Система "Энергия - Буран" опередила время, промышленность не была готова к ее
использованию. Система, как и вся космонавтика, в 90-х годах подверглась
необоснованной критике дилетантов от космонавтики. Общий спад и развал
промышленности самым непосредственным образом отразился на этом проекте.
Финансирование космических исследований резко сокращалось, с 1991 года
система "Энергия-Буран" была переведена из Программы вооружений в
Государственную космическую программу решения народнохозяйственных задач.
Дальнейшее сокращение финансирования привело к невозможности проведения работ
с орбитальным кораблем "Буран". В 1992 году Российское космическое агентство
приняло решение о прекращении работ и консервации созданного задела. К этому
времени был полностью собран второй экземпляр орбитального корабля и
завершалась сборка третьего корабля с улучшенными техническими
характеристиками. Это было трагедией для организаций и участников создания
системы, посвятивших более десяти лет решению этой грандиозной задачи.
Выполняя межправительственное соглашение о стыковке корабля "Спейс Шаттл" со
станцией "Мир" в июне 1995 года, наши инженеры использовали технические
материалы по стыковке ОК "Буран" со станцией "Мир", что значительно сократило
срок подготовки. Но было обидно и горько наблюдать, что стыкуется не "Буран",
а чужой "Шаттл", хотя этой стыковкой были подтверждены все технические
решения, принятые специалистами по кораблю "Буран".
В создании орбитального корабля принимали участие около 600 предприятий почти
всех отраслей промышленности, в том числе:
НПО "Молния" (Г.Е.Лозино-Лозинский) - головной разработчик планера;
НПО АП (Н.А.Пилюгин, В.А.Лапыгин) - система управления;
НИИ КП (Л.И.Гусев, М.С.Рязанский) - радиокомплекс;
НПО ИТ (О.А.Сулимов) - телеметрические системы;
НПО ТП (А.С.Моргулев, В.В.Сусленников) - система сближения и стыковки;
МНИИ РС (В.И.Мещеряков) - системы связи;
ВНИИ РА (Г.Н.Громов) - система измерения параметров движения при посадке;
МОКБ "Марс" (А.С.Сыров) - алгоритмы участка спуска и посадки;
НИИ АО (С.А.Бородин) - пульты космонавтов;
ЭМЗ им. Мясищева (В.К.Новиков) - кабина экипажа, системы обеспечения
теплового режима и жизнеобеспечения;
КБ "Салют" (Д.А.Полухин), ЗИХ (А.И.Киселев) - блок дополнительных приборов;
КБОМ (В.П.Бармин) - системы технического, стартового и посадочного комплексов;
ЦНИИРТК (Е.И.Юревич, В.А.Лапота) - бортовой манипулятор;
ВНИИТРАНСМАШ (А.Л.Кемурджиан) - система крепления манипулятора;
НИИФТИ (В.А.Волков) - датчиковая аппаратура системы бортовых измерений;
ЦНИИМАШ (Ю.А.Мозжорин) - прочностные испытания;
НИИХИММАШ (А.А.Макаров) - испытания двигателей;
ЦАГИ (Г.П.Свищев, В.Я.Нейланд) - аэродинамические и прочностные испытания;
завод "Звезда" (Г.И.Северин) - катапультное кресло;
ЛИИ (А.Д.Миронов, К.К.Васильченко) - летающие лаборатории, горизонтальные
летные испытания;
ИПМ РАН (А.Е.Охоцимский) - средства разработки и отладки математического
обеспечения;
Уральский электрохимический комбинат (А.И.Савчук, В.Ф.Корнилов) -
электрохимический генератор;
Уральский электрохимический завод (А.А.Соловьев, Л.М.Кузнецов) - автоматика
электрохимического генератора;
ЗЭМ (А.А.Борисенко) - сборка и испытания корабля;
ТМЗ (С.Г.Арутюнов) - сборка и испытания планера;
Киевский ЦКБА (В.А.Ананьевский) -пневмогидравлическая арматура.
В решении многих научно-технических проблем при создании системы "Энергия-
Буран" активно участвовал Президент Академии наук СССР Г.И.Марчук.
