Буран

Буран

Омский авиационный техникум им. Н. Е. Жуковского

Р Е Ф Е Р А Т

по дисциплине «Аэродинамика»

тема: «Буран»

Выполнил:

Проверил:

ст. гр. С-66

преподаватель

Макаренко Е. В.

Калашникова В. Э.

2003

В ПОЛЕТЕ ОРБИТАЛЬНЫЙ КОРАБЛЬ "БУРАН"

СООБЩЕНИЕ ТАСС

15 ноября 1988 года в Советском 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 успех отечественной науки и техники,

открывающий качественно новый этап в советской программе

космических исследований.

"БУРАН" - советский крылатый орбитальный корабль

многоразового использования. Предназначен для выведения на

орбиту вокруг Земли различных космических объектов и их

обслуживания; доставки модулей и персонала для сборки на орбите

крупногабаритных сооружений и межпланетных комплексов; возврата

на Землю неисправных или выработавших свой ресурс спутников;

освоения оборудования и технологий космического производства и

доставки продукции на Землю; выполнения других грузопассажирских

перевозок по маршруту Земля-космос-Земля, решения ряда оборонных

задач.

15 ноября 1988 года орбитальный корабль "Буран"

совершил в полностью автоматическом режиме управления свой

первый вылет в космос продолжительностью 205 минут, положив

начало новому направлению в развитии отечественной космонавтики

- созданию многоразовых воздушно-космических летательных

аппаратов.

Успешное выполнение полета и высокоточная посадка в

условиях штормового предупреждения метеорологов позволяет

сделать вывод, что в целом предполетные аэродинамические

характеристики ОК, полученные в результате выполнения обширной

программы комплексных расчетно-теоретических и экспериментальных

исследований, следует считать достаточно достоверными.

Анализ результатов полета представляет самостоятельный

интерес и изложен ниже предельно кратко.

Комплексная обработка внешне траекторных измерений,

телеметрической информации, результатов зондирования атмосферы и

данных метеообстановки в районе аэродрома посадки позволила

определить силовые, моментные и балансировочные аэродинамические

характеристики планера и сравнить их с расчетными, определенными

по дополетной аэродинамике в фактических условиях реального

полета.

Аэродинамическая компоновка

Планер ОК по внешнему виду и составу элементов напоминает

обычный самолет схемы "бесхвостка" и состоит из фюзеляжа, крыла,

снабженного элевонами, функционирующими как рули высоты при

управлении по тангажу и как элероны при управлении по крену,

вертикального оперения с рулем направления, конструктивно

состоящим из двух расщепляющихся створок, работающих при

раскрытии в режиме воздушного тормоза, а также балансировочного

щитка в хвостовой части для обеспечения балансировки и разгрузки

элевонов на гиперзвуковых скоростях и больших углах атаки, где

их отклонения ограничены температурным фактором.

К особенностям конфигурации крыла следует отнести его

двойную стреловидность, что обеспечивает необходимые несущие

свойства и благоприятное изменение аэродинамических

характеристик на сверхзвуковых и трансзвуковых скоростях полета.

Профиль крыла ОК по сравнению с профилями, применяющимися в

современной сверхзвуковой авиации, отличается большей толщиной и

большим радиусом передней кромки, что уменьшает температуру

нагрева конструкции при входе и полете в плотных слоях

атмосферы. Для управления по крену и рысканию при полете на

больших скоростях и больших углах атаки, когда руль направления

неэффективен, используется реактивная система управления ОК,

двигатели которой расположены в двух блоках в хвостовой части

фюзеляжа.

В процессе оптимизации аэродинамических характеристик

планера были проведены многочисленные экспериментальные

исследования параметрических моделей ОК на дозвуковых,

трансзвуковых, сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях в

аэродинамических трубах ЦАГИ, которые определили влияние на

аэродинамические характеристики формы профиля крыла, его

стреловидности по передней кромке наплыва и основной трапеции,

формы носовой части и хвостовой части, профиля и габаритных

размеров вертикального оперения и установки внешних элементов.

По результатам исследований были выбраны:

- крыло со стреловидностью 450 по основной трапеции, 780

по наплыву, с симметричным базовым профилем, максимальная

толщина которого, равная 12% хорды, расположена на 40% ее длины;

- фюзеляж с цилиндрической подрезкой по нижней

образующей хвостовой части в боковой проекции, равной 140;

- вертикальное оперение с чечевицеобразным профилем,

максимальная толщина которого расположена на 60% длины хорды

Анализ характеристик показал, что максимальное

балансировочное значение аэродинамического качества К на

дозвуковом режиме полета равно 5,6, а на гиперзвуковом режиме -

1,3 и что полученные аэродинамические характеристики

обеспечивают продольную балансировку ОК на гиперзвуковых,

сверхзвуковых, трансзвуковых и дозвуковых режимах полета за счет

отклонения элевонов в диапазоне от –350 до +200,

балансировочного щитка от –100 до +200 и раскрытия воздушного

тормоза до 870 .

