Форум » Авиация » Буран » Ответить
Буран
Беркут: Идея использовать крылья на возвращаемом космическом аппарате возникла сразу же с началом полетов в космос. Это объяснялось желанием использовать потенциальные возможности земной атмосферы (в первую очередь, управляемое торможение и точное маневрирование) и тем авиационным заделом, с которым первые ракетчики пришли в космонавтику. Поэтому наличие крыльев на спускаемом аппарате, движущимся в атмосфере, выглядело простым и логичным. Первые проекты крылатых космических кораблей Во второй половине 50-х годов в ЦАГИ приступили к исследованию гиперзвуковых пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Первые официальные упоминания о "космолетах" ("космопланах") - аппаратах типа самолетов, способных летать на чрезвычайно больших высотах и в околоземном космосе - появились в 1958 году в планах Министерства обороны СССР, очерчивающих основные направления деятельности советских ВВС на ближайшие 25 лет. Предполагалось, что разрабатываемые аппараты смогут достичь скоростей свыше М=10 и высот полета более 60 км. Вскоре в ОКБ-23 и ОКБ-256 Госкомитета по авиационной технике началась разработка проектов пилотируемых "космопланов", запускаемых на орбиту трехступенчатой модификацией МБР Р-7. словные обозначения: 1 - кабина космонавтов; 2 - иллюминаторы; 3 - входной люк; 4 - приборный отсек; 5 - консоли крыла при входе в плотные слои атмосферы; 6 - хвостовое оперение В ОКБ-256 Павла Цыбина по заказу ОКБ-1 Сергея Королева, параллельно с "гагаринским" "Востоком", проектировался крылатый космический корабль (КК) "классической" аэродинамической схемы, эскизный проект которого был утвержден 17 мая 1957 года. Планирующий космический аппарат (ПКА) имел трапециевидное крыло и нормальное хвостовое оперение при стартовой массе 4,7 т, посадочной - 2,6 т и экипаже 1 человек. Расчетная продолжительность полета достигала 27 часов. КК имел длину 9,4 м, размах крыла 5,5 м, высоту по оперению 4 м и ширину фюзеляжа 3 м. Особенностью проекта было складывание крыла в аэродинамическую "тень" фюзеляжа на участке интенсивного торможения в атмосфере. Схема спуска предполагала интенсивное торможение в атмосфере с использованием подъемной силы несущего корпуса до скорости 500-600 км/ч на высоте около 20 км, затем обеспечивалось планирование с помощью раскладывающего крыла. Космонавт должен был катапультироваться перед посадкой на взлетно-посадочную полосу (ВПП). После подключения к работам ЦАГИ выяснилось, что проблемы, встающие перед разработчиками крылатых космических аппаратов, гораздо серьезнее, чем было принято считать. Так, после продувок в аэродинамических трубах выяснилось, что тепловые нагрузки на теплозащитный экран значительно превосходят расчетные, а узел шарнира поворота консолей крыла на самом теплонапряженном участке спуска находится в "застойной" зоне с практически полным отсутствием теплоотвода. Технические проблемы, связанные с точной ориентацией при спуске, сложности с теплозащитой и успешные испытания КК "Восток" определили прекращение работ по ПКА. ВКА-23 В.М.Мясищева, третий вариант (1960 г.): стартовая масса - 4,5 т при запуске на орбиту высотой 400 км, полезный груз 700 кг; экипаж 1 человек; длина 9,0 м, размах крыла 6,5 м, высота 2 м. В 1957-60 годах воздушно-космические аппараты (ВКА) М-40, М-46 и другие разрабатывались в ОКБ-23 Владимира Мясищева в рамках "Темы-48". Последний вариант ВКА-23 впервые предусматривал применение плиточной керамической теплозащиты, предназначался для одного космонавта и при запуске на орбиту высотой 400 км имел массу 4,5 т, длину 9 м, размах крыла 6,5 м, высоту по килям 2 м и был способен нести полезный груз 700 кг. Ракетоплан Р-2 разработки Владимира Челомея В 1960 г. ОКБ-23 и ОКБ-256 стали филиалами ОКБ-52 Владимира Челомея, продолжившим работу над ракетопланами. Результатом стал эскизный проект беспилотного ракетоплана Р-1 массой 6,3 т, оснащенного