Работы над многоразовым орбитальным кораблем были начаты в 1974 году в рамках подготовки "Комплексной программы НПО "Энергия". Это направление работ было поручено главному конструктору И.Н. Садовскому. Заместителем главного конструктора по орбитальному кораблю был назначен П.В. Цыбин.
Центральным вопросом при определении технического облика орбитального корабля был выбор его принципиальной схемы. На начальном этапе рассматривались два варианта схемы: первый — самолетная схема с горизонтальной посадкой и расположением маршевых двигателей второй ступени в хвостовой части; второй — схема "несущий корпус" с вертикальной посадкой. Основное ожидаемое преимущество второго варианта — предполагаемое сокращение сроков разработки за счет использования опыта и заделов по кораблям "Союз". В результате дальнейших исследований была принята самолетная схема с горизонтальной посадкой как наиболее отвечающая требованиям, предъявляемым к многоразовым системам.
Проектные исследования, проведенные в направлении оптимизации многоразовой космической системы в целом, определили вариант системы, в котором маршевые двигатели были перенесены на центральный блок II ступени носителя.
Энергетическая и конструктивная развязка ракетной системы выведения и орбитального корабля позволила проводить независимую отработку носителя и орбитального корабля, упростила организацию работ и обеспечила одновременную разработку универсальной сверхтяжелой отечественной ракеты-носителя "Энергия".
Головным разработчиком орбитального корабля являлось НПО "Энергия", в сфере деятельности которого было создание комплекса бортовых систем и агрегатов для решения задач космического полета, разработка программы полета и логики работы бортовых систем, окончательная сборка корабля и его испытания, увязка наземных комплексов для подготовки и проведения пуска и организация управления полетом. Создание по ТЗ НПО "Энергия" несущей конструкции корабля — его планера, разработка всех средств спуска в атмосфере и посадки, в том числе тепловой защиты и бортовых систем, изготовление и сборка планера, создание наземных средств его подготовки и испытаний, а также воздушная транспортировка планера, корабля и ракетных блоков были поручены специально созданному для этих целей НПО "Молния" и Тушинскому машиностроительному заводу (ТМЗ) МАП. С исключительной энергией и с большим энтузиазмом, опираясь практически на вновь созданный коллектив, вел работы по кораблю "Буран" генеральный директор и главный конструктор НПО "Молния" Г.Е. Лозино-Лозинский. Его ближайшим помощником был первый заместитель генерального директора и главный конструктор Г.П. Дементьев. Большой вклад в создание планера корабля "Буран" внесли директор ТМЗ С.Г. Арутюнов и его заместитель И.К. Зверев.
Основные цели создания корабля "Буран" определялись тактико-техническими требованиями на его разработку:
 Г.Е. Лозино-Лозинский |  Г.П. Дементьев |  С.Г. Арутюнов |
■ комплексное противодействие мероприятиям противника по расширению использования космического пространства в военных целях;
■ решение целевых задач в интересах Министерства обороны народного хозяйства и науки;
■ проведение военно-прикладных исследований и экспериментов в обеспечение создания больших космических систем;
■ выведение на орбиты, обслуживание на них и возвращение на Землю космических аппаратов, космонавтов и грузов.
Головными разработчиками НПО "Энергия" и НПО "Молния" с участием ЦАГИ (Г.П. Свищев) и ЦНИИМАШ (Ю.А. Мозжорин) был проведен сравнительный анализ двух схем корабля с горизонтальной посадкой — схема моноплана с низкорасположенным крылом двойной стреловидности и схема типа "несущий корпус". В результате сравнения в качестве оптимального варианта для орбитального корабля была принята схема моноплана. Совет главных конструкторов с участием институтов MOM и МАП 11 июня 1976 года утвердил это решение. В конце 1976 года был разработан эскизный проект орбитального корабля.
В середине 1977 года для дальнейшего развертывания работ из службы 19 по космическим кораблям (руководитель К.Д. Бушуев) была переведена большая группа специалистов в службу 16 (руководитель И.Н. Садовский). Был организован комплексный проектный отдел 162 по орбитальному кораблю (начальник отдела Б.И. Сотников). Проектно-компоновочное направление в отделе возглавлял В.М. Филин, программно-логическое — Ю.М. Фрумкин, вопросы основных характеристик и эксплуатационных требований вел В.Г. Алиев.
В 1977 году был выпущен технический проект, содержащий всю необходимую информацию для разработки рабочей документации.
Работы по созданию орбитального корабля находились под жесточайшим контролем Министерства и Правительства. В конце 1981 года генеральный конструктор В.П. Глушко принял решение о передаче орбитального корабля в службу 17, возглавляемую первым заместителем генерального конструктора, главным конструктором Ю.П. Семеновым. Заместителем главного конструктора по орбитальному кораблю был назначен В.А. Тимченко. Это решение было продиктовано необходимостью максимального использования опыта проектирования космических кораблей и повышения организационно-технического уровня руководства по созданию орбитального корабля. Одновременно с передачей дел по орбитальному кораблю проводится частичная реорганизация. В службу 17 переводится проектный отдел 162, преобразованный в отдел 180 (Б.И. Сотников), и подразделение ведущего конструктора В.Н. Погорлюка. В службе создается отдел 179 (В.А. Овсянников) по средствам приземления и аварийного спасения, куда вливается сектор В.А. Высоканова, переведенный из отдела 161. В кратчайшие сроки были разработаны детальные графики создания орбитального корабля, контролируемые главным конструктором, определены нерешенные вопросы и сроки их реализации. По существу, с этого времени начался этап реального воплощения идей в конкретные изделия.
 |  Орбитальный корабль "Буран" |
 Аналог орбитального корабля "Буран", дооснащенный четырьмя двигателями, осуществивший ряд полетов с подмосковного аэродрома в г. Жуковском, для отработки пилотирования при посадке после орбитального полета |
Первый макетный экземпляр корабля ОК-МЛ-1, основным назначением которого было проведение частотных испытаний как автономно, так и в сборке с ракетой-носителем, был доставлен на полигон в декабре 1983 года. Этот макет использовался также для проведения предварительных примерочных работ с оборудованием монтажно-испытательного корпуса, с оборудованием посадочного комплекса и универсального комплекса стенд-старт.
Макетный корабль ОК-МТ был доставлен на полигон в августе 1984 года для проведения конструкторского макетирования бортовых и наземных систем, примерки и отработки механотехнологического оборудования, отработки технологического плана подготовки к пуску и послеполетного обслуживания. С использованием этого изделия были проведены полный цикл примерок с технологическим оборудованием в МИК ОК, макетирование связей с ракетой-носителем, отработаны системы и оборудование монтажно-заправочного корпуса и стартового комплекса с заправкой и сливом компонентов объединенной двигательной установки. Работы с изделием ОК-МЛ-1 и ОК-МТ обеспечили проведение подготовки к пуску летного корабля без существенных замечаний.
Для горизонтально-летных испытаний был разработан специальный экземпляр орбитального корабля ОК-ГЛИ, который был оснащен штатными бортовыми системами и оборудованием, функционирующим на заключительном участке полета. Для обеспечения взлета корабль ОК-ГЛИ был оснащен четырьмя турбореактивными двигателями.
