Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

Учитывая опыт создания ракеты Н1, решено было построить стенд для натурной отработки всего пакета двигателей. Старые старты на площадке 110, к сожалению, не позволяли приспособить их к проведению огневых стендовых испытаний – силовая схема старта не удерживала испытательный пакет на земле. Поэтому для этих целей рядом со стартовым комплексом был возведен универсальный комплекс стенд-старт УКСС (площадка 250). На нем можно было не только проводить огневые испытания собранной ракеты-носителя, но и осуществлять ее запуск. Универсальный комплекс стенд-старт создавался в два этапа. На первом этапе стенд должен был обеспечивать наземную отработку «холодными» испытаниями и огневыми стендовыми пусками, проведение огневых технологических испытаний блока Ц и модульной части блока А в составе технологического пакета проведение «холодных» и огневых стендовых испытаний ракеты в целом. На втором этапе универсальный комплекс стенд-старт должен обеспечивать подготовку и проведение пусков ракеты-носителя «Энергия» и перспективных ракет на ее базе с суммарной тягой двигателей до 4500 тонн.

В момент запуска многоразовой транспортной космической системы «Энергия» – «Буран» включаются все двигатели первой и второй ступеней ракеты-носителя «Энергия», которые развивают суммарную тягу 3550 тонн. Масса комплекса в момент старта составляет 2370 тонн. После выработки топлива через 146 секунд после старта на высоте 52 км блоки А первой ступени попарно отделяются, совершают спуск на парашютах и мягко приземляются в степях под Джезказганом. Блок Ц обеспечивает выведение орбитального корабля на переходную орбиту, после чего отделяется на высоте около 150 км и сгорает в атмосфере, а оставшиеся его обломки падают в Тихий океан. Расстояние от старта до этой точки, находящейся в акватории Тихого океана, примерно равно полупериметру земного шара. Вторая ступень не выводится на орбиту, чтобы не засорять космос. С помощью двойного включения двигателей орбитального маневрирования формируется рабочая орбита. Таким образом, схема полета полностью повторяет шаттл. Расчетная высота опорной орбиты «Бурана» составляет 250 км (при грузе 30 тонн и заправке топливом 8 тонн). При заправке топливом в количестве 14 тонн возможен переход на орбиту высотой 450 км с грузом 27 тонн.

При отказе на этапе выведения одного из маршевых ЖРД 1-й или 2-й ступени ракеты-носителя ее БЦВМ «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 ракеты-носителя с ОК на траекторию возврата в район старта с последующим отделением орбитального корабля и посадкой его на основной аэродром. При нормальном запуске 2-я ступень ракеты-носителя, конечная скорость которой меньше первой космической, продолжает полет по баллистической траектории до падения в Тихий океан.

Для схода с орбиты орбитальный корабль разворачивается на 180, то есть хвостом вперед, после чего на непродолжительное время включаются двигатели орбитального маневрирования и сообщают ему необходимый тормозной импульс. ОК переходит на траекторию спуска, снова разворачивается на 180 (носом вперед) с учетом входа в атмосферу под углом атаки 39, обеспечивающим допустимый тепловой режим. Атмосферный участок спуска и посадки орбитального корабля в штатном случае начинается с высоты порядка 100 км и заканчивается его остановкой на посадочной полосе аэродрома.

После входа в атмосферу на высоте порядка 100 км орбитальный корабль выполняет планирование с большим углом атаки 30-40. Основное аэродинамическое торможение корабля происходит на высоте от 100 до 20 км. Задачей спуска от 100 до 20 км является выход орбитального корабля в заданную точку начала предпосадочного маневра с одновременным соблюдением ограничения перегрузок и аэродинамического нагрева. Орбитальный корабль при спуске с орбиты примерно на 20 минут прекращает радиосвязь с Землей, так как он летит в облаке плазмы и выходит из нее на высоте 40 км и на расстоянии порядка 400 км от посадочной полосы. На высоте 40-20 км орбитальный корабль выводится в зону приема сигналов радиокоррекции. До высоты 20 км на участке спуска осуществляется совместное газодинамическое с помощью 20 управляющих двигателей, размещенных в хвостовой части фюзеляжа, и аэродинамическое управление, а на заключительном этапе полета используются только аэродинамические органы управления (элевоны, работающие в режиме руля высоты и в режиме элевонов, и балансировочный щиток). При достижении скорости, соответствующей М=12, угол атаки постепенно уменьшается с 39 до 10 к концу участка спуска, что позволяет увеличить аэродинамическое качество ОК. Начиная с М=10 для обеспечения необходимой балансировки и увеличения устойчивости движения раскрываются створки воздушного тормоза, угол раскрытия которых до скорости, соответствующей М не менее 0,8, изменяется по заданной программе. 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 управления. Управляющие двигатели рыскания работают на спуске до высоты 20 км – начала участка предпосадочного маневрирования, которое включает погашение скорости в так называемом цилиндре рассеивания энергии. На участке приведения к аэродрому с высоты 20 км осуществляется компенсация ошибок, накопленных до получения сигналов радиокоррекции. После этого корабль приводится на траекторию предпосадочного планирования с минимальными отклонениями по продольной и боковой дальности, углу курса и углу наклона траектории. В связи с безмоторной посадкой вертикальная скорость при снижении орбитального корабля составляет 50-60 м/с.

Заключительной фазой участка спуска в атмосфере являются заход на посадку на высоте 6000-500 метров, первое выравнивание на высоте 500-200 метров, полет по пологой глиссаде на высоте 200-25 метров, второе выравнивание на высоте 25 метров и собственно посадка ОК на ВПП с заданными параметрами движения по двухглиссадной схеме.

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. Вследствие того, что боковая дальность реализуется в основном на участке гиперзвукового планирования с постоянным углом атаки, где управление траекторией и рассеиванием энергии осуществляется только через изменение скоростного крена, балансировочное аэродинамическое качество корабля на этом участке при углах атаки 40-30 должно находиться в диапазоне 1,05–1,4. Требование к величине максимальной боковой дальности спуска (до 2000 км) определено с учетом минимизации числа витков, с которых посадка на территории нашей страны невозможна, а также обеспечения аварийной посадки с первого витка для орбит высоких наклонений. В то же время конфигурация летательного аппарата 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 в зависимости от направления и силы ветра и состояния поверхности ВПП составляет 1100 – 1900 метров, для торможения на пробеге используется трехкупольный тормозной парашют парашютов крестообразной формы площадью 25 м2 каждый, также тормоза колес основных стоек шасси и воздушный тормоз, используемый в качестве резервного при ручном управлении.