М-образным складным крылом переменной стреловидности, и его пилотируемого варианта Р-2. Беспилотный вариант Р-1 предназначался для проверки и отработки всех агрегатов и систем ракетоплана на орбите, в том числе систем ориентации и стабилизации, теплозащиты, срабатывания средств разделения с изучением динамики процесса расцепки, уточнения баллистических и аэродинамических параметров ракетоплана с оценкой надежности работы всех бортовых систем. На ракетоплане Р-2 предполагалась отработка космонавтом контрольно-проверочных, связных и наблюдательных функций из космоса. Полная масса ракетопланов Р-1 и Р-2 - по 6300 кг, штатная траектория полета должна была включать эллиптическую орбиту с перигеем 160 км и апогеем 290 км, полное время полета составляло 24 часа. Перегрузка на спуске должна была составить всего 3,5-4 g, в отличие от 9-11 g на спускаемом аппарате КК "Восток". Для запуска ракетопланов велась проработка собственной двухступенчатой РН А-150 со стартовым весом около 200 т. По программе разработки ракетоплана и маневрирующих боеголовок в 1961-63 годах было выполнено 12 суборбитальных запусков масштабных моделей МП-1 и М-12 на РН Р-12 разработки Михаила Янгеля (первый пуск 21.02.1963), но после снятия с руководящих постов благоволившего к Челомею Никиты Хрущева (его сын Сергей работал в ОКБ-52) 19 октября 1964 года все работы были прекращены с передачей материалов по ракетопланам в ОКБ-155 Артема Микояна. МП-1 представляла собой прообраз маневрирующей боеголовки в виде 1,8-метрового конуса массой 1,75 т, управляемого на гиперзвуковых скоростях восемью аэродинамическими щитками. Баллистическая ракета поднимала образец на 405 км, в атмосферу он входил в 1760 км от места старта со скоростью 3,8 км/с. М-12 - такой же конус, но с четырьмя стабилизаторами. Если работа над ракетопланами не спасла самостоятельность ОКБ-23 Мясищева, то патриарх отечественной авиации Андрей Туполев поступил мудрее, создав еще в 1956-57 годах внутри своего ОКБ-156 отдел "К" под руководством своего сына Алексея, поручив ему работы в области беспилотных авиационных и ракетных систем. В 1958 г. отдел "К" начал работы над ударным беспилотным комплексом "ДП" (дальний планирующий), состоящим из РН (предполагалось использовать модификации боевых Р-5, -12, -14 или Р-16) и последней ступени в виде планирующего ракетоплана с термоядерной боевой частью. Предусматривалась также разработка в ОКБ-156 собственного носителя. РН должна была забрасывать планирующий аппарат на высоту 50-100 км и придавать ему горизонтальную скорость до 20000 км/ч. После разделения ракетоплан выполнял коррекцию и летел к цели по планирующей траектории со снижением скорости и высоты полета. Аппарат должен был выйти на цель на удалении до 4000 км от точки старта, развивая скорость до М=10 (~7000 км/ч) над целью на высоте 30 км. В 1959 г. "туполевцы" приступили к рабочему проектированию экспериментального прототипа боевого комплекса "ДП" - самолета "130" (Ту-130). В окончательном виде он стал "бесхвосткой" массой 2050 кг и сравнительно небольших размеров: длина - 8,8 м, размах крыла - 2,8 м и высота - 2,2 м. В опытном производстве заложили серию из пяти экспериментальных "130", и в 1960 г. первый планер был готов к оснащению оборудованием и к стыковке с РН - модифицированной Р-12. Однако по постановлению от 5 февраля 1960 работы по "130" прекратили - его судьбу решили успехи в создании советских МБР. К этому моменту окончательный вариант комплекса "ДП" состоял из трехступенчатой РН собственной разработки со стартовым весом 240 т, и крылатого аппарата, способного доставить термоядерную боеголовку весом 3-5 т на дальность 9000-12000 км. Задел по темам "ДП" и "130" был использован в проектах ракетоплана "136" (Ту-136, "Звезда", "Красная звезда") и его орбитального варианта "Спутник". Пилотируемый "136" предназначался для одновиткового полета вокруг Земли с последующей посадкой, а "Спутник" ("137", Ту-137) для