К 1965 г. из всех минавиапромовских программ осталась одна известная сегодня под названиями 50-50 и спираль, разрабатывавшаяся в ОКБ Микояна 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 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 проблем машиноведения 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.
Первый вариант отечественного ответа на американский вызов выглядел следующим образом: достаточно традиционная схема, включающая двухступенчатый носитель с пакетным разделением ступеней, 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 название НПО Энергия, академик В.П.Глушко весьма благоволил к концепции универсальной системы из множества стандартных ракетных блоков. Между тем, пятнадцатью годами раньше, в начале разработки легендарной Н1, 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 перевозку 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 состоять из трех частей: носовой (конической), с кабиной экипажа и рулевыми двигателями, средней (цилиндрической), с объемистым грузовым отсеком, и кормовой, с двигателями довыведения, орбитального маневрирования и топливом для них. В атмосферу аппарат должен был входить вперед коническим носом, с некоторым углом атаки этого достаточно, чтобы на тех скоростях получить определенное аэродинамическое качество, скользящий управляемый спуск. Посадка же предполагалась по парашютно-ракетной системе, на выдвижные опоры-амортизаторы.
Предложенная схема имела колоссальное 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 приводит к большей эффективности в эксплуатации.
А к главному недостатку малую дальность бокового маневра при спуске. Нужна же была большая, что диктовалось элементарным соображением: в отличие от американцев с их раскиданными по всему миру авиабазами (а аварийные полосы для Шаттла сооружены по всему миру, от острова Пасхи до Марокко), у нас была только территория СССР - много, но недостаточно. И только три полосы (на Байконуре, в Крыму и у озера Ханка на Дальнем Востоке)... Сесть же на них нужно было с любого витка!
Проблему пытались решить: корпус корабля стал в сечении треугольным, однако это были полумеры. В общем, схема однокилевой бесхвостки с переменной стреловидностью передней кромки крыла напрашивалась, но решающим фактором стала не аэродинамика. Как раз здесь сказалось положение догоняющих: к этому времени облик американской системы после многократных изменений был, наконец, утвержден. И сработало классическое, увы, в нашей оборонке мнение: американцы не глупее, делайте, как у них!
Промежуточный вариант ОК "Буран" предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Это обуславливалось следующим: в связи с тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, в течение суток возникало достаточно много витков, посадка с которых невозможна. Из этой ситуации могло быть два принципиальных выхода: расширить количество аэродромов (но "Буран" создавался как военный объект, а стратегические союзники были расположены "компактно" к границам СССР, Куба же была слишком близка к территории потенциального противника), либо повысить энерговооруженность атмосферного участка за счет установки ВРД. Конструкторы выбрали второй путь.
В дальнейшем (по техническим причинам) от использования на штатном ОК "Буран" ТРД в конце концов, отказались (испытав воздушно-реактивную двигательную установку в реальных атмосферных полетах самолета-аналога БТС-002), однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов (первой серии) уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в ХЧФ под установку двигателей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием.
После необходимых доработок, транспортировки на космодром, испытаний и подготовки к старту, напряженный труд десятков тысяч людей завершился триумфом 15 ноября 1988 года.
Основные характеристики МКС "Энергия-Буран"
| Орбитальный корабль "Буран": | РН "Энергия" (МКС в целом): | ||
| Характеристики | Значение | Характеристики | Значение |
| Максимальная стартовая масса (в первом полете), т | 105 (79,4) | Стартовая масса МКС, т | 2375 |
| В т.ч.: запас окислителя (кислород), тзапас горючего (циклин), т | 10,44,1 | Масса ракеты-носителя, т | 2270 |
| Первая ступень (блок "А", 4 шт.), т | 1490,4 | ||
| Масса полезного груза, выводимого в ОК на орбиту H=200 км:с наклонением i=50.7 , тс наклонением i=97 , т | 3016 | В т.ч.: запас окислителя (кислород), тзапас горючего (керосин РГ-1), т | 886,8341,2 |
| Вторая ступень (блок "Ц", 1 шт.), т | 776,2 | ||
| Посадочная масса ОК:номинальная, тмаксимальная, т | 8287 | в т.ч.: запас окислителя (кислород), тзапас горючего (водород), т | 602,3100,7 |
| Двигатель блока "А" (РД-171, 11Д521):тяга на уровне моря, тстяга в вакууме, тсудельный импульс на уровне моря, судельный импульс в вакууме, с | 740806308,5336,2 | ||
| Масса полезного груза, возвращаемого с орбиты в ОК:максимальная, тноминальная, т | 2015 | ||
| Экипаж, человек:на этапе летных испытаний (при наличии катапультных кресел)максимальный (без катапультных кресел) | 2до 10 | ||
| Двигатель блока "Ц" (4 шт.РД-0120,11Д122):тяга на уровне моря, тстяга в вакууме, тсудельный импульс на уровне моря, судельный импульс в вакууме, с | |||
| 147,6 | |||
| Продолжительность полета:номинальная, сутмаксимальная (с дополнительными баками), сут | 730 | 190353,2454,7 | |
| Диапазон возможных наклонений орбит | 50,7...110 | Геометрические характеристики МКС:общая длина, ммаксимальная ширина, ммаксимальная ширина на установщике, м | 58,76523,9224,50 |
| Высота орбиты:рабочая круговая, кммаксимальная, км | 250 ... 5001000 | ||
| Перегрузки, g:при выведении на орбиту (максимальная)при спуске в атмосферу (по номинальной траектории) | 31,6 | Геометрические характеристики РН в целом:длина, ммаксимальный поперечный размер, м | 58,76517,65 |
| Аэродинамическое качество:на гиперзвуковых скоростяхпри посадке | 1,55 | Геометрические характеристики первой ступени:длина, мдиаметр баков, м | 39,463,92 |
| Максимальная величина бокового маневра при спуске, км | 1700 | Геометрические характеристики второй ступени:длина, м | 58,765 |
| Посадочная скорость:средняя (при посадочной массе 82т), км/чмаксимальная, км/чв первом полете, км/ч | 312360263 | ||
| диаметр баков (без теплоизоляции), м | 7,75 | ||
| Кратность использования (ресурс):первая ступень, полетоввторая ступень, полетов | 101 | ||
| Маршевый двигатель орбитального маневрирования 17Д12:тяга в вакууме, тсудельный импульс в вакууме, с | 8,8362 | ||
| Геометрические характеристики: | |||
| 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 полезного груза, м | 4,70? | ||
| Кратность использования (ресурс), полетов | 100 | ||
Применение "Бурана"