По своему назначению ОК "Буран" является многоцелевым

транспортным воздушно-космическим летательным аппаратом. Как

"грузовик" корабль должен совершать челночные операции по

транспортировке экипажей и грузов заданных масс и габаритов на

трассе "Земля – Орбита - Земля".

Как воздушно-космический, двухсредный летательный аппарат

ОК должен, завершая полет, выполнять управляемый планирующий

спуск из космоса с погружением в плотные слои атмосферы и

посадкой в заданной точке земной поверхности. При этом

требования безопасности экипажа, сохранности груза и

многоразового использования определили авиационный тип посадки с

приземлением на бетонную взлетно-посадочную полосу (ВПП)

конечных размеров.

Указанные факторы и отечественный опыт создания

орбитального самолета предопределили облик корабля и его

комплексно-рациональную аэродинамическую компоновку как

низкоплана схемы "бесхвостка" с центральным расположением

вертикального оперения.

Кабинный модуль с остеклением, обеспечивающим экипажу

возможность визуальной посадки, средняя часть фюзеляжа, заданная

геометрией цилиндрического отсека полезного груза размером 4,6 х

18 м, и кормовой отсек, в котором размещена объединенная

двигательная установка с наружными блоками двигателей реактивной

системы управления - эти основные агрегаты фюзеляжа сформировали

его внешние обводы и определили площадь донного среза.

Низкое расположение крыла двойной стреловидности,

интегрированного с фюзеляжем, образует по нижним обводам общую

несущую поверхность, отвечающую требованиям продольной

балансировки на гиперзвуковых скоростях и теплозащиты планера

при прохождении теплового барьера, и обеспечивает наиболее

рациональные компоновку и конструктивно-силовую схему корабля.

Компоновочная схема "низкоплан" дает возможность максимально

использовать экранный эффект на посадке при подходе к

поверхности ВПП и приземлении.

Органы аэродинамического управления по тангажу, крену и рысканью

обычны для схемы "бесхвостка" - это двухсекционные элевоны на

консолях крыла и руль направления на киле. Кроме них орбитальный

самолет имеет два дополнительных органа управления, специфичных

для воздушно-космического планера.

На обрезе кормовой части фюзеляжа расположен

балансировочный щиток, который в исходном положении представляет

собой продолжение нижней поверхности фюзеляжа. Он предназначен

для корректировки балансировочного положения элевонов и их

разгрузки при изменении центровки в пределах заданного

эксплуатационного диапазона.

Руль направления выполнен расщепляющимся на две створки и при

раскрытии работает как воздушный тормоз, что при бездвигательном

планировании дает возможность управления траекторией и скоростью

полета путем изменения аэродинамического сопротивления и, тем

самым, аэродинамического качества. Вследствие верхнего

расположения воздушный тормоз при раскрытии создает моменты на

кабрирование. Парирование их с помощью элевонов приводит к

созданию дополнительной подъемной силы на режимах посадки,

исключает характерные для самолетов схемы "бесхвостка" потери на

балансировку.

Компоновка

1 - стыковочный узел;

2 - носовая часть фюзеляжа (НЧФ);

3 - переходный отсек;

4 - герметичный модуль кабины;

5 - носовой блок двигателей управления;

6 - средняя часть фюзеляжа (СЧФ);

7 - хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ);

8 - створки отсека полезного груза с панелями

радиационного теплообменника

Герметичная кабина ОК, в которой находится и работает в

полете экипаж, размещается в носовой части фюзеляжа и имеет два

этажа: верхний - командный отсек (КО) и нижний - бытовой отсек

(БО), под которым расположен агрегатный отсек с не требующим

постоянного доступа оборудованием.

Командный отсек в своей передней части имеет два рабочих

места (РМ-1 и РМ-2), оснащенных катапультными креслами. В

конструкции кабины предусмотрены аварийные выходы, образующиеся

с помощью взрывных шнуров.

Вариант кабины, рассчитанный на экипаж из четырех человек

с индивидуальными средствами спасения, отличается тем, что в

передней части БО (аварийные выходы перед остеклением кабины)

устанавливаются два дополнительных катапультных кресла, а

приборные отсеки переносятся к задней стенке кабины.

Снаружи на задней стенке кабины установлен модуль

командных приборов (МКП), внутри которого находятся

гиростабилизированные платформы (ГСП) системы управления (СУ).

Справа на МКП установлен блок звездных датчиков, имеющий

открывающуюся в полете крышку. Слева размещен радиовысотомер-

вертикаль. Над МКП размещена навигационная измерительная

визуальная система, внешняя и внутренняя части которой

установлены на специальном промежуточном иллюминаторе задней

стенки кабины.