нескольких витков с последующей планирующей посадкой на ВПП аэродрома. Работы по темам "Звезда" и "Спутник" продолжались до 1963 г., не выходя за рамки эскизного проектирования. Интересно другое - в рамках "Звезды" прорабатывался вариант вывода ракетоплана на орбиту с помощью авиационно-космической системы, первая ступень которой представляла стратегический сверхзвуковой самолет ("135" или "139"), а вторая ступень - баллистическую ракету воздушного базирования с ракетопланом вместо головной боевой части. Именно этот вариант можно считать предтечей воздушно-орбитального самолета (ВОС) "Спираль", блестящий проект которого предложило ОКБ-155 Микояна 29 июня 1966 года. Мы не будем здесь подробно останавливаться на проекте "Спираль" - ему, включая и его продолжения в виде беспилотных орбитальных ракетопланов ("БОРов") - посвящен отдельный раздел сайта. Путь к "Бурану" Следующей этапной работой для советской космонавтики явилась разработка многоразовой космической системы (МКС) "Энергия-Буран", завершившаяся триумфальным беспилотным полетом и автоматической посадкой "Бурана" на ВПП космодрома Байконур 15 ноября 1988 года. Создание МКС "Энергия-Буран" (рис. справа) было самой масштабной и трудоемкой программой в истории советской космонавтики. Достаточно сказать, что в течение 18 лет над МКС непосредственно работало более миллиона человек в 1286 предприятиях и организациях 86 министерств и ведомств, были задействованы крупнейшие научные и производственные центры страны. Общие затраты на программу по состоянию на начало 1992 года составили 16,4 млрд. советских рублей. "Буран" задумывался как военная система. Вот как вспоминал об этом в 1994-м году директор головного в ракетно-космической промышленности 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 объявлена как национальная, рассчитанная на 60 пусков челнока в год, предполагалось создать 4 таких корабля; затраты на программу планировались в 5 миллиардов 150 миллионов долларов в ценах 1971 г. В дальнейшем они конечно подросли, как и у всех бывает, достигли 13 миллиардов 400 миллионов долларов. Программа была серьезная, поскольку создавались 4 стартовых комплекса, на базе Ванденберг и на мысе Кеннеди, 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 каких 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/год... Это была не просто программа создания какой-то космической системы под девизом снижения затрат на транспортные расходы (наши, нашего института проработки показали, что никакого снижения фактически не будет наблюдаться), она имела явное целевое военное назначение. И действительно, в это время начали говорить о создании мощных лазеров, лучевого оружия, оружия на новых физических принципах, которое - теоретически - позволяет уничтожать ракеты противника на расстоянии в несколько тысяч километров. Как раз вот создание такой системы и предполагалось для отработки этого нового оружия в космических условиях". Слова Юрия Александровича подтверждает заместитель Главного конструктора МКС "Буран" В.М.Филин: "Необходимость создания отечественной многоразовой космической системы как средства сдерживания потенциального противника была выявлена в ходе аналитических исследований, проведенных Институтом прикладной математики АН СССР и НПО "Энергия" в период 1971-75 гг. Было показано, что США, введя в эксплуатацию свою многоразовую систему "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 военную внезапность, связанную с появлением у потенциального противника многоразовой транспортной космической системы "Space Shuttle" - принципиально нового технического средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов". Но окончательный облик "Бурана" появился не сразу. Первоначальный вариант "ОС-120" (рисунок справа), появившийся в 1975 году в томе 1Б "Технические предложения" "Комплексной ракетно-космической программы", был практически полной копией американского