Основные задачи горизонтально-летных испытаний включали отработку участка посадки в ручном и автоматическом режимах, проверку летно-технических характеристик на дозвуковых режимах полета, проверку устойчивости и управляемости, отработку системы управления при реализации в ней штатных алгоритмов посадки. Испытания проводились в ЛИИ МАП (А.Д. Миронов), г. Жуковский. 10 ноября 1985 года состоялся первый полет корабля ОК-ГЛИ. Всего до апреля 1988 года было проведено 24 полета. Из них 17 полетов — в режиме автоматического управления до полного останова на взлетно-посадочной полосе. Первым летчиком-испытателем корабля ОК-ГЛИ был И.П. Волк, руководитель группы кандидатов в космонавты, готовившихся по программе "Буран".
 | Взлет аналога орбитального корабля "Буран" с аэродрома в г. Жуковском |
Отработка участка посадки проводилась также на двух специально оборудованных летающих лабораториях, созданных на базе самолетов Ту-154. Для выдачи заключения на первый пуск было выполнено 140 полетов, в том числе 69 автоматических посадок. Полеты осуществлялись на аэродроме ЛИИ и посадочном комплексе Байконура.
Самая большая по объему и сложности экспериментальная отработка была проведена на комплексном стенде КС-ОК орбитального корабля "Буран". Основной особенностью, отличающей КС-ОК от других стендов, является то, что в его состав вошли полноразмерный аналог орбитального корабля "Буран", укомплектованный штатными по составу бортовыми системами, и штатный комплект наземного испытательного оборудования.
На КС-ОК должны были выполняться задачи, которые не могли быть решены на других экспериментальных установках и стендах.
■ Комплексная отработка электрической схемы с участием пневмогидросистем, в том числе: отработка взаимодействия бортовых систем при имитации штатных режимов работы и в расчетных нештатных ситуациях, отработка взаимодействия бортового и наземного (испытательного) многомашинных вычислительных комплексов, проверка электромагнитной совместимости и помехозащищенности бортовой аппаратуры, отработка взаимодействия наземного и бортового комплексов управления в режиме передачи управляющих воздействий с контролем правильности их исполнения в бортовых системах по телеметрической информации.
■ Проверка электрических связей аналога орбитального корабля "Буран", входящего в состав КС-ОК, с эквивалентом ракеты-носителя "Энергия".
■ Отработка программы и методики комплексных электрических испытаний орбитального корабля "Буран", режимов предстартовой подготовки и методики парирования нештатных ситуаций, возможных при наземной подготовке.
■ Отработка бортового и наземного (испытательного) программно-математического обеспечения и его сопряжения с аппаратными средствами вычислительных комплексов, бортовых систем и наземного испытательного оборудования для всех рабочих мест наземной предполетной подготовки О К "Буран" с учетом возможных (расчетных) нештатных ситуаций,
■ Отработка эксплуатационной документации, предназначенной для проведения испытаний и наземной предполетной подготовки ОК "Буран" на техническом и стартовом комплексах и для натурных испытаний.
■ Проверка правильности выполнения доработок материальной части, корректировки ПМО и ЭД по результатам испытаний и техническим решениям до проведения соответствующих доработок на штатном ОК "Буран".
■ Обучение и тренировка специалистов, участвующих в наземной предполетной подготовке и натурных испытаниях ОК "Буран".
В августе 1983 года в НПО "Энергия" был доставлен планер орбитального корабля для дооснащения и развертывания на его основе постоянно действующего комплексного стенда. В объединении было создано оперативно-техническое руководство, возглавляемое Ю.П. Семеновым. Оперативное ежедневное руководство работами осуществлял его заместитель А.Н. Иванников. Для разработки программно-математического обеспечения испытаний был создан отдел 107 (начальник отдела А.Д, Марков). Электрические испытания на КС-ОК начались в марте 1984 года. Работы по испытаниям возглавили Н.И. Зеленщиков, А.В. Васильковский, А.Д. Марков, В.А. Наумов и руководители электроиспытаний А.А. Мотов, Н.Н. Матвеев.
Комплексная экспериментальная отработка на КС-ОК продолжалась в круглосуточном режиме без выходных дней 1600 суток и была завершена лишь тогда, когда ОК "Буран" готовился на стартовом комплексе к запуску. Чтобы охарактеризовать объем и эффективность экспериментальной отработки на КС-ОК, достаточно отметить, что отработано 189 разделов комплексных испытаний, выявлено и устранено 21 168 замечаний.
 Внутренний вид кабины корабля ОК "Буран" в первом полете  Статические испытания конструкции планера ОК "Буран" |
Анализ результатов экспериментальной отработки на КС-ОК позволил обосновать ряд технических решений о возможности сокращения объемов работ по наземной предполетной подготовке ОК "Буран" без снижения ее качества. Так, например, три версии программного обеспечения БВК (№ 17, 18, 19) проверялись по программе первого полета только на КС-ОК. Оценивая результаты экспериментальной отработки на КС-ОК, можно заключить, что комплексный стенд сыграл исключительную роль в обеспечении безопасности и сокращении сроков наземной предполетной подготовки ОК "Буран", в снижении расходов материальных ресурсов на его создание.
Размерность ОК и отсутствие на период сборочных работ по кораблю транспортных средств для доставки корабля в полной комплектации с завода-изготовителя на технический комплекс привели к необходимости проведения сборочных работ поэтапно. На заводе-изготовителе — Тушинском машиностроительном заводе — проводилась сборка планера массой не более 50 т, которая лимитировалась грузоподъемностью самолета 3M-T. Планер транспортировали водным путем по реке Москве до г. Жуковский, где его грузили на самолет 3M-T, а затем воздушным путем перевозили на посадочный комплекс полигона Байконур, где его после перегрузки на автомобильное шасси доставляли в монтажно-испытательный корпус. Планер транспортировали практически без орбитальных систем и отдельных агрегатов (кабины экипажа, вертикального оперения, шасси), на нем было установлено только 70% теплозащитного покрытия. Таким образом, в МИК ОК необходимо было развернуть сборочное производство и организовать процесс поставки необходимых комплектующих изделий.
Планер первого летного орбитального корабля был доставлен на космодром Байконур в декабре 1985 года. Отправке планера первого летного корабля "Буран" на технический комплекс предшествовала большая подготовительная работа. В отличие от ракеты-носителя "Энергия", для которой использовались техническая позиция и основная часть стартового комплекса от ракеты-носителя Н1, для ОК "Буран" все надо было создавать заново: все сооружения технического комплекса, на которых должны быть проведены досборка корабля и укомплектование его бортовыми системами, электрические испытания; посадочный комплекс с сооружениями, обеспечивающими обслуживание корабля после посадки, и командный диспетчерский пункт.
Работы по созданию всех сооружений велись медленно, и к моменту прибытия планера первого летного корабля основная техническая позиция корабля (площадка 254) была готова только на 50-60%. Из пяти залов, необходимых для сборки и испытаний корабля, можно было сдать в эксплуатацию только один (зал 104). Однако даже он в январе 1986 года использовался как складское помещение. В нем временно разместили наземно-испытательное оборудование орбитального корабля (около 3000 ящиков, массой не менее одной тонны каждый), которое предстояло в кратчайшие сроки доставить в пультовые, смонтировать и провести пусконаладочные работы. Для проведения испытаний необходимо было ввести в строй более 60 пультовых и около 260 помещений. Не были готовы к работе площадка для огневых контрольных испытаний объединенной двигательной установки, монтажно-заправочный корпус, специализированные площадки для работы с кораблем на посадочном комплексе.
Решение об отправке планера первого летного корабля при такой низкой готовности технической позиции было принято после многократных обсуждений. Отправка должна была оживить работы на космодроме Байконур.
