалтерский учет и аудит
83История экономических учений
84Международные отношения
85Предпринимательство, бизнес, микроэкономика
86Финансы
87Ценные бумаги и фондовый рынок
88Экономика предприятия
89Экономико-математическое моделирование
90Экономическая теория

 Анекдоты - это почти как рефераты, только короткие и смешные Следующий
Только ближе к окончанию 5-ого курса Российского института дружбы народов им. Патриса Лумумбы, основательно освоив к этому времени русский язык, студент из Гондураса Хуан Эстебан Педро Гомес Трухильо Пахерос понял, что с его именем родители немного погорячились.
Anekdot.ru

Узнайте стоимость курсовой, диплома, реферата на заказ.

Обратите внимание, реферат по астрономии, авиации, космонавтике "Орбитальный комплекс "Буран"", также как и все другие рефераты, курсовые, дипломные и другие работы вы можете скачать бесплатно.

Смотрите также:


Банк рефератов - РефератБанк.ру
© РефератБанк, 2002 - 2016
Рейтинг@Mail.ru