шаттла - в хвостовой части корабля размещались три маршевых кислородно-водородных двигателя (11Д122 разработки КБЭМ тягой по 250 тс и удельным импульсом 353 сек на земле и 455 сек в вакууме) с двумя выступающими мотогондолами с двигателями орбитального маневрирования. МКС с орбитальным кораблем ОС-120 имела стартовую массу 2380 т и состояла из четырех модульных блоков I ступени, расположенных вокруг подвесного топливного отсека и орбитального самолета, образующих II ступень системы. Советский аналог воздушно-космического самолета "Шаттла" - "ОС-120" получался тяжелее (стартовая масса 120 т, посадочная - 89 т) за счет размещения на пилонах в хвостовой части двух РДТТ системы аварийного спасения для экстренного отделения корабля от топливного отсека. Параллельно в НПО "Энергия" рождается другой вариант, названный МТК-ВП (Многоразовый транспортный корабль вертикальной посадки), массой ~90 т, конструктивно состоящий из передней носовой части конической формы с кабиной экипажа и блоком двигателей ориентации, цилиндрического грузового отсека большого объема в центральной части, и хвостового отсека с двигательной установкой и запасами топлива. МТК-ВП должен был выводиться на орбиту РН стартовой массой 2380 т, состоящей из шести боковых модульных блоков (с уменьшенным до 250 т запасом топлива) в качестве I ступени и центрального блока с рабочим запасом топлива 455 т и кислородно-водородными ЖРД в качестве II ступени. На каждом боковом блоке устанавливался кислородно-керосиновый ЖРД РД-123 тягой по 600 тс, на центральном блоке устанавливалось два ЖРД 11Д122. Многразовый орбитальный корабль МТК-ВП: 1 - стабилизаторы; 2 - хвостовой парашютный отсек; 3 - носовой парашютный отсек; 4 - отсек полезного груза;, 5 - остекление кабины экипажа; 6 - носовой блок двигателей системы ориентации; 7 - створки перепуска воздуха; 8 - выдвижные посадочные опоры (лыжи); 9 - балансировочный щиток; 10 - двигатели довыведения и орбитального маневрирования; 11 - РДТТ САС; 12 - хвостовой блок двигателей ориентации Предполагалось, что после запуска (МТК-ВП располагался сверху РН) и работы на орбите корабль входит в плотные слои атмосферы с некоторым углом атаки и, используя небольшое аэродинамическое качество, совершает "скользящий" управляемый спуск, используя для балансировки и управления воздушные и газодинамические рули. Максимальное значение бокового маневра при спуске плюс/минус 800 км. Вертикальная скорость посадки гасится парашютной системой, вводимой в действие на высоте 12 км при скорости 250 м/с. Остаточная вертикальная скорость гасится двигателями мягкой посадки, горизонтальная скорость - выдвигаемыми опорами-амортизаторами. Проблему малого гиперзвукового аэродинамического качества, и соответственно, малой боковой дальности конструкторы к маю 1976 года решили размещением треугольных наплывов на корпусе, увеличивающихся к хвосту. Расчетная боковая дальность корабля с таким треугольным в сечении корпусом возрастала до 1800 км. Предлагалось два способа посадки МТК-ВП - вертикально на выдвигающиеся перед посадкой опоры с гашением боковой скорости или без гашения боковой скорости с посадкой на опоры-лыжи с небольшим скользящим пробегом после посадки. Именно похожую схему парашютной посадки с гашением двигателями РДТТ боковой скорости предложено использовать в бескрылом варианте нового шестиместного многоразового космического корабля "Клипер". МТК-ВП имел серьезное преимущество - отсутствовали крылья, большую часть времени бывшие паразитной массой. К достоинствам предложенной схемы можно также отнести следующее: имелся серьезный практический задел по спускаемым аппаратам с небольшим аэродинамическим качеством (КК "Союз", боеголовки баллистических ракет); имелись и давно использовались в Воздушно-десантных войсках сложные парашютные системы (с тормозными РДТТ), позволяющие осуществлять мягкую посадку тяжелых объектов; снимались жесткие требования