На обшивке носовой части фюзеляжа (НЧФ) вокруг кабины и

перед ней установлено большинство антенн радиотехнических систем

корабля. Каждая антенна или их группа монтируется в вырезе

металлической обшивки и закрывается радиопрозрачной вставкой. В

передней области НЧФ носовой блок двигателей управления. На

задней стенке кабины и частично на передней размещены платы

электроразъемов, а также разъемы пневмогидросвязей. Под кабиной

проложены транзитные кабели и трубопроводы, соединяющие, минуя

кабину, агрегаты и аппаратуру НЧФ и других частей фюзеляжа.

Отсек полезного груза (ОПГ) расположен в средней части

фюзеляжа от задней стенки кабины (от соответствующего шпангоута)

до перегородки, отделяющей среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) от

хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ). В нижней зоне СЧФ между

шпангоутами расположены приборы и агрегаты систем, в том числе

системы электропитания (баки с жидким водородом и кислородом,

приборный модуль и электрохимические генераторы тока), в верхней

части - створки ОПГ (четыре секции по каждому борту со

смонтированными на них радиаторами системы терморегулирования),

открывающиеся на две стороны. Сбоку к СЧФ крепятся консоли крыла

с элевонами - аэродинамическими рулями, совмещающими функции

управления по каналам тангажа и крена, и нишами с установленными

в них основными стойками шасси. Ниша передней стойки расположена

сразу за кабиной экипажа на СЧФ.

В хвостовой части фюзеляжа размещены базовый блок (ББ)

объединённой двигательной установки и три вспомогательные

силовые установки, создающие рабочее давление в гидравлической

системе ОК, герметичный приборный отсек и другие агрегаты и

оборудование. ВСУ располагаются вблизи передней стенки ХЧФ по

правому и левому бортам. Два хвостовых блока (левый и правый)

двигателей управления ОДУ крепятся консолью на шпангоуте донного

среза ХЧФ, на котором устанавливается и ББ. В нижней части ХЧФ

размещен балансировочный щиток, а в верхней - киль с рулем

направления/воздушным тормозом. В раннем варианте компоновки для

повышения маневренных возможностей ОК при посадке, в частности

при ручном управлении, предполагалось оснащение ОК двумя

турбореактивными двигателями с их установкой на ХЧФ по бокам от

киля (это хорошо видно на летавшей модели аналоге ОК БОР-5 и на

самолете-аналоге БТС-02 ОК-ГЛИ).

Двигательная установка и бортовое оборудование

Объединенная двигательная установка (ОДУ) обеспечивает

довыведение ОК на опорную орбиту, выполнение межорбитальных

переходов (коррекций), точное маневрирование вблизи

обслуживаемых орбитальных комплексов, ориентацию и стабилизацию

ОК, его торможение для схода с орбиты. ОДУ состоит из двух

двигателей орбитального маневрирования (на рис. справа),

работающих на углеводородном горючем и жидком кислороде, и 46

двигателей газодинамического управления, сгруппированных в три

блока (один носовой блок и два хвостовых). Более 50 бортовых

систем, включающих радиотехнические, ТВ и телеметрические

комплексы, системы жизнеобеспечения, терморегулирования,

навигации, энергоснабжения и другие, объединены на основе ЭВМ в

единый бортовой комплекс, который обеспечивает продолжительность

пребывания "Бурана" на орбите до 30 суток. Теплота, выделяемая

бортовым оборудованием, с помощью теплоносителя подводится к

радиационным теплообменникам, установленным на внутренней

стороне створок грузового отсека, и излучается в окружающее

пространство (в полете на орбите створки открыты).

Маршевый двигатель, или двигатель орбитального

маневрирования (ДОМ), используется при довыведении, коррекции

орбиты, межорбитальных переходах и торможении при сходе с

орбиты. Маршевый двигатель представляет собой ЖРД многократного

включения с насосной системой подачи компонентов топлива,

выполненной по схеме с дожиганием генераторовного газа,

нормально функционирующий в условиях вакуума и невесомости.

Высокие энергетические параметры двигателя обеспечиваются

исключением потерь на привод турбины (схема с дозажиганием),

большим геометрическим дорасширением реактивного сопла,

минимальными потерями в камере сгорания и реактивном сопле,

рациональной системой охлаждения и сокращением выбросов. В

качестве пускового горючего для воспламенения топлива в

газогенераторе и камере используется металлоорганическое

соединение.

Для двигателя характерны умеренная напряженность

внутрикамерного процесса (давление в камере 7,85 МПа),

использование форсуночной головки, имеющей концентрические

кольцевые смесительные элементы для получения равномерного

потока в камере, высотного соплового насадка радиационного

охлаждения из ниобиевого сплава, изготовляемого методом раскатки

(без сварки), центростремительной турбины, работающей на

генераторном газе при умеренной (около 460 С) температуре.

