«Энергия» - «Буран»

     Модифицированный блок А представляет собой свободонесущий моноплан с верхним расположением крыла. Габаритный размер центроплана крыла в зоне поворотных узлов не превышает 6 м (из условия размещения блока в "пакете" в составе носителя). V-образное оперение складывается в стартовом положении вдоль продольной оси блока и закреплено замками на центроплане крыла. Основные стойки шасси складываются в обтекатели, установленные на блоке. Воздушно-реактивный двигатель может быть установлен на пилоне, в районе центра масс блока, или внутри специального обтекателя в носовой части блока. При этом лобовой воздухозаборник имеет небольшие габариты, порядка одного калибра, выхлопной канал выполнен в виде расходящихся тоннелей. Внутри носового обтекателя расположен топливный бак с керосином, выполненный в виде тора. В развернутом положении крыло имеет удлинение 15 и сужение 1,5. В компоновке крыла применен высоконесущий профиль с относительной толщиной 17%. С целью уменьшения изгибающего момента в корневом сечении крыла и, значит, улучшения весовой отдачи применена геометрическая крутка концевых сечений, с углом закрутки 6 град. Наибольшая величина аэродинамического качества достигается при значительной величине коэффициента подъемной силы (0,7) для М=0,25.

     Основным расчетным случаем нагружения для крыла является "полет в неспокойном воздухе", для оперения - "полет в гиперзвуковом режиме". Коэффициент безопасности для всех случаев нагружения автономного полета блока принят равным 1,3. Оптимизация конструкции крыла и оперения проводилась с использованием программы REBWJN, реализующей процесс отыскания минимума целевой функции суммарного веса верхних панелей кессона и его нервюр при наличии ограничений в виде равенств - условий прочности при статическом нагружении и неравенств - конструктивно-технологических ограничений на размеры элементов методом покоординатного спуска. Рассмотрены два основных типа конструкционных материалов крыла и оперения:

     - панели, нервюры, лонжероны изготовлены из композиционного материала на основе углеволокна типа КМУ-8;

     - основные элементы кессона изготовлены, главным образом, из алюминиево-литиевого сплава типа 01450.

     Использование для оперения композиционного материала КМУ-8 снижает массу конструкции крыла на 16%.

     Проблема возвращения блоков к месту старта является сложной технической задачей, поскольку после расцепки они совершают баллистический полет протяженностью до 300 км на высоте, превышающей 80 км. Управление траекторией полета блока возможно лишь после входа его в плотные слои атмосферы, на высотах менее 30 км. При этом углы наклона траектории составляют 25-30 град., что приводит к большим величинам скоростного напора. В этой связи на первом этапе входа в плотные слои атмосферы используются небольшие значения угла крена, чтобы сделать траекторию более пологой, а после прохождения пика скоростного напора начинается интенсивный разворот к месту старта, с большими углами крена и подъемной силы. На дозвуковых режимах полета для компенсации значительного удаления от места старта необходим полет с высоким аэродинамическим качеством.

     Траектория возвращения состоит из трех основных частей:

     - участок полета на больших высотах (более 50 км) при наличии малых аэродинамических сил - этот участок можно назвать баллистической фазой;

     - участок разворота блока по направлению к месту посадки, при котором происходит резкое снижение скорости и высоты;

     - участок планирования по направлению к месту посадки при скорости с числом М меньше единицы.

     Продолжительность первого участка при скорости 1630 м/с, высоте 54 км составляет 170 с. За это время блок удаляется от старта (аэродрома посадки) на 270 км. Это удаление во второй фазе траектории возрастает, достигая 310 км. Его необходимо компенсировать на третьем участке дозвукового полета с высоким аэродинамическим качеством.

     После выполнения разворота по курсу блок совершает полет в режиме стабилизации максимального аэродинамического качества на высоте 18 км при М=1,1, а с уменьшением числа М до 0,75 для облегчения раскрытия крыльев большого удлинения совершает маневр типа "горка" с выходом на малые углы атаки.

     Траекторию возвращения при высоте 13 км можно представить состоящей из трех участков: квазистационарного планирования с высотой от 13 до 5 км, горизонтального полета на высоте 5 км (М=0,42) и планирования с этой высоты. Потребный расход топлива с учетом встречного ветра составляет 1200 кг.

     Широкий диапазон изменения режимов полета предъявляет высокие требования к контуру обеспечения устойчивости и управляемости, который должен обеспечивать хорошее качество управления по быстродействию системы, по максимально возможной развязке каналов и демпфированию. Такие же требования предъявляются к системе информационного обеспечения, в частности, к воздушно-скоростным параметрам.