по точности приземления; отпадала необходимость в дорогой и сложной наземной инфраструктуре (в первую очередь аэродромов); конструкция космического корабля без крыльев и оперения по сравнению с крылатым ОК конструктивно является более простой и легкой при равной прочности, имеет меньшую омываемую площадь (что снижает массу теплозащиты), более простые алгоритмы управления, что в конечном итоге, по замыслу авторов проекта, должно было привести к большей эффективности в эксплуатации Но МТК-ВП имел и серьезные недостатки. В первую очередь высокую температуру нагрева поверхности при спуске (до +19000С), что делало проблематичным его многоразовость, и длительный цикл послеполетного восстановления. Недаром впоследствии Лозино-Лозинский отзывался о МТК-ВП как о "полумногоразовом". 9 января 1976 года Генеральный конструктор НПО "Энергия" Валентин Глушко утверждает "Техническую справку", содержащую сравнительный анализ нового варианта корабля - "ОК-92", который стал дальнейшим продолжением ОС-120, но имел два главных принципиальных отличия - у него отсутствовали маршевые кислородно-водородные двигатели (они были перенесены на центральный блок РН), но появились два воздушно-реактивных двигателя (ВРД) для обеспечения возможности самостоятельных полетов в атмосфере. Это обуславливалось тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, поэтому в течении суток имелись витки, 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. И хотя новый вариант имел "родимые пятна" ОС-120 в виде раздельной двигательной установки и токсичных компонентов топлива, это был шаг вперед. После выхода Постановления N132-51 разработку планера корабля, средств воздушной транспортировки элементов МКС и системы автоматической посадки поручили специально организованному НПО "Молния", которое возглавил Глеб Лозино-Лозинский. НПО "Молния" (совместно с ЦАГИ) сразу же предложила свои варианты: корабль "305-1" со схемой "несущий корпус" на основе увеличенного в четыре раза орбитального самолета "Спираль" и крылатый вариант "305-2", близкий к варианту ОК-92. В конечном итоге ОК-92 и был принят для дальнейшей проработки, в ходе которой он сначала поменял один мощный РДТТ экстренного отделения от РН на два небольших по бокам хвостовой части, а затем "лишился" и их. ВРД (двухконтурные турбовентиляторные Д-30КП - модифицированные двигатели, широко используемые на дальнемагистральном пассажирском самолете Ил-62М) на боковых пилонах были перенесены наверх, по разные стороны от киля с заменой их на ТРД АЛ-31, и размещены в полуутопленных мотогондолах, но впоследствии были сняты и в полете "Бурана" не участвовали. Двигатели корабля были переведены на кислородно-керосиновое топливо и скомпонованы в объединенную двигательную установку. В ходе дальнейших проработок ракеты-носителя с целью повышения надежности за счет "горячего" резервирования (возможность выключения аварийного двигателя и дросселирования оставшихся) количество кислородно-водородных двигателей на центральном блоке было увеличено с трех до четырех, что позволило снизить тягу каждого с 250 до 190 тс. В то же время общая тяговооруженность всего комплекса была повышена за счет увеличения тяги кислородно-керосиновых двигателей боковых блоков с первоначальных 600 тс до 740 тс. Эти и другие доработки сделали "Буран" в конце концов таким, каким его узнал весь мир осенью 1988 года. В итоге был создан корабль с уникальными характеристиками, способный доставить на орбиту груз массой 30 т и вернуть на Землю 20 т. Имея возможность взять на борт экипаж из 10 человек, он мог весь полет выполнять в автоматическом режиме. Но мы не будем подробно останавливаться на описании "Бурана", ведь ему и посвящен весь наш сайт, для нас важнее другое - еще до его полета конструкторы уже думали о разработке многоразовых кораблей следующего поколения. Но сначала упомянем о проекте одноступенчатого воздушно-космического самолета, прорабатывавшегося