Крепление камеры в кардановом подвесе обеспечивает ее качание в

двух плоскостях на 6 от номинального положения.

Управляющий двигатель (УД) представляет собой

однокамерный газожидкостный импульсный ЖРД высокого

быстродействия на газифицированном кислороде и углеводородном

горючем - синтине и работает в импульсных и стационарных режимах

с длительностью включения от 0,06 до 1200 с как в орбитальном

полете, так и при спуске в атмосфере до высоты 10 км, что

позволяет использовать его как дублера маршевого двигателя и

двигателей ориентации.

Для воспламенения компонентов топлива используется

электрическая система зажигания индуктивного типа. Камера

сгорания и часть сопла охлаждаются регенеративно и через завесу

окислительным газом, выходная часть сопла - радиационно, клапаны

и свеча - прокачкой основного горючего в замкнутом контуре

терморегулирования ОДУ.

Быстродействие УД характеризуется временем набора 90%

тяги, равным 0,06с, такой же минимальной продолжительностью

включения и частотой включения до 8Гц. Минимальный удельный

импульс двигателя в импульсных режимах 180с. Гарантированный

ресурс двигателя составляет 26000 включений и более 3 ч работы

(с дальнейшим увеличением по мере набора статистики). Двигатель

ориентации по принципиальной схеме и составу в основном

аналогичен УД.

Для исключения образования сажи предусматривается

повышенное соотношение компонентов топлива в двигателе

(3,5....4),т.е. избыток кислорода.

Основным режимом работы ДО является выдача минимальных

импульсов от 0,06 до 0,12с, т.е. удельных импульсов тяги от 227

до 237с соответственно.

Геометрические и весовые характеристики

Длина "Бурана" составляет 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

грузового отсека 4,6 м, его длина 18 м. Стартовая масса ОК до

105 т, масса груза, доставляемого на орбиту, до 30 т,

возвращаемого с орбиты - до 15 т. Максимальный запас топлива до

14 т. Большие габаритные размеры "Бурана" затрудняют

использование наземных средств транспортировки, поэтому на

космодром он так же, как и блоки РН доставляется по воздуху

модифицированным для этих целей самолетом ВМ – Т

экспериментального машиностроительного завода им. В.М. Мясищева

(при этом с "Бурана" снимается киль и масса доводится до 50 т)

или многоцелевым транспортным самолетом Ан-225 в полностью

собранном виде.

Наземная подготовка

Наземная подготовка к полету орбитального корабля (ОК)

включала:

- проверку правильности функционирования бортовых систем

и агрегатов при их совместной работе в составе ОК;

- диагностику выявленных неисправностей с последующей

заменой забракованной бортовой или наземной материальной части и

корректировкой программно-математического обеспечения или

эксплутационной документации, необходимыми перепроверками;

- заключительные операции с бортовыми системами после

завершения полного объема испытаний на технической позиции (ТП)

ОК с обеспечением технической готовности ОК к стыковке с РН;

- механическую и электрическую стыковки ОК с РН и

совместные проверки на ТП РН;

- заправку высококипящими компонентами топлива и газами,

установку химических источников тока на ТП многоразового ракетно-

космического комплекса (МРРК) с обеспечением технической

готовности ОК к вывозу в составе МРКК на стартовый комплекс

(СК):

- все необходимые технологические операции по

предварительной подготовке ОК в составе МРКК к запуску на СК и

его запуск.

[pic]

Транспортировка ОК "Буран"

Сначала собранный на Тушинском машиностроительном заводе

(ТМЗ) планер ОК "Буран" готовится к отправке на космодром: ему

предстоит транспортировка по земле, по воде и воздуху. Для этого

с корабля снимается вертикальное оперение, часть бортового

оборудования, устанавливается хвостовой обтекатель. Фюзеляж

орбитального корабля длиной около 40 метров, с крыльями размахом

24 метра и массой около 50 тонн на специальной транспортной

тележке подвозят к специально возведенному причалу на берегу

Москва-реки. Именно для транспортировки "Бурана" по суше вдоль

всего маршрута в Тушинском районе Москвы целый ряд улиц

подвергся серьезной реконструкции: они были расширены,

перекрестки спрямлены, изменены маршруты трамвайных и

троллейбусных линий.

Далее груз закатывают на специально приспособленную

баржу, оборудованную балластными цистернами для изменения осадки

(для беспрепятственного прохождения под мостами), и по Москва-

реке доставляют на подмосковный аэродром. На весь период

перевозки от ТМЗ до аэродрома планер "Бурана" закрыт специальным

чехлом, изменяющим (в целях секретности) форму и конфигурацию

груза.

[pic]

Страницы: 1, 2, 3