Работы с ракетой-носителем "Энергия" опережали работы по кораблю, так как этому направлению оказывалось, как и в предыдущие годы, более пристальное внимание на всех этапах работ. К этим работам более тяготело и руководство Министерства.
В январе 1986 года во время полета на космодром министра О.Д. Бакланова с большой группой руководителей отраслей смежных министерств, генеральных и главных конструкторов, участвовавших в создании комплекса "Энергия — Буран", принимается решение об улучшении организации работ и создании оперативных групп для дальнейшей подготовки комплекса на космодроме.
Там же О.Д. Бакланов подписал приказ о создании трех оперативных групп. Первая группа должна была обеспечить подготовку корабля "Буран" и всех технических средств для его запуска в III квартале 1987 года. Руководителем группы назначен главный конструктор корабля Ю.П. Семенов. Подготовка многоразовой космической системы "Энергия — Буран", руководителем которой был назначен главный конструктор комплекса "Энергия — Буран" Б.И. Губанов, входила в задачу второй группы. Третья группа занималась вопросами подготовки наземного и стартового оборудования. Руководил ею заместитель министра С.С. Ванин.
 Макет орбитального корабля в безэховой камере на ТП ОК |
После выхода приказа началась круглосуточная напряженная работа без выходных, практически на грани человеческих возможностей, Руководители групп сосредоточили на Байконуре всех необходимых специалистов. Все вопросы решались комплексно. Одновременно со строительными работами велись монтаж оборудования и пусконаладочные работы. Параллельно решались разные вопросы — от обеспечения размещения персонала, организации питания и транспорта до отдыха специалистов. Значительно увеличилась численность испытательной службы, только на площадке 254 с января по март 1986 года численность возросла с 60 до 1800 человек. В испытательные бригады входили представители всех организаций.
За достаточно короткий срок в течение января — февраля 1986 года были разработаны пооперационные графики, определена необходимая комплектация под каждую операцию, составлен полный перечень материальной части, подлежащей поставке на технический комплекс, организована разработка технологических паспортов сборки.
Для упорядочения процесса изготовления материальной части на основных производствах и поставки ее на TK в необходимые сроки была внедрена система заявок, направляемых с TK на завод. В заявке указывался перечень материальной части под сборочную операцию и срок ее поставки для обеспечения пооперационного графика сборки. Заявки составлялись не только на "бортовую" комплектацию, но и любую материальную часть, необходимую для сборки и автономных испытаний, в том числе на механотехнологическое оборудование, расходные материалы, компоненты и т.д. Выполнение заявок контролировалось на ежедневных заседаниях первой рабочей группы. На основном производстве состояние с изготовлением и поставкой комплектующих регулярно рассматривалось на заседаниях Межведомственной оперативной группы. Такая система заявок дала возможность наладить достаточно четкий порядок изготовления и поставки комплектующих изделий (свыше 4000 наименований) и обеспечила планирование сборочных работ.
Учитывая большой объем работ по нанесению теплозащитного покрытия, в МИК ОК был создан специализированный участок изготовления плиток теплозащитного покрытия. Это позволило не только обеспечить изготовление необходимого количества плиток для штатного цикла нанесения на корпус планера, но и оперативно обеспечить выполнение ремонтных работ по замене плиток, поврежденных в процессе подготовки ОК к пуску.
Несмотря на огромные трудности, сборка орбитального корабля завершилась. Бессменным руководителем сборки был заместитель главного инженера ЗЭМ В.П. Кочка. Практически за четыре месяца был подготовлен комплекс наземных средств. В мае 1986 года начались электрические испытания. Параллельно проводилась заключительная отработка систем.
 Комплекс "Энергия — Буран" на транспортном установочном агрегате |
Ни в отечественной, ни в мировой практике ракетно-космической техники не было аналогов, по сложности равных кораблю "Буран". Об этом красноречиво говорит следующее:
■ в состав ОК "Буран" входят более 600 установочных единиц бортовой аппаратуры, включающей более 1000 приборов, более 1500 трубопроводов и более 2500 сборок (жгутов) бортовой кабельной сети, имеющей около 15 000 электрических соединителей;
■ система управления ОК "Буран" представляет собой многомашинный бортовой вычислительный комплекс с уникальным по объему и сложности программным обеспечением, составившим для первого полета 180 Кбайт, что позволило реализовать более 6000 команд и 3000 алгоритмов управления бортовыми системами, а также 7000 технологических команд и параметров;
■ при подготовке к первому полету орбитального корабля "Буран" контролировалось более 5000 телеметрических параметров бортовых систем.
За время испытаний и наземной предполетной подготовки проведен значительный объем работ, было выявлено и устранено 7646 замечаний, забраковано и заменено 3028 бортовых приборов. В процессе работы неоднократно возникали нештатные ситуации, такие, как несанкционированное снятие электропитания, и испытателям приходилось искать безаварийный выход из создавшегося положения. Об ответственном отношении специалистов к порученной работе говорит и такой пример. Испытатель П.В. Махаев при анализе телеметрической информации, полученной во время комплексных испытаний по программе "Работа ОДУ на площадке ОКИ", выяснил, что из-за нештатного завершения программы после приведения бортовых систем в исходное состояние два клапана ОДУ в течение нескольких часов находились под напряжением. В комплексе 14 (руководитель комплекса A.M. Щербаков) были организованы экспериментальные работы, которые проводились на предприятии круглосуточно, в результате чего была подтверждена работоспособность указанных клапанов, ОДУ для их замены не была снята и сроки подготовки ОК "Буран" выдержаны.
Программа первого полета орбитального корабля многократно и тщательно обсуждалась. Рассматривались два варианта: трехсуточный и двухвитковый полеты. Трехсуточный полет решал больше задач, но при этом существенно увеличивался необходимый объем экспериментальной отработки. При реализации двухвиткового полета можно было не устанавливать ряд систем, таких, как система электропитания на электрохимических генераторах, система открытия створок, радиаторы и ряд других, требующих большой отработки. В то же время двухвитковый полет выполнял основную задачу — отработку участков выведения, спуска в атмосферу и посадки на посадочную полосу.
За несколько месяцев до пуска в адрес Правительства было направлено коллективное письмо, подписанное в том числе летчиками-космонавтами И.П. Волком и А.А Леоновым, о том, что "Буран" не сможет надежно выполнить полет в автоматическом варианте и что первый полет, как у американцев, должен быть пилотируемым. Работала специальная комиссия, которая согласилась с предложением технического руководства о беспилотном пуске. В результате обсуждения для первого пуска был принят вариант двухвиткового полета.
Как уже отмечено выше, 26 октября 1988 года после докладов о готовности орбитального корабля, ракеты-носителя, стартового комплекса, полигонного измерительного комплекса, Центра управления полетом, средств связи и расчетов и метеорологическом прогнозе на ближайшие дни. Государственная комиссия под председательством В.Х. Догужиева приняла решение о запуске ОК "Буран" 29 октября 1988 года в 6 ч 23 мин московского времени. Подготовка к запуску проходила успешно, метеоусловия были благоприятными, скорость ветра не превышала 1 м/с. Все команды по циклограмме предстартовой подготовки исполнялись нормально, оставалось отвести от ОК "Буран" переходный стыковочный блок, но за 51 с до команды "Контакт подъема" в систему управления ОК и автоматизированный испытательный комплекс поступила команда "Аварийное прекращение подготовки РН", по которой системы ОК "Буран" былии автоматически приведены в исходное состояние и выключены со снятием бортового питания. Такая нештатная ситуация была предусмотрена, отработана на КС-ОК и проверялась на ОК "Буран" при проведении экспериментального транспортирования на стартовый комплекс.
