Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

В качестве двух ВРД для установки на ОК был выбран хорошо зарекомендовавший себя на истребителе Су-27 ТРД АЛ-31Ф разработки КБ «Сатурн» имени А. М. Люльки. Двигатель развивает стендовую тягу 12500 кг на режиме «полный форсаж» и 7770 кг без форсажа. 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 ОК 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 транспортного 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.

Поскольку программой испытаний самолета-аналога БТС-02 ГЛИ предусматривался обычный самолетный взлет с ВПП аэродрома, а энерговооруженности двух нефорсированных ТРД АЛ-31 (2-х7770 кг) не хватало, конструкторы установили еще два форсированных ТРД АЛ-31Ф (2-х12500 кг) в обычных мотогондолах по бокам фюзеляжа, создающих небольшой кабрирующий момент для облегчения взлета (наряду с носовой стойкой шасси увеличенной высоты).

В дальнейшем по изложенным выше причинам, а, также учитывая положительный опыт безмоторной посадки у американцев, от использования на штатном орбитальном корабле «Буран» ТРД, в конце концов, 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 хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ) под установку двигателей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием. Кроме того, 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).

Бортовой радиотехнический комплекс связи и управления поддерживает связь орбитального корабля с ЦУП. Для обеспечения связи через спутники-ретрансляторы «Альтаир» разработаны специальные фазированные антенные решетки, с помощью которых осуществляется связь при любой ориентации корабля. Система отображения информации и органов ручного управления обеспечивает экипаж информацией о работе систем и корабля в целом и содержит органы ручного управления в орбитальном полете и при посадке.

Система электропитания корабля, созданная в НПО «Энергия», построена на базе электрохимических генераторов с водородно-кислородными топливными элементами разработки Уральского электрохимического комбината (А. И. Савчук). Мощность системы электропитания до 30 кВт при удельной энергоемкости до 600 Вт*час/кг, что значительно превышает удельные параметры перспективных аккумуляторных батарей. При ее создании пришлось среди многих решить две основные проблемы: разработать впервые в СССР принципиально новый источник электроэнергии – электрохимический генератор на основе топливных элементов с матричным электролитом, обеспечивающий непосредственное преобразование химической энергии водорода и кислорода в электроэнергию и воду, и разработать впервые в мире систему космического криогенного докритического (двухфазного) хранения водорода и кислорода без потерь. Система электропитания состоит из четырех ЭХГ, смонтированных совместно с пневмоарматурой и теплообменниками на раме в виде единого энергоблока, двух сферических криостатов с жидким водородом и двух сферических криостатов с жидким кислородом, двух блоков дренажа водорода и кислорода и приборного модуля, в котором размещены приборы автоматического контроля и управления, а также электросиловой коммутации. Три электрохимических генератора из четырех обеспечивают штатную программу полета, два ЭХГ – посадку в аварийной ситуации.

Длина орбитального корабля составляет 35,4 метра, высота 16,5 метров (при выпущенном шасси), размах крыла около 24 метров, площадь крыла 250 м2, ширина фюзеляжа 5,6 метра, высота 6,2 метра; диаметр грузового отсека 4,6 метра, его длина 18 метров. Стартовая масса ОК составляет до 105 тонн, масса конструкции планера – 62 тонны, масса груза, доставляемого на орбиту высотой 200 км и наклонением 51,6, – до 30 тонн, на орбиту с наклонением 97 – до 16 тонн, возвращаемого с орбиты – до 15 тонн (максимальная – 20 тонн). Номинальная посадочная масса ОК составляет 82 тонны, а максимальная – 87 тонн. Максимальный запас топлива до 14 тонн. Диапазон высот рабочих орбит 200-1000 км при наклонениях от 51 до 110. Корабль рассчитан на 100 полетов и может выполнять полеты как в пилотируемом, так и в беспилотном (автоматическом) варианте. Максимальное количество членов экипажа 10, при этом основной экипаж – 4 человека и до 6 человек – космонавты-исследователи. Максимальные перегрузки, испытываемые экипажем при выведении на орбиту составляют 3g, а при спуске по номинальной траектории 1,6g. Расчетная продолжительность полета составляет 7 суток, однако, она могла быть увеличена до 30 суток при размещении в отсеке полезного груза баков с расходуемыми компонентами. Обладая высоким аэродинамическим качеством, корабль может совершать боковой маневр в атмосфере до 2000 км. Кроме того, предусматривалась возможность орбитального маневрирования с “нырком” в атмосферу до высоты 80-90 км с последующим выходом на новую рабочую орбиту.