в НИИ-4 (затем ЦНИИ-50) Министерства обороны группой под руководством Олега Гурко. Первоначальный проект аппарата был оборудован силовой установкой, состоящих из нескольких комбинированных прямоточных жидкостных ракетных двигателей, использующих на этапах атмосферного полета (взлет и посадка) атмосферный воздух в качестве рабочего тела. Основное отличие прямоточных ЖРД от классических ПВРД (прямоточных воздушно-реактивных двигателей) заключалось в том, что если в ПВРД набегающий поток воздуха сначала сжимается за счет кинетической энергии набегающего потока, а затем разогревается при сжигании топлива и выполняет полезную работу, истекая через сопло, то в прямоточном ЖРД воздух разогревается струей ЖРД, помещенного в воздушный тракт прямоточного двигателя. Помимо многорежимности (и возможности работы в безвоздушном пространстве как обычный ЖРД) комбинированный ЖРД на атмосферном участке создает дополнительную тягу за счет возникновения инжекционного эффекта. В качестве топлива предусматривался жидкий водород. В 1974 году у Гурко возникла новая техническая идея, позволяющая существенно снизить расход топлива за счет размещения в воздушном тракте теплообменника, нагревающего воздух теплом от бортового ядерного реактора. Благодаря такому техническому решению появилась возможность в принципе исключить расход топлива при полете в атмосфере и соответствующие выбросы в атмосферу продуктов сгорания. Окончательный вариант аппарата, получивший обозначение МГ-19 (Мясищев-Гурко, М-19, "гурколет"), был выполнен по схеме несущий корпус, обеспечивающей высокое весовое совершенство аппарата, и был оснащен комбинированной двигательной установкой в составе ядерного реактора и комбинированного прямоточного водородного ЖРД. В первой половине 1970-х годов МГ-19 рассматривался как серьезный конкурент МКС "Энергия-Буран", однако ввиду меньшей степени проработки и большей степени технического риски при реализации, а также из-за отсутствия зарубежного аналога, МГ-19 реализован не был. Тем не менее этот проект до сих пор не рассекречен, и информация о нем и по сей день крайне скудна. "После-бурановские" проекты. Многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС) В 1981-82 гг. в НПО "Молния" был предложен проект авиационно-космической системы "49" в составе самолета-носителя Ан-124 "Руслан", выполнявшего роль I ступени - воздушного космодрома, и II ступени в составе двухступенчатого ракетного ускорителя и пилотируемого орбитального самолета, выполненного по схеме "несущий корпус". В 1982 году появляется новый проект - "Бизань" и его беспилотный аналог "Бизань-Т", отличающийся от "49" одноступенчатым ракетным ускорителем. Начало эксплуатации самого большого и грузоподъемного самолета в мире Ан-225 "Мрия" позволило "Молнии" разработать проект Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС), где роль I ступени выполняет дозвуковой самолет-носитель "Мрия", а вторая ступень образована орбитальным самолетом, "сидящим верхом" на сбрасываемом топливном баке. "Изюминкой" проекта является применение двух маршевых трехкомпонентных ЖРД РД-701 на орбитальном самолете и дифференциально отклоняемые консоли крыла, как у орбитального самолета "Спираль". НПО "Энергия", используя задел по МКС "Энергия-Буран", также предложило целый ряд частично или полностью многоразовых ракетно-космических систем с вертикальным стартом с использованием РН "Зенит-2", "Энергия-М" и многоразовой крылатой разгонной ступени вертикального старта на базе "Бурана". Наибольший интерес вызывает проект полностью многоразового носителя ГК-175 ("Энергия-2") на базе РН "Энергия" со спасаемыми крылатыми блоками обеих ступеней. Также в НПО "Энергия" велись работы и над перспективным проектом одноступенчатого воздушно-космического самолета (ВКС). Конечно, отечественные авиационные фирмы не могли отстать и предложили свои концепции многоразовых транспортных космических систем