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), т | 10,4 | Масса ракеты-носителя, т | 2270 | |
| запас горючего (циклин), т | 4,1 | первая ступень (блок "А", 4 шт.), т | 1490,4 | |
| Масса полезного груза, выводимого в ОК на орбиту H=200 км: | в т.ч.: запас окислителя (кислород), т | 886,8 | ||
| с наклонением i=50.7 , т | 30 | запас горючего (керосин РГ-1), т | 341,2 | |
| с наклонением i=97 , т | 16 | вторая ступень (блок "Ц", 1 шт.), т | 776,2 | |
| Посадочная масса ОК: | в т.ч.: запас окислителя (кислород), т | 602,3 | ||
| номинальная, т | 82 | запас горючего (водород), т | 100,7 | |
| максимальная, т | 87 | Двигатель блока "А" (РД-171, 11Д521): | ||
| Масса полезного груза, возвращаемого с орбиты в ОК: | тяга на уровне моря, тс | 740 | ||
| максимальная, т | 20 | тяга в вакууме, тс | 806 | |
| номинальная, т | 15 | удельный импульс на уровне моря, с | 308,5 | |
| Экипаж, человек: | удельный импульс в вакууме, с | 336,2 | ||
| на этапе летных испытаний (при наличии катапультных кресел) | 2 | Двигатель блока "Ц" (4 шт.РД-0120,11Д122): | ||
| максимальный (без катапультных кресел) | до 10 | тяга на уровне моря, тс | 147,6 | |
| Продолжительность полета: | тяга в вакууме, тс | 190 | ||
| номинальная, сут | 7 | удельный импульс на уровне моря, с | 353,2 | |
| максимальная (с дополнительными баками), сут | 30 | удельный импульс в вакууме, с | 454,7 | |
| Диапазон возможных наклонений орбит, | 50,7...110 | Геометрические характеристики МКС: | ||
| Высота орбиты: | общая длина, м | 58,765 | ||
| рабочая круговая, км | 250 ... 500 | максимальная ширина, м | 23,92 | |
| максимальная, км | 1000 | максимальная ширина на установщике, м | 24,50 | |
| Перегрузки, g: | Геометрические характеристики РН в целом: | |||
| при выведении на орбиту (максимальная) | 3 | длина, м | 58,765 | |
| при спуске в атмосферу (по номинальной траектории) | 1,6 | максимальный поперечный размер, м | 17,65 | |
| Аэродинамическое качество: | Геометрические характеристики первой ступени: | |||
| на гиперзвуковых скоростях | 1,5 | длина, м | 39,46 | |
| при посадке | 5 | диаметр баков, м | 3,92 | |
| Максимальная величина бокового маневра при спуске, км | 1700 | Геометрические характеристики второй ступени: | ||
| Посадочная скорость: | длина, м | 58,765 | ||
| средняя (при посадочной массе 82т), км/ч | 312 | диаметр баков (без теплоизоляции), м | 7,75 | |
| максимальная, км/ч | 360 | Кратность использования (ресурс): | ||
| в первом полете, км/ч | 263 | первая ступень, полетов | 10 | |
| Маршевый двигатель орбитального маневрирования 17Д12: | вторая ступень, полетов | 1 | ||
| тяга в вакууме, тс | 8,8 | |||
| удельный импульс в вакууме, с | 362 | |||
| 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".
А) Боевые космические комплексы.
В конце 60-х - начале 70-х годов в США были начаты работы по исследованию возможности использования космического пространства для ведения боевых действий в космосе и из космоса. Правительство СССР рядом специальных постановлений (первое вышло в 1976 г.) работы в стране в этой области поручило кооперации организаций-разработчиков во главе с НПО "Энергия". В 70-80-е годы был проведен комплекс исследований по определению возможных путей создания космических средств, способных решать задачи поражения космических аппаратов военного назначения, баллистических ракет в полете, а также особо важных воздушных, морских и наземных целей. При этом ставилась задача достижения необходимых характеристик указанных средств на основе использования имевшегося к тому времени научно-технического задела с перспективой развития этих средств при ограничении по производственным мощностям и финансированию. Для поражения военных космических объектов были разработаны два боевых космических аппарата на единой конструктивной основе, оснащенные различными типами бортовых комплексов вооружения - лазерным и ракетным. Основой обоих аппаратов явился унифицированный служебный блок, созданный на базе конструкции, служебных систем и агрегатов орбитальной станции серии ДОС-7К.
В отличие от станции служебный блок должен был иметь существенно большие по вместимости топливные баки двигательной установки для обеспечения маневрирования на орбите.