Государственная комиссия приняла решение отложить старт и слить низкокипящие компоненты топлива из ОК и РН. Анализ показал, что отбой запуска произошел из-за несвоевременного отвода платы системы азимутального наведения РН. После устранения всех замечаний, имевших место при предстартовой подготовке, и докладов о готовности к повторному запуску было принято решение о проведении повторной предстартовой подготовки и запуске 15 ноября 1988 года в 6 часов утра московского времени.
Предстартовая подготовка орбитального корабля началась за 11 ч до старта. На этот раз прогноз метеоусловий был неблагоприятный. Подготовка проходила без замечаний, все системы корабля функционировали исправно. В 1 час ночи была получена телеграмма об ухудшении прогноза метеоусловий, Увеличивалась облачность, шел снег, порывы ветра достигали 20 м/с. Орбитальный корабль рассчитывался на посадку при скорости ветра до 15 м/с. Собралась на экстренное заседание Государственная комиссия. Решение зависело от трех главных конструкторов — Ю.П. Семенова, Г.Е. Лозино-Лозинского и В.Л. Лапыгина. Они, уверенные в возможностях орбитального корабля, приняли решение продолжать подготовку к пуску. Пуск состоялся в 6 ч 00 мин 02 с 15 ноября 1988 года. Все системы в полете работали нормально. Три часа волнений и ожидания, и, наконец, на экранах мониторов появился возвращающийся "Буран". Проделав все предпосадочные маневры, он вышел точно на посадочную полосу, приземлился, пробежал 1620 м и замер посреди посадочной полосы, боковое отклонение составило всего 3 м, а продольное — 10 м при скорости встречного ветра 17 м/с.
Общее время полета составило 206 мин. Корабль был выведен на орбиту с максимальной высотой 263 км и минимальной высотой 251 км. ОК "Буран" блестяще преодолел все трудности спуска в атмосфере и стоял на полосе, готовый к следующим полетам. Это были счастливые минуты. Завершился труд огромной кооперации разработчиков! Полет продемонстрировал высочайший уровень отечественной космонавтики. Создана система, не уступающая, а по многим параметрам превосходящая систему "Спейс Шаттл". Впервые в мировой практике была проведена полностью автоматическая посадка космического аппарата такого класса.
Трудно было сдержать слезы радости по завершении полета: напряженный десятилетний труд увенчался убедительным успехом. Радовались даже противники создания орбитального корабля. Каково было изумление И.П. Волка, до конца не верившего в посадку беспилотного корабля, когда он воочию убедился в этом! Полет подтвердил правильность проектных и конструктивных решений, а также обоснованность и достаточность разработанной программы наземной и летной отработки.
Программа МКС "Буран" предусматривала строительство трех орбитальных кораблей, позднее, в 1983 году, по дополнительному заказу их число увеличили до пяти. Три из них были изготовлены, два последних практически остались "на бумаге", если не считать отдельных агрегатов.
По программе работ при втором пуске с использованием второго орбитального корабля планировалось осуществить семисуточный полет в автоматическом режиме. Программой полета предусматривалась стыковка со станцией "Мир" в беспилотном варианте и отработка бортового манипулятора для доставки сменных научных модулей. Третий корабль готовился для пилотируемого полета. На нем должны были ввести все усовершенствования в конструкцию и системы, а также устранить все замечания по первым пускам. В дальнейшем в пилотируемых полетах "Бурана" предполагалось завершить его летную отработку, в том числе при длительных полетах (до 30 суток), и приступить к эксплуатации корабля, включая транспортно-техническое обслуживание орбитальных комплексов и выведение на орбиту беспилотных космических аппаратов. Первый корабль после полета было решено подвергнуть тщательной дефектации. Позже он использовался для отработки транспортировки корабля в полной комплектации на самолете "Мрия".
Многоразовый орбитальный корабль "Буран" — это принципиально новый космический аппарат, объединяющий в себе весь накопленный опыт ракетно-космической и авиационной техники.
 | Возвращение орбитального корабля "Буран" из первого беспилотного полета
|
Корабль рассчитан на 100 полетов и может выполнять полеты как в пилотируемом, так и в беспилотном (автоматическом) варианте. Максимальное количество членов экипажа 10, при этом основной экипаж — 4 человека и до 6 человек — космонавты-исследователи. При стартовой массе до 105 т корабль выводит на орбиту полезный груз массой до 30 т и возвращает с орбиты на Землю груз массой до 20 т. Отсек полезного груза позволяет размещать груз длиной до 17 м и диаметром до 4,5 м. Диапазон высот рабочих орбит 200-1000 км при наклонениях от 51 до 110°. Расчетная продолжительность полета 7-30 суток. Обладая высоким аэродинамическим качеством, корабль может совершать боковой маневр в атмосфере до 2000 км.
По аэродинамической схеме корабль "Буран" представляет собой моноплан с низкорасположенным крылом, выполненный по схеме "бесхвостка". Корпус корабля выполнен негерметичным, в носовой части находится герметичная кабина общим объемом более 70 м , в которой располагается экипаж и основная часть аппаратуры. С внешней стороны корпуса наносится специальное теплозащитное покрытие. Покрытие используется двух типов в зависимости от места установки: в виде плиток на основе супертонкого кварцевого волокна и гибких элементов высокотемпературных органических волокон, Для наиболее теплонапряженных участков корпуса, таких, как кромки крыла и носовой кок, используется конструкционный материал на основе углерода. Всего на наружную поверхность "Бурана" нанесено свыше 39 тысяч плиток. Система управления основана на бортовом многомашинном комплексе и гиростабилизированных платформах. Она осуществляет как управление движением на всех участках полета, так и управление работой бортовых систем. Одной из основных проблем при ее проектировании была проблема создания и отработки математического обеспечения. Автономная система управления совместно с радиотехнической системой "Вымпел" разработки Всесоюзного научно-исследовательского института радиоаппаратуры (Г.Н. Громов), предназначенной для высокоточных измерений на борту навигационных параметров, обеспечивает спуск и автоматическую посадку, включая пробег по полосе до останова.
Система контроля и диагностики, примененная здесь впервые на космических аппаратах как централизованная иерархическая система, построена на встроенных в системы средствах и на реализации алгоритмов контроля и диагностики в бортовом вычислительном комплексе. При этом было принято и реализовано принципиальное решение — использовать в качестве входной информации данные системы бортовых измерений, которые до этого традиционно применялись только для передачи измерений в Центр управления полетом, но не включались в бортовой контур управления, считаясь ненадежными. На ОК "Буран" же был проведен специальный анализ измерительных трактов с обеспечением необходимого резервирования для исключения ложных сигналов.
Радиотехнический комплекс связи и управления поддерживает связь орбитального корабля с ЦУП. Для обеспечения связи через спутники-ретрансляторы разработаны специальные фазированные антенные решетки, с помощью которых осуществляется связь при любой ориентации корабля. Система отображения информации и органов ручного управления обеспечивает экипаж информацией о работе систем и корабля в целом и содержит органы ручного управления в орбитальном полете и при посадке.