в рамках научно-исследовательской темы "Орел" под эгидой Росавиакосмоса по созданию РАКСа - Российского авиакосмического самолета. Одноступенчатая "туполевская" разработка получила индекс Ту-2000, двухступенчатая "микояновская" - МиГ АКС. Но в истории нашей космонавтики существовали и бескрылые многоразовые спускаемые аппараты с малым аэродинамическим качеством, использовавшиеся в составе одноразовых космических кораблей и орбитальных станций. Наибольшего успеха в создании таких пилотируемых аппаратов достигло ОКБ-52 Владимира Челомея. Отказавшись участвовать в разработке "Бурана", Челомей начал в инициативном порядке разрабатывать собственный крылатый корабль ЛКС (Легкий космический самолет) "малой" размерности со стартовым весом до 20 т под свой носитель "Протон". Но программа ЛКС не получила поддержки, и в ОКБ-52 продолжили разработку трехместного возвращаемого аппарата (ВА) в многоразовом исполнении для использования в составе транспортного корабля снабжения (ТКС) 11Ф72 и военной орбитальной станции "Алмаз" (11Ф71). ВА имел стартовую массу 7,3 т, максимальные длину 10,3 м и диаметр 2,79 м. Масса аппарата на орбите после сброса аварийной двигательной установки - более 4,8 т, при спуске с орбиты - около 3,8 м. Суммарный "обитаемый" объем ВА - 3,5 м3. Максимальная масса возвращаемого полезного груза при запуске ТКС с экипажем - до 50 кг, без экипажа - 500 кг. Время автономного полета ВА по орбите - 3 час; максимальное время нахождения экипажа в ВА - 31 час. Оборудованный неотделяемым лобовым теплозащитным экраном и запущенный на орбиту второй раз 30 марта 1978 года под обозначением "Космос-997" (первый полет - 15 декабря 1976 года под именем "Космос-881"), именно ВА Челомея 009А/П2 стал первым в мире многоразовым космическим аппаратом. Однако по настоянию Д.Ф.Устинова программа "Алмаз" была закрыта, оставив обширный задел, использующийся и сегодня при изготовлении модулей российского сегмента МКС. С начала 1985 года подобный проект - многоразовый космический корабль "Заря" (14Ф70) - разрабатывался и в НПО "Энергия" под ракету "Зенит-2". Аппарат состоял из многоразового корабля, по форме напоминавшего увеличенный спускаемый аппарат корабля "Союз", и сбрасываемый перед сходом с орбиты одноразовый навесной отсек. Корабль "Заря" имел диаметр 4,1 м, длину 5 м, максимальную массу около 15 т при выведении на опорную орбиту высотой до 190 км и наклонением 51,60, в том числе массу доставляемых и возвращаемых грузов соответственно 2,5 т и 1,5-2 т при экипаже из двух космонавтов; 3 т и 2-2,5 т при полете без экипажа, или экипажа до восьми космонавтов. Возвращаемый корабль мог эксплуатироваться в течение 30-50 полетов. Многоразовость достигалось за счет применения "бурановских" теплозащитных материалов и новой схемы вертикальной посадки на Землю с помощью многоразовых ЖРД для гашения вертикальной и горизонтальной скоростей посадки и сотового амортизатора корпуса корабля для исключения его повреждений. Отличительной особенностью "Зари" было размещение посадочных двигателей (24 ЖРД тягой 1,5 тс каждый, работающих на компонентах перекись водорода - керосин, и 16 однокомпонентных ЖРД тягой 62 кгс каждый для управления спуском) внутри прочного корпуса корабля. Проект "Зари" был доведен до стадии завершения выпуска рабочей документации, но в январе 1989 года был закрыт из-за отсутствия финансирования. Логика развития пилотируемой космонавтики и экономические реалии России поставили задачу разработки нового пилотируемого корабля - вместительного, недорогого и эффективного транспортного средства для ближнего космоса. Таким и стал проект космического корабля "Клипер", вобравшего в себя опыт проектирования многоразовых кораблей. Будем надеяться, что у России хватит разума (а главное, средств!) реализовать новый проект и "Клипер" не разделит судьбу своих предшественников, а будет долго и надежно служить нашей космонавтике.
полная версия страницы