В создании орбитального корабля "Буран" принимали непосредственное участие:
Проектное направление - В.А.Тимченко, Б.И.Сотников, В.Г.Алиев, В.М.Филин,
Ю.М.Фрумкин, Ю.М.Лабутин, А.А.Калашьян, В.А.Высоканов, Э.Н.Родман,
В.А.Овсянников, Е.А.Уткин, В.И.Табаков, А.В.Кондаков, А.Н.Похилько,
Б.В.Чернятьев.
Расчетно-теоретические работы - Г.Н.Дегтяренко, П.М.Воробьев, А.А.Жидяев,
В.Ф.Гладкий, В.С.Патрушев, Е.С.Макаров, А.С.Григорьев, А.Г.Решетин,
Б.П.Плотников, А.А.Дятькин, А.В.Белошицкий, В.С.Межин, Н.К.Петров,
В.А.Степанов.
Бортовые системы корабля - О.И.Бабков, В.П.Хорунов, А.А.Щукин, В.В.Постников,
Г.А.Веселкин, Г.Н.Формин, А.И.Пациора, К.Ф.Васюнин, Г.К.Сосулин,
В.Е.Вишнеков, Е.М.Райхер, Ю.Д.Захаров, Е.А.Микрин, В.А.Шаров, Э.В.Гаушус,
Ю.П.Зыбин, Ю.Б.Пуртов, А.В.Галкин, Ю.Е.Кольчугин, В.Н.Беликов, К.К.Чернышев,
А.С.Пуляткин, В.М.Гутник, В.А.Никитин, А.А.Ретин, В.А.Блинов, В.С.Овчинников,
Э.И.Григоров, А.Л.Магдесьян, С.А. Худяков, Б.А.Заварнов, А.В. Пучинин,
В.И.Михайлов, Ю.С.Долгополое, Е.Н.Зайцев, А.В.Мельник, В.В.Кудрявцев,
В.С.Сыромятников, В.Н.Живоглотов, А.И.Субчев, Е.Г.Бобров, В.В.Калантаев,
В.В.Носов, И.Д.Дордус, А.П.Александров, О.С.Цыганков, Ю.П.Карпачев,
В.Н.Куркин, И.С.Востриков, В.А.Батарин, М.Г.Чинаев, В.А.Шорин.
Объединенная двигательная установка - Б.А.Соколов, Л.Б.Простов, А.К.Аболин,
А.Н.Аверков, А.А.Аксенцов, А.Г.Аракелов, А.М.Баженов, А.И.Базарный,
О.А.Барсуков, Г.А.Бирюков, В.Г.Борздыко, Ю.Н.Васильев, М.М.Викторов,
А.С.Волков, В.В.Вольский, В.С.Градусов, Ю.Ф.Гавриков, М.П.Герасимов,
А.В.Голландцев, В.С.Голов, М.Г.Гостев, Ю.С.Грибов, Б.Е.Гуцков, А.В.Денисов,
А.П.Жадченко, А.П.Жежеря, А.М.Золотарев, Г.А.Иванов, Ю.П.Ильин, В.И.Ипатов,
А.И.Киселев, Ф.А.Коробко, В.И.Корольков, Г.В.Костылев, П.Ф.Кулиш, С.А.Макин,
В.М.Мартынов, А.И.Мельников, А.Ал.Морозов, А.Ан.Морозов, А.Д.Аокаленков,
А.В.Аысенков, В.Ф.Нефедов, Э.В.Овечка-Филиппов, Г.Г.Подобедов,
В.М.Протопопов, В.В.Рогожинский, А.В.Рожков, В.Е.Ромашов, А.А.Санин,
Ю.К.Семенов, Д.Н.Синицин, Б.Н.Смирнов, А.В.Сорокоумов, А.Н.Софийский,
Е.Н.Туманин, С.М.Тратников, С.Г.Ударов, В.Т.Унчиков, В.В.Ушаков,
Н.В.Фоломеев, К.М.Хомяков, А.М.Щербаков.
Конструкция - Э.И.Корженевский, А.А.Чернов, К.К.Пантин, А.Б.Григорян,
М.А.Вавулин, В.Д.Аникеев, А.Д.Боев, Ю.А.Гулько, В.Б.Доброхотов, Е.И.Дрошнев,
В.В.Ерпылев, Б.С.Захаров, С.А.Иванов, В.Е.Козлов, А.В.Костров, А.И.Крапивнер,
Ю.К.Кузьмин, Н.Ф.Кузнецов, В.А.Аямин, Б.А.Непорожнев, Б.А.Простаков,
И.С.Пустованов, В.И.Сенькин.
Оборудование технического комплекса и наземное оборудование - Ю.М.Данилов,
В.Н.Бодунков, В.В.Солодовников, В.К.Мазурин, Е.Н.Некрасов, О.Н.Кузнецов,
Н.И.Борисов, А.М.Гарбар.
Комплексные электрические испытания и наземная предполетная подготовка -
Н.И.Зеленщиков, А.В.Васильковский, В.А.Наумов, А.Д.Марков, А.А.Мотов,
А.И.Палицин, Н.Н.Матвеев, Н.А.Омельницкий, Г.И.Киселев, И.В.Негреев,
А.В.Покатилов, П.Е.Куликов, Э.Я.Ислямов, Б.М.Сербий, М.С.Проценко,
А.В.Чемоданов, А.Ф.Мезенов, Е.Н.Четвериков, А.В.Максимов, П.П.Масенко,
Б.М.Бугеря, А.Н.Еремычев, В.П.Кочка, А.А.Медведев, А.К.Данилов, В.В.Москвин,
В.В.Лукьянкин, В.И.Варламов, В.А.Ильенков, К.К.Трофимов, И.К.Попов,
М.А.Леднев, Г.А.Некрасов, В.В.Коршаков, Е.И.Шевцов, А.Е.Кулешов, А.Г.Суслин,
М.В.Самофалов, А.С.Щербаков, Г.В.Василька.
Управление полетом - В.В.Рюмин, В.Г.Кравец, В.И.Староверов, С.П.Цыбин,
Ю.Г.Пульхров, Е.А.Голованов, А.И.Жаворонков, В.Е.Дроботун, В.Д.Кугук,
А.Д.Быков, И.Э.Бродский.
Экономика и планирование работ - В.И.Тарасов, А.Г.Деречин, В.А.Максимов,
И.Н.Семенов.
Ведущие конструкторы - В.Н.Погорлюк, Ю.К.Коваленко, И.П.Спиридонов,
В.А.Горяинов, В.А.Капустин, Г.Г.Халов, Г.С.Бакланов, Ф.А.Титов, Н.А.Пименов.
Разработкой и исследованиями целевого применения ОК "Буран" занимались
В.Г.Алиев, Б.И.Сотников, П.М.Воробьев, В.Ф.Садовый, А.В.Егоров,
С.И.Александров, Н.А.Брюханов, В.В.Антонов, В.И.Бержатый, О.В.Митичкин,
Ю.П.Улыбышев и др.
Компоновка ОК "Буран"
1 - носовой блок двигателей управления (БДУ-Н); 2
- приборный отсек; 3,5,6,21 - блоки аппаратуры; 4
- кабина пилотов; 7 - командный отсек; 8 -
радиовысотомер-вертикаль (модуль командных приборов); 9 -
отсек полезного груза (ОПГ); 10 - блок испытательной
аппаратуры; 11 - вспомогательные силовые установки (ВСУ);
12 - двухсекционный расщепляющийся воздушный тормоз; 13
- контейнер с тормозным парашютом; 14 - базовый блок
объединенной двигательной установки (ОДУ); 15 - блоки
двигателей управления (левый и правый); 16 - бак горючего;
17 - балансировочный щиток; 18 - нижние узлы стыковки
ОК к РН на старте; 19 - бак окислителя; 20
- носовой узел стыковки ОК с РН; 22 - агрегатный отсек (АО);
23 - блоки системы терморегулирования
Герметичная кабина ОК, в которой находится и работает в полете
экипаж, размещается в носовой части фюзеляжа и имееет 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 предусмотренны
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 переж 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)
объединенной двигательной установки (ОДУ) и три вспомогательные силовые
установки (ВСУ), создающие рабочее давление в гидравлической системе ОК,
герметичный приборный отсек и другие агрегаты и обоорудование. 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).
Конфигурация ОК в автономном орбитальном полете, когда раскрыты створки,
развернуты радиаторы системы терморегулирования, открыты поля зрения
навигационных приборов и обеспечено наблюдение экипажу в сторону ОПГ,
показана далее:
Конфигурация ОК в орбитальном полете:
1- базовый блок ОДУ; 2- блоки двигателей управления (левый и правый); 3- полезный груз; 4- радиаторы системы терморегулирования (передние отведены от створок); 5- радиовысотомер-вертикаль; 6- иллюминатор наблюдения за работами в ОПГ; 7- модуль командных приборов; 8- иллюминатор контроля стыковки; 9- звездно-солнечный прибор; 10- переднее остекление; 11- носовой блок двигателей управления; 12- отсек полезного груза; 13- открытые створки ОПГ
Объединенная Двигательная Установка (ОДУ)
Объединенная двигательная установка является одной из основных бортовых
систем ОК и предназначена для выполнения всех динамических операций в полете.
В штатном (безаварийном) полете двигатели ОДУ обеспечивают
стабилизацию ОК в связке с РН (с момента включения II ступени), разделение ОК и
РН, довыведение ОК на рабочую орбиту (двумя импульсами), стабилизацию и
ориентацию ОК, орбитальное маневрирование, сближение и стыковку с другими КА,
торможение, сход с орбиты и управление спуском.
В нештатных ситуациях, т.е. при авариях на активном участке,
двигатели ОДУ используются в первую очередь для ускоренной выработки топлива
перед отделением от РН (скорость до 70 кг/с) с целью восстановления необходимой
центровки ОК (топливо может вырабатываться и после отделения от РН).
В случае экстренного отделения предусматривается срабатывание
специальных пороховых двигателей ОДУ.
Кроме чисто динамических задач ОДУ как бортовая система обеспечивает тепловое
саморегулирование, самоконтроль и аппаратурное самообеспечение, огневые
проверки, связь ОК с наземными системами, а также интеграцию с системой
электропитания по хранению и подаче жидкого кислорода.
Функционирование ОДУ в штатной (а) и в нештатных (б) ситуациях:
1- стабилизация связки ОК-РН; 2- разделение ОК и РН; 3- довыведкние на опорную орбиту; 4- динамические операции реактивной системы управления (РСУ) - ориентация, стабилизация, стыковка и т.п.); 5- орбитальное маневрирование; 6- сход с орбиты; 7- управление спуском; 8- экстренное отделение ОК от РН в нештатной ситуации, а также резервная возможность включения ОДУ на активном участке (для использования свободного объема баков); 9- выработка топлива при аварийном возвращении; 10- аварийное разделение ОК и РН и управление спуском
Впервые в мировой практике для двигательной установки КА используется
криогенный окислитель - жидкий кислород и горючее - некриогенный
синтетический углеводород синтин с повышенной эффективностью. Применение
этого экологически чистого топлива повысило удельный импульс двигателей, но
потребовало внедрения на ОК элементов криогенной техники, поскольку кислород
хранится и заправляется в жидком состоянии (температура кипения -183 С).
Особенностью является и то, что в управляющие двигатели кислород подается в
газообразном состоянии в отличии от двигателей ориентации, работающих на
жидком кислороде.
В состав ОДУ входят:
два двигателя орбитального маневрирования с тягой по 90 кН,
пустотным удельным импульсом тяги 362с и с числом включений до 5000 за
полет;
38 управляющих двигателей с тягой по 4 кН, удельным
импульсом тяги 275...295с (в зависимости от назначения) и числом включений
до 2000 за полет;
восемь двигателей точной ориентации с тягой
по 200Н, удельным импульсом 265с и с числом включений до 5000 за полет;
четыре твердотопливных двигателя экстренного отделения с тягой по 28 кН и
суммарным импульсом тяги по 35 кН с.
Двигатели ОДУ на ОК размещаются с учетом решаемых ими задач. Так, двигатели
управления, расположенные в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, обеспечивают
координатные перемещения ОК по всем осям и управление его положением в
простанстве.
Работу жидкостных ракетных двигателей и подачу в них топлива обеспечивают:
топливные баки (основные, вспомогательные и дополнительные) со
средствами наддува, заправки, термостатирования, забора жидкости в
невесомости и т.п.;
средства подачи компонентов топлива к
двигателям управления, включая средства газификации жидкого кислорода;
средства поддержания температурного режима окислителя и горючего, а также
элементов конструкции;
топливная и газовая арматура и трубопроводы;
приборы, датчики и кабели систем управления и бортовых измерений.
Основные проектные решения были найдены на базе следующих
принципиальных положений:
размещение всего запаса жидкого кислорода для маршевых и
управляющих двигателей и его хранение в едином теплоизолированном баке при
низком давлении (использование глубоко охлажденного до -210 С кислорода и
активных средств его перемешивания позволило избежать потерь на испарение
в полете в течение 15...20 сут без применения холодильной машины);
питание двигателей управления газифицированным кислородом, получаемым в
специальном газогенераторе (газификаторе) при сжиганиии в кислороде
небольшой доли горючего;
забор жидких топливных компонентов в
условиях, близких к невесомости, с помощью специальных заборных устройств
на базе мелкоячеистых (капиллярных) сетчатых блоков, расположенных в
нижних частях баков;
применение в двигателях управления
электрического зажигания, охлаждения газообразным кислородом и избыточного
содержания кислорода в камере для исключения образования сажи;
увеличение мощности маршевого двигателя (тяга 90 кН), что позволяет
использовать его для ускоренной выработки топлива в нештатных ситуациях, а
в перспективе - для повышения общей эффективности многоразовой космической
системы за счет включения на активном участке;
поддержание
теплового режима ОДУ в нормальном диапазоне собственными средствами
(практически автономно от системы обеспечения теплового режима) за счет
циркуляции горючего в теплообменном контуре, включающим основной бак;
совмещение профилактической послеполетной очистки внутренних полостей ОДУ с
огневыми контрольными испытаниями на технологическом горючем (бензине),
проводимыми при межполетном обслуживании;
интеграция ОДУ со
смежными системами, в частности с системой электропитания, по средствам
подачи и хранения жидкого кислорода;
использование при
длительных (до 30 сут) полетах микрокриогенной холодильной машины с
минимальным электропотреблением;
включение в состав ОДУ устройств
связи со стартовым комплексом, а также элементов смежных систем и
конструкций.
Маршевый двигатель
Маршевый двигатель, или двигатель орбитального маневрирования (ДОМ), используется при довыведении, коррекции орбиты, межорбитальных преходах 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 (удельный импульс 362с) обеспечиваются исключением потерь на привод турбины (схема с дозажиганием), большим геометрическим дорасширением реактивного сопла (отношение площадей =192), 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.
Для двигателей продольного перемещения, дублирующих маршевые двигатели в случае их отказа, предусматривается установка удлиненного насадка со степенью расширения =50 и соответствующим приростом удельного импульса.
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 минимльных импульсов от 0,06 до 0,12с, т.е. удельных импульсов тяги от 227 до 237с соответственно.
К основным блокам ОДУ (слева) относятся базовый (3), два хвостовых (БДУ-Н, БДУ-Л) (2) и носовой блоки (1), а также соединяющие их пневмогидравлические магистрали.
Манипулятор ОК "Буран"
Манипулятор для космического корабля "Буран" (СБМ) был разработан в
Государственном научном центре - Центральном научно-исследовательском и
опытно-конструкторском институте робототехники и технической кибернетики (ГНЦ
ЦНИИ РТК РФ) (Санкт-Петербург). На "Буране" в штатных полетах предполагалось
использовать до двух одинаковых манипулятора.
Бурановский манипулятор имеет сходную с RMS (манипулятор Space Shuttle)
кинематическую схему. Он состоит из шести вращательных степеней подвижности и
имеет одну транспортную степень (для начальной установки в грузовом отсеке
корабля). Звенья манипулятора изготовлены из углепластика.
Работа с манипулятором возможна в автоматическом и ручном режимах управления.
Технические характеристики:
Число степеней свободы: 6 вращательных
Грузоподъемность: 30 т
Рабочая зона: сфера радиусом 15.5 м
Масимальная скорость:
30 см/сек (без груза)
10 см/сек (с грузом)
Точность позиционирования: 3 см
В результате математического и натурного моделирования манипулятора выявлены
следующие особенности его движения:
Движение пустого схвата сопровождается колебаниями с амплитудой
7-10 см и частотой 0.5-1 Гц.
При работе с грузом около 1 т
амплитуда колебаний схвата за счет суммарной упругости (основная упругость
сосредоточена в шарнирах и в схвате в месте крепления груза) составила 50
см.
Остановка груза весом 1.5 т и 6 т сопровождается
колебательным переходным процессом со временем затухания порядка 2 и 4
минут соответственно.
"Буран", под ред.члена-корр.РАН Ю.П.Семенова, М.:Машиностроение, 1995, 448
стр.;
Журнал "Новости Космонавтики", М.:Видеокосмос,
1994-1998гг. (в частности, 11/152 1997, материалы о "Скиф-ДМ");
"Авиация", энциклопедия под ред.Г.Л.Свищева, М.:Большая Российская
Энциклопедия, 1994, 736 стр.
"Авиационно-космические системы",
сборник статей под ред. Г.Е.Лозино-Лозинского и А.Г.Братухина,
М.:Изд-во МАИ, 1997, 416 стр.
"Техническая информация" ОНТИ
ЦАГИ, 1421 ( 15, август 1981г.)
"Ракетно-космическая
корпорация ЭНЕРГИЯ имени С.П.Королева", Менонсовполиграф, 1996, 670
стр.
Оглавление
Введение............................. 1·Внешняя конфигурация·Внутренняя компоновка, конструкция·Двигательная установка и бортовое оборудование·Геометрические и весовые характеристики·Выведение на орбиту·Возвращение с орбитыИстория создания ОК “БУРАН”.................3
Многоразовая космическая система "Энергия - Буран" Орбитальный корабль
"Буран".............................8
Рефераты бесплатно, реферат бесплатно, сочинения, курсовые работы, реферат, доклады, рефераты, рефераты скачать, рефераты на тему, курсовые, дипломы, научные работы и многое другое.
1 - носовой блок двигателей управления (БДУ-Н); 2
- приборный отсек; 3,5,6,21 - блоки аппаратуры; 4
- кабина пилотов; 7 - командный отсек; 8 -
радиовысотомер-вертикаль (модуль командных приборов); 9 -
отсек полезного груза (ОПГ); 10 - блок испытательной
аппаратуры; 11 - вспомогательные силовые установки (ВСУ);
12 - двухсекционный расщепляющийся воздушный тормоз; 13
- контейнер с тормозным парашютом; 14 - базовый блок
объединенной двигательной установки (ОДУ); 15 - блоки
двигателей управления (левый и правый); 16 - бак горючего;
17 - балансировочный щиток; 18 - нижние узлы стыковки
ОК к РН на старте; 19 - бак окислителя; 20
- носовой узел стыковки ОК с РН; 22 - агрегатный отсек (АО);
23 - блоки системы терморегулирования
Герметичная кабина ОК, в которой находится и работает в полете
экипаж, размещается в носовой части фюзеляжа и имееет 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 предусмотренны
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 переж 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)
объединенной двигательной установки (ОДУ) и три вспомогательные силовые
установки (ВСУ), создающие рабочее давление в гидравлической системе ОК,
герметичный приборный отсек и другие агрегаты и обоорудование. 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).
Конфигурация ОК в автономном орбитальном полете, когда раскрыты створки,
развернуты радиаторы системы терморегулирования, открыты поля зрения
навигационных приборов и обеспечено наблюдение экипажу в сторону ОПГ,
показана далее:
