«Энергия» - «Буран»

     Вероятность возникновения такого рода ситуаций, при достаточно высокой надежности системы, весьма мала.

     Как показали проработки, горизонтальные летные испытания второй ступени целесообразно провести с использованием самолета "Мрия". Проработаны вопросы подъема ступени на высоту 7-8 км с последующим сбросом в самостоятельный полет. Методом математического моделирования, с использованием банка аэродинамических данных, определены динамические характеристики связки из самолета и ступени в совместном полете, процессы разделения с учетом интерференции каждого из изделий и посадка ступени по глиссаде, аналогичной штатному полету ступени. По результатам расчетов определены требования по установке ступени на самолете, по взаимодействию систем управления самолета и ступени в совместном полете и при разделении.

     Опыт работы по ракетно-космической системе 'Энергия"-"Буран" показал, что создание полностью многоразовой системы близко к реальному воплощению.

     На начальном этапе проектирования были рассмотрены три варианта аэродинамической компоновки "крылатого" блока Ц с площадью консолей крыла 180 м2 - аналогично "Бурану", 250 м2 - по геометрии подобное "Бурану" и 300 м2 - с большей стреловидностью, равной 60 град., и наплывом. Аэродинамические характеристики для этих компоновочных схем при гиперзвуковых и сверхзвуковых скоростях до М=4 определялись расчетом с использованием программного модуля "Энергия-2" пакета прикладных программ "Высота" разработки НПО "Энергия", а при умеренных скоростях М=4,0-4,1 использовался комплекс программ "Компас" разработки ЦАГИ. Расчеты показали хорошее согласование с экспериментом и данными, полученными для "Бурана". На начальной стадии работы было совсем не очевидно, каким образом для такого длинного цилиндрического корпуса с крылом, каковым является блок Ц, можно решить задачи балансировки, устойчивости и управляемости на гиперзвуке при больших углах атаки -35-40 град. при сверхзвуковых скоростях и на участке трансзвукового и посадочного режимов полета.

     Одной из основных задач предварительного этапа было также рассмотрение возможности создания технологичной теплозащиты с приемлемыми весовыми характеристиками и лишенной недостатка "плиточной" теплозащиты - трудоемкости изготовления и большой стоимости, свойственных "Бурану" и "Спейс Шаттлу". Для расширения класса используемых теплозащитных материалов, при формировании условий движения на участке спуска, вводились ограничения по температуре поверхности цилиндрической части корпуса - не более 1170 град.С.

     Проектные проработки, которые велись параллельно, указывали на то, что вес возвращаемого блока, включающего авиационные средства посадки, близок к весу космического корабля "Буран". В процессе поиска рациональной компоновочной аэродинамической схемы было показано, что для обеспечения заданных режимов по температуре, боковому маневру, глиссаде и скорости посадки при спуске можно ограничиться площадью консолей крыльев, близкой к той, чем располагает "Буран".

     В этой связи в дальнейших модификациях геометрии крылатого блока Ц был заложен принцип максимального заимствования авиационных средств "Бурана". Сюда относятся консоли крыла, элевоны, киль и другие элементы.

     Однако, как показали расчеты и эксперименты, для заданных центровок практически оказалось невозможным обеспечить балансировочные режимы в продольном канале на гиперзвуке, трансзвуке и при посадке. Напрашивался вывод о необходимости уменьшения удлинения корпуса и повышения эффективности щитка. Трудности, которые возникли с путевой устойчивостью для длинного корпуса при сверхзвуковых скоростях, также оказались практически непреодолимыми. Решение задачи упрощалось с уменьшением удлинения корпуса.

     Вариант крылатого блока Ц изменяемой длины, когда на участке выведения удлинение составляет 7,6, а при спуске с орбиты головной обтекатель "накатывается" на цилиндрическую часть, и блок укорачивается примерно до 5,7. Решение задачи в области аэродинамики в этой связи сузилось.

     Исследования аэродинамических характеристик велись для широкого класса форм и геометрии носовых частей, при различном расположении и заклинении крыла на цилиндрическом корпусе, для различных вариаций площади наплыва, формы и геометрии крыла с целью получения приемлемых моментных характеристик при переходе от гиперзвука к трансзвуку и обеспечения условий посадки. Для решения путевой устойчивости, наряду с концевыми шайбами на крыльях, рассматривались несколько вариантов киля, включая киль "Бурана" с воздушным тормозом, установленный на стабилизаторе.

     Расчеты аэродинамических характеристик сопровождались экспериментальными исследованиями в аэродинамических трубах ЦДГИ на моделях (масштаб 1:200) в диапазоне чисел М=0,6-10. Выбранный вариант компоновки исследовался на модели масштаба 1:50 в диапазоне чисел М=0,4-4. Здесь по широкой программе исследовалась и эффективность органов управления: элевонов, щитка, киля и воздушного тормоза.