Система электропитания корабля, созданная в НПО "Энергия", построена на базе электрохимических генераторов с водородно-кислородными топливными элементами разработки Уральского электрохимического комбината (А.И. Савчук). Мощность системы электропитания до 30 кВт при удельной энергоемкости до 600 Вт·ч/кг, что значительно превышает удельные параметры перспективных аккумуляторных батарей. При ее создании пришлось среди многих решить две основные проблемы: разработать впервые в СССР принципиально новый источник электроэнергии — электрохимический генератор на основе топливных элементов с матричным электролитом, обеспечивающий непосредственное преобразование химической энергии водорода и кислорода в электроэнергию и воду, и разработать впервые в мире систему космического криогенного докритического (двухфазного) хранения водорода и кислорода без потерь. Система электропитания состоит из четырех ЭХГ, смонтированных совместно с пневмоарматурой и теплообменниками на раме в виде единого энергоблока, двух сферических криостатов с жидким водородом и двух сферических криостатов с жидким кислородом, двух блоков дренажа водорода и кислорода, через которые может также осуществляться аварийный сброс воды, вырабатываемой ЭХГ, и приборного модуля, в котором размещены приборы автоматического контроля и управления, а также электросиловой коммутации. Три электрохимических генератора из четырех обеспечивают штатную программу полета, два ЭХГ — посадку в аварийной ситуации. Секционирование хранения и подачи в ЭХГ водорода и кислорода также увеличивает надежность выполнения программы полета.
Орбитальный корабль "Буран" снабжен бортовым комплексом обслуживания полезных грузов, включающим в себя бортовой манипулятор для различных операций с полезными грузами на орбите.
Особо необходимо остановиться на объединенной двигательной установке. Эта сложнейшая установка разработана в НПО "Энергия" при головной роли комплекса 27 (руководитель комплекса Б.А. Соколов). ОДУ, работающая на экологически чистых компонентах топлива — жидком кислороде и синтетическом углеводородном горючем синтин, предназначена для выполнения всех динамических операций орбитального корабля с момента прекращения работы II ступени ракеты-носителя "Энергия" до завершения спуска орбитального корабля в атмосфере. Жидкий кислород в паре с синтетическим углеводородом повышенной калорийности существенно повышает энергетические возможности орбитального корабля и одновременно делает его эксплуатацию более безопасной и экологически чистой, что особенно важно для многоразовых транспортных космических систем, а использование кислорода позволяет связать ОДУ с такими бортовыми системами, как системы электропитания и жизнеобеспечения.
Впервые в практике двигателестроения была создана объединенная двигательная установка, включающая топливные баки окислителя и горючего со средствами заправки, термостатирования, наддува, забора жидкости в невесомости, аппаратурой системы управления и т.п. Если оценивать по степени сложности и трудоемкости ракетные разгонные блоки, изготовленные в предыдущие годы, то ОДУ по степени насыщенности пневмогидравлическими системами, приборами и бортовой кабельной сетью, видами и объемами проверок на герметичность и контролю по установке двигателей можно отнести к самому сложному и трудоемкому изделию. Техническое своеобразие ОДУ, по сравнению с другими разработками аналогичного назначения, во многом определялось и определяется повышенными требованиями к безопасности и надежности, многократностью использования, участием в выходе из нештатных ситуаций, изменением ориентации перегрузок при входе в атмосферу и другими особенностями.
Большинство новых технических решений при создании ОДУ было связано с транспортированием жидкого кислорода по длинным трубопроводам к управляющим двигателям ориентации и его длительным хранением на орбите; большим влиянием массы топлива на центровку ОК как крылатого летательного аппарата; специфическими требованиями к ОДУ как элементу многоразовой космической системы (увеличенный ресурс, большие нагрузки, операционная гибкость и др.), а также с рядом технических решений, потребовавших разработки качественно новых средств контроля, диагностики и аварийной защиты двигателей и систем ОДУ. Объединенная двигательная установка состоит: из двух жидкостных ракетных двигателей орбитального маневрирования тягой 8800 кгс и удельным импульсом тяги 362 кг·с/кг, выполненных по схеме с дожиганием газогенераторного газа в камере сгорания; 38 управляющих двигателей с тягой по 400 кгс и 8 двигателей точной ориентации тягой по 20 кгс, работающих на газообразном кислороде; кислородного бака и бака горючего со средствами заправки, термостатирования, наддува, забора жидкости в невесомости. Размещение двигателей управления на носовой и хвостовой частях ОК позволяет более эффективно управлять его положением в пространстве, в том числе выполнять координатные перемещения по всем осям.
При создании ОДУ были решены сложные научно-технические проблемы, в основном связанные с использованием жидкого кислорода. Весь запас жидкого кислорода для маршевых и управляющих двигателей размещается в едином теплоизолированном баке при низком давлении, причем использование глубоко охлажденного жидкого кислорода и активных средств его перемешивания позволило избежать потерь на испарение в полете в течение 15-20 суток без применения холодильной машины. Особое внимание уделялось надежности и безопасности ОДУ. Были разработаны новые средства контроля, диагностики и аварийной защиты работы ОДУ с учетом резервирования ее элементов: в случае возникновения неисправности заблаговременно определялись и локализовались, а также подключались резервные элементы или предпринимались другие защитные действия (например, изменялась программа полета), что требовало разработки и аппаратурной реализации большого количества различных алгоритмов контроля, диагностирования и аварийной защиты, работающих в автоматическом режиме, для различных систем со сложными рабочими процессами. В итоге была создана система контроля и диагностики, способная анализировать около 80 аналоговых и 300 релейных сигналов и выдавать почти 300 различных команд по коррекции работы агрегатов ОДУ.
Общепринятым и традиционным при создании двигателей и двигательных установок был поэтапный подход к отработке двигателей с автономными испытаниями отдельных элементов и узлов. Часто при создании новых узлов параллельно разрабатывались и испытывались несколько их вариантов, из которых в конечном счете выбирался лучший. После испытаний и определения пределов работоспособности отдельных узлов начинались комплексные испытания в полном составе. Такой подход позволял испытывать каждый элемент в более тяжелых условиях, чем при штатной эксплуатации в составе двигателя, и обеспечивать высокую надежность, хотя и отличался повышенной длительностью и большими затратами. Объединенная двигательная установка изготавливалась на ЗЭМ, испытания агрегатов, двигателей и отдельных элементов систем проводились на стендах НПО "Энергия", комплексные испытания, а также испытания ОДУ в вертикальном и горизонтальном положениях — на стенде Приморского филиала НПО "Энергия" (В.В. Елфимов).
Сборка ОДУ шла параллельно с отработкой агрегатов, узлов, блоков. Одна из самых крупных доработок проводилась на ОДУ первого орбитального корабля "Буран" после неудачных испытаний первого стендового варианта ОДУ на комплексном стенде Приморского филиала НПО "Энергия". После замены некондиционных блоков, узлов, арматуры в течение четырех месяцев пневмогидросистема ОДУ была восстановлена и обеспечила выполнение первого полета. Разработка объединенной двигательной установки орбитального корабля "Буран" в НПО "Энергия" стала началом создания нового, перспективного класса двигательных установок, первым шагом в применении высокоэффективных нетоксичных криогенных топлив для космических летательных аппаратов.
Создание орбитального корабля "Буран", наиболее сложного из всех разработанных нашим предприятием изделий, потребовало качественно нового подхода к проектированию, разработке и испытаниям. Была проведена комплексная системная увязка корабля, определены его основные характеристики и требования по всем составляющим.
Одной из основных задач в техническом и организационном плане была задача управления движением корабля и работой его систем. В управлении движением нужно было обеспечить как орбитальные режимы, так и автоматические режимы спуска в атмосфере и посадку на аэродром, что требовало объединения опыта космической и авиационной отраслей. Задача программно-логического управления бортовыми системами требовала новых подходов, так как впервые предполагалось реализовать в программно-математическом обеспечении и аппаратуре единого бортового вычислительного комплекса управление работой десятков бортовых систем в соответствии с программой полета. Эти системы имели большое разнообразие необходимых обменов с БВК, а предприятия-разработчики были в разной степени подготовлены к разработке этих задач и реализации их в программно-математическом обеспечении.
По всем задачам управления требовалось обеспечить рациональное распределение функций между автоматическим и ручным управлением и управлением из ЦУП. При этом в соответствии с тактико-техническими требованиями к кораблю "Буран" и традицией отработки изделий, начиная с беспилотных кораблей, все режимы должны были выполняться автоматически.
Системный подход к построению бортового комплекса позволил создать надежные средства управления. В НПО "Энергия" были с самого начала проведены мероприятия по организации этой работы — в комплексе 3 с этой целью был образован отдел 039 (начальник отдела В.П. Хорунов) и введена должность заместителя руководителя комплекса 3 по этому направлению (О.И. Бабков).
Летом 1976 года на предприятие НПО АП (Н.А. Пилюгин) сотрудниками направления, возглавляемого заместителем генерального конструктора Б.Е. Чертоком, было выдано техническое задание на единый бортовой комплекс управления ОК "Буран" и РН "Энергия", БКУ включал функционально в себя все системы, обеспечивающие управление полетом, такие, как: система управления движением и навигации, система управления бортовыми системами, система контроля и диагностики, бортовой радиотехнический комплекс, система бортовых телеизмерений, система распределения электроэнергии и коммутации, система отображения информации и органов ручного управления.
В 1978 году система управления РН "Энергия" была передана в НПО ЭП (В.Г. Сергеев), Украина. Произошло также уточнение распределения работ и ответственности по БКУ между тремя головными организациями: НПО "Энергия", НПО "Молния" и НПО АП. Работы в НПО "Энергия" оказались столь объемными, что пришлось организовать в 1978 году новый, 030 отдел (начальник отдела А.А. Щукин), а затем в 1980 году комплекс 15 (руководитель комплекса О.И. Бабков). После передачи в 1981 году работ по ОК "Буран" в службу главного конструктора Ю.П. Семенова комплекс 15 был также реорганизован и сосредоточился только на работах по орбитальному кораблю, координируя также работу целого ряда подразделений предприятия. В 1984 году была введена должность заместителя генерального конструктора для решения вопросов со смежными организациями и руководящими инстанциями (О.И. Бабков).
На следующем этапе (примерно с 1980 года) определились значительные трудности с созданием математического обеспечения бортового вычислительного комплекса. Требовалось разработать большой объем математического обеспечения (300 тысяч машинных команд), разместить его в ограниченном по ресурсам БВК и обеспечить высокую степень отработанности и надежности.
Силами одного НПО АП решить эту задачу не представлялось возможным. Поэтому в августе 1983 года по инициативе НПО "Энергия" вышло специальное решение Правительства по вопросу создания математического обеспечения ОК "Буран". В нем был определен состав предприятий-разработчиков МО и оговорены мероприятия по усилению этих работ. НПО АП определено головным предприятием. Была проделана большая работа по определению структуры МО, разработке систем отладки и языков высокого уровня, методик отработки, системы документирования и выдачи заключений по всем этапам отработок и испытаний. Впервые на космических объектах была создана четкая иерархическая структура управления программой работы изделия, начиная с общего плана полета и до управления отдельными системами, что позволило структуировать программные единицы и распределить работу по многим исполнителям. Разработка математического обеспечения подразделениями НПО "Энергия" проводилась по разделам: программа работы бортовых систем, общий план полета, прием командно-программной информации на борту, полетное задание, программное обеспечение Центра управления полетом, диагностика бортовых систем и логика их работы, система автоматизации отработки программного обеспечения, документирование приемно-сдаточных испытаний и выдача заключений.
Особое значение при создании математического обеспечения ОК "Буран" придавалось его отработке. При отсутствии в отечественной и мировой практике достоверных критериев надежности только большое количество статистических данных по отработке позволяли сделать заключение о высокой степени работоспособности МО. Отработка МО проходила поэтапно: автономная отработка отдельных программ на универсальных вычислительных машинах на всех предприятиях; совместная отработка программ каждого предприятия; комплексная отработка на стендах НПО АП, где формировались в целом загрузки памяти БВК для типовых полетных операций и отрабатывались как с моделированием движения корабля, так и в испытательной модификации для проведения испытаний на ОК-КС НПО "Энергия"; отработка на комплексном моделирующем стенде НПО "Энергия"; испытания на ОК-КС совместно с реальной аппаратурой с выдачей заключения для отправки на технический комплекс; испытания на летном изделии.
По ходу этих испытаний и проводимых параллельно работ по отработке систем и режимов (например, уточнение аэродинамических характеристик, отработки объединенной двигательной установки, систем планера и т.п.) в математическом обеспечении проводились изменения и цикл отработки повторялся на новой версии МО. Летная версия МО первого летного корабля оказалась 21-й по счету. Но в полет орбитальный корабль отправился с версией МО 21а, в которой были учтены все замечания по клапанам ОДУ. Работа бортового комплекса управления в этом полете подтвердила правильность примененных подходов к решению задач, распределенных по множеству организаций-исполнителей и сынтегрированных в едином МО БВК.
В итоге разработки бортового комплекса управления "Буран" в НПО "Энергия" и его кооперации был создан мощный задел технических решений организационных и методических подходов к управлению этим этапом работ, не нашедший, к сожалению, воплощение в последующей программе полетов. При разработке средств и технологии управления полетом ОК "Буран" потребовалось, практически впервые в практике такой работы, объединение разработки и испытаний бортового и наземного комплексов управления ОК в рамках единой автоматизированной системы управления полетом.
В БКУ орбитального корабля использовался многомашинный вычислительный комплекс и радиотехнический комплекс, совмещающий обмен основными видами информации с Землей в едином цифровом потоке, дублированный автономными средствами для раздельной передачи наиболее ответственных данных (радиосвязь с экипажем и телеметрия). В состав НКУ входил ЦУП в Калининграде, сеть станций слежения, система связи и передачи данных между станциями слежения и ЦУП и спутниковая система контроля и управления с передачей информации по тракту "ОК — спутник-ретранслятор -наземный пункт ретрансляции — ЦУП".
В качестве наземных станций слежения к управлению полетом при первом пуске ОК привлекались шесть наземных станций, расположенных в Евпатории, Москве, Джусалы, Улан-Удэ, Уссурийске и Петропавловске-Камчатском. Для контроля полета ОК на участке выведения и на посадочном витке привлекались два корабля слежения в Тихом океане ("Космонавт Георгий Добровольский" и "Маршал Неделин") и два корабля слежения в Атлантическом океане ("Космонавт Владислав Волков" и "Космонавт Павел Беляев").
Система связи и передачи данных включала в себя сеть наземных и спутниковых каналов с использованием геостационарных спутников-ретрансляторов "Радуга", "Горизонт" и высокоэллиптического CP "Молния". При этом трасса передачи телеметрических данных в ЦУП о выдаче тормозного импульса для схода ОК с орбиты, с учетом использования последовательно двух CP, составляла более 120 тыс. км. В спутниковой системе контроля и управления при первом полете использовался один CP "Альтаир", установленный на геостационарной орбите над Атлантическим океаном. Это позволило расширить зону связи ОК с ЦУП до 45 минут на каждом полетном витке.
Для размещения средств и персонала управления полетом ОК в ЦУП г, Калининграда был построен и оборудован новый корпус с главным залом управления и помещениями групп поддержки, а также существенно модернизирован и дооснащен информационно-вычислительный комплекс. Общее быстродействие центрального ядра ИВК ЦУП, базирующегося на ЭВМ четвертого поколения "Эльбрус", составляло около 100х106 операций в секунду, оперативная память около 50 Мбайт, внешняя память около 2,5 Гбайт.
Объем вновь разрабатываемого математического обеспечения управления полетом составил около 2x106 машинных команд и, совместно с техническими средствами ИВК, позволял:
■ отрабатывать и отображать в реальном масштабе времени до 32x103 телеметрических параметра;
■ обмениваться с ОК командно-программной информацией с темпом от 32 до 128 кбит/с;
■ отрабатывать и отображать траекторную информацию в реальном масштабе времени и прогнозировать движение ОК, в том числе в нештатной ситуации при маневре возврата. Разработка требований к вычислительным средствам ЦУП, технические задания и исходные данные для разработки МО управления полетом создавались коллективами комплексов 19, 1 и 15 (руководители комплексов В.И. Староверов, Г.Н. Дегтяренко и В.П. Хорунов), комплексирование вычислительных средств и разработка МО управления полетом выполнялись коллективом ЦУП ЦНИИМАШ во главе с В.И. Лобачевым, Б.И. Музычуком, В.Н. Почукаевым, а комплексная отработка средств и МО ЦУП осуществлялись совместно. Координацию работ по подготовке технических средств, МО управления полетом осуществлял В.Г. Кравец, назначенный руководителем полета первого ОК. Продолжительность заключительного этапа создания и отработки МО управления полетом составила около двух лет.
Впервые в отечественной практике космических полетов был отработан и использован прямой обмен командно-программной информацией между вычислительными средствами ЦУП и ОК в реальном масштабе времени без предварительной записи командной информации на станциях слежения.
Для первого полета ОК была предусмотрена выдача на борт около 200 команд управления, из которых 16 требовались в штатном полете, а остальные предназначались для парирования возможных нештатных ситуаций.
Для контроля и управления полетом на участке спуска ОК привлекались радиотехническая система навигации, посадки и управления воздушным движением "Вымпел", средства приема телеметрической и телевизионной информации посадочного района и объединенный командно-диспетчерский пункт основного посадочного аэродрома. Вся телеметрическая и траекторная информация ОК на участке спуска передавалась в реальном масштабе времени в ЦУП. На ОКДП размещалась региональная группа управления, готовая в случае необходимости по команде из ЦУП взять на себя контрольные и управляющие функции посадкой ОК. Особое внимание при подготовке первого полета ОК уделялось экспериментальной отработке АСУП, включающей:
■ автономные и комплексные испытания отдельно бортового и наземного комплексов управления;
■ комплексные испытания средств и математического обеспечения НКУ и БКУ по обмену информацией Земля — борт — Земля на комплексном моделирующем стенде и комплексном стенде ОК;
■ совместные испытания БКУ и НКУ по обмену информацией ОК-ЦУП через CP "Альтаир" при нахождении орбитального корабля на площадке огневых испытаний технической позиции и в сборе с ракетой-носителем на стартовом комплексе;
■ комплексные испытания средств обмена всеми видами информации на участке спуска и посадки с привлечением летающего аналога ОК, летающих лабораторий Ту-154 и самолета-имитатора Миг-25.
Общее руководство отработкой систем ОК на летающих лабораториях осуществлял заместитель начальника ЛИИ А.А. Манучаров.
Тренировка персонала управления полетом в ЦУП и объединенном командно-диспетчерском пункте осуществлялась в несколько этапов. Тренировки начались почти за год до проведения пуска ОК. Всего было проведено в ходе подготовки к полету более 30 тренировок. Особенностью тренировок было привлечение средств и математического обеспечения ЦУП к поддержке испытаний орбитального корабля на технической позиции и посадочном комплексе.
Высокая надежность созданных средств автоматизированной системы управления полетом, их дополетная автономная отработка и комплексные испытания, большой объем выполненных тренировок персонала управления полетом позволили в первом двухвитовом беспилотном полете ОК уверенно отработать всем средствам НКУ и посадочного комплекса и заложить основу подготовки к управлению при пилотируемых полетах.
За 3 ч 26 мин первого полета ОК было проведено четыре штатных сеанса связи с выдачей на борт 10 запланированных массивов командно-программной информации для управления режимами работы радиотехнического комплекса. Выдача управляющих воздействий на участке спуска по вводу метеоданных и смене направления захода на посадку не понадобилась, так как оказалось возможным использовать данные полетного задания, введенные в БВК ОК до старта. Обмен командно-программной информацией из-за неверно введенной доплеровской поправки в средства наземных станций слежения велся в режиме "без квитирования". Телеметрическая и траекторная информация была принята, обработана и отображена на рабочих местах персонала управления полетом в ЦУП и ОКДП в полном запланированном объеме.
При создании орбитального корабля "Буран" кроме научно-технических проблем стояла задача создания работоспособной кооперации исполнителей. Задача осложнилась тем, что к уже сложившейся космической кооперации, привыкшей работать по пределенным законам и стандартам, добавилась многочисленная кооперация авиационной промышленности. Все это требовало совершенствования схемы организации работ и их контроля. Еще в начале разработки МКС был принят системный подход к построению всего комплекта технической документации, внедрены общесоюзные требования ЕСКД и Положение РК-75, определяющее специальные требования к разработке, отработке и подготовке ракетных комплексов. В 1984 году была введена система курирования специалистами НПО "Энергия" всех без исключения элементов орбитального корабля, включая расчетно-исследовательские работы, что повысило уровень технической координации работ, улучшило поступление информации о ходе разработок и контроль за ними, способствовало оперативному принятию технических решений. В НПО "Энергия" была усовершенствована система построения проектно-логической документации (Ю.М. Фрумкин, Ю.М. Лабутин), которая на трех уровнях (программа полета, типовые полетные операции, программа работы бортовых систем) определяла требования по функционированию корабля при подготовке пуска, в полете и после посадки, включая нештатные ситуации, и содержала исходные данные для всех, кто разрабатывал системы корабля, его бортовое и наземное математическое обеспечение. Требования к конструкции, комплектации и компоновке корабля устанавливала система общепроектных документов (Б.И. Сотников, А.А. Калашьян). Была также налажена система контроля основных проектных параметров корабля (В.Г.Алиев). Важным направлением в деятельности НПО "Энергия" была разработка комплексных сквозных графиков работ, которые согласовывались со всеми необходимыми предприятиями и ведомствами и представлялись на утверждение руководству вышестоящих инстанций. Работы по графикам и их контролю организовывались и проводились в основном службой главного конструктора. Эти и другие мероприятия позволили службе главного конструктора полностью сосредоточить в своих руках контроль за ходом реализации проекта.
Сборку и испытания орбитального корабля на технической позиции космодрома Байконур контролировало оперативно-техническое руководство (первая оперативная группа), возглавляемое техническим руководителем Ю.П. Семеновым, а в его отсутствие — одним из заместителей технического руководителя, которыми были Н.И. Зеленщиков, В.А. Тимченко, А.В. Васильковский. За планирование работ, за каждодневный контроль выполнения планов и поручений отвечал ведущий конструктор В.Н. Погорлюк и его специалисты. Координацию работ на межведомственном уровне осуществляло Министерство общего машиностроения при поддержке комиссии СМ СССР по военно-промышленным вопросам. Министры общего машиностроения (С.А. Афанасьев, затем О.Д. Бакланов, В.Х. Догужиев) внимательно следили за ходом разработок, руководили работой Межведомственного координационного совета (МВКС), регулярно проводили совещания, как правило выездные, по контролю состояния дел и решению возникавших вопросов. Министры одновременно являлись и председателями Государственной комиссии по летным испытаниям комплекса "Энергия — Буран".
Для создания ОК "Буран" была подключена огромная кооперация предприятий разных ведомств, открывающая новое направление — аэрокосмическую отрасль.
Успешный пуск орбитального корабля "Буран" показал, что коллектив НПО "Энергия" блестяще справился с поставленной задачей. Создание многоразового орбитального корабля — это новый этап в отечественной космонавтике, поднявший на новый уровень все направления разработки и создания КА, начиная от проектирования и кончая подготовкой к пуску и управлением полетом.
В основу конструкции и систем корабля "Буран" заложены технические решения, не имеющие аналогов в мировой практике. Разработаны новые системы, конструкционные материалы, оборудование, теплозащитные покрытия и новые технологические процессы. Многое из этого может и должно быть внедрено в народное хозяйство.
Одним из реальных достижений создания системы "Энергия — Буран" явилось продвижение переговоров по ограничению вооружений, поскольку корабль "Буран" создавался в том числе и для комплексного противодействия планам использования космического пространства в военных целях. Тот научно-технический потенциал, который был продемонстрирован при первом беспилотном полете, подтвердил наши стратегические возможности и необходимость соглашения.
По времени завершение полета орбитального корабля "Буран" совпало с выступлением в ООН Президента СССР М.С. Горбачева по вопросам разоружения и позволило ему на равных разговаривать с американской делегацией. Руководством страны дана высочайшая оценка этой работе. В правительственном поздравлении говорилось:
Дорогие товарищи! Отечественная наука и техника одержали новую выдающуюся победу. Успешно выполнен испытательный запуск универсальной ракетно-космической транспортной системы "Энергия" и орбитального корабля "Буран". Подтверждены правильность принятых инженерных и конструкторских решений, эффективность методов экспериментальной отработки и высокая надежность всех систем этого сложнейшего комплекса. Значительным вкладом в развитие авиационно-космической техники является создание системы автоматической посадки, надежность которой продемонстрирована успешным завершением полета орбитального корабля "Буран". Запуск на околоземную орбиту корабля "Буран" и успешное его возвращение на Землю открывают качественно новый этап в советской программе космических исследований и существенно расширяют наши возможности в освоении космического пространства. Отныне отечественная космонавтика располагает не только средствами выведения на различные орбиты больших грузов, но и возможностями их возвращения на Землю. Использование новой космической транспортной системы в сочетании с одноразовыми ракетами-носителями и постоянно действующими орбитальными пилотируемыми комплексами дает возможность сосредоточить основные усилия и средства на тех направлениях освоения космоса, которые обеспечат максимальную экономическую отдачу народному хозяйству и выведут науку на более высокие рубежи. Центральный Комитет Коммунистической партии Советского Союза, Президиум Верховного Совета СССР и Совет Министров СССР горячо поздравляют с выдающимся достижением советской космонавтики ученых, конструкторов, инженеров, техников, рабочих, строителей, специалистов космодрома, Центра управления полетами, командно-измерительного и посадочного комплексов, коллективы всех предприятий и организаций, принимавших участие в разработке, создании и обеспечении полета ракеты-носителя "Энергия" и корабля "Буран". Новый успех отечественной космонавтики еще раз убедительно продемонстрировал всему миру высокий уровень научно-технического потенциала нашей Родины. Желаем вам, дорогие товарищи, больших творческих успехов в вашей важной и ответственной работе по созданию современной техники для мирного освоения космоса во имя прогресса, на благо нашей великой Родины и всего человечества. ЦЕНТРАЛЬНЫЙ КОМИТЕТ КПСС ПРЕЗИДИУМ ВЕРХОВНОГО СОВЕТА СССР СОВЕТ МИНИСТРОВ СССР "Правда", 16 ноября 1988 г. |
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.
 | Космодром Байконур. Президент Франции Ф. Миттеран, министр иностранных дел СССР Э.А. Шеварднадзе, Ю.П. Семенов, Б.И. Губанов и другие у орбитального корабля "Буран" после его посадки  Корабль "Буран" и станция "Мир" - нереализованный проект. Фото с проектного чертежа 1985 года |
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.Л. 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 PC (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; АИИ (А.Д. Миронов, К.К. Васильченко) — летающие лаборатории, горизонтальные летные испытания; ИПМ РАН (Д.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.
 1985 год. Президент Академии наук СССР Г.И. Марчук и министр общего машиностроения B.X. Догужиев в НПО "Энергия" |
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, Л.С. Григорьев, А.Г. Решетин, Б.П. Плотников, А.А. Дятькин, А.В. Белошицкий, B.C. 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, Д.А. Ретин, В.А. Блинов, B.C. Овчинников, Э.И. Григоров, А.Л. Магдесьян, O.A. Худяков, Б.А. Заварнов, А.В. Пучинин, В.И. Михайлов, Ю.С. Долгополов, Е.Н. Зайцев, А.В. Мельник, В.В. Кудрявцев, B.C. 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, A.M. 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, B.C. Градусов, Ю.Ф. Гавриков, М.П. Герасимов, А.В. Голландцев, B.C. Голов, М.Г. Гостев, Ю.С. Грибов, Б.Е. Гуцков, А.В. Денисов, А.П. Жадченко, А.П. Жежеря, A.M. Золотарев, Г.А. Иванов, Ю.П. Ильин, В.И. Ипатов, Л.И. Киселев, Ф.А. Коробко, В.И. Корольков, Г.В. Костылев, П.Ф. Кулиш, С.Л. Макин, В.М. Мартынов, А.И. Мельников, А.Ал. Морозов, А.Ан. Морозов, А.Д. Локаленков, А.В. Лысенков, В.Ф. Нефедов, Э.В. Овечко-Филиппов, Г.Г. Подобедов, В.М. Протопопов, В.В. Рогожинский, Л.В. Рожков, В.Е. Ромашев, А.Л. 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, A.M. Щербаков.
Конструкция — Э.И. Корженевский, А.А. Чернов, К.К. Пантин, Л.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. Лямин, 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, A.M. 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. Полицин, Н.Н. Матвеев, Н.А. Омельницкий, Г.И. Киселев, И.В. Негреев, А.В. Покатилов, П.Е. Куликов, Э.Я. Ислямов, Б.М. Сербин, М.С. Проценко, А.В. Чемоданов, Л.Ф. Мезенов, Е.Н. Четвериков, А.В. Максимов, П.П. Масенко, Б.М. Бугеря, А.Н. Еремычев, В.П. Кочка, Л.А. Медведев, А.К. Данилов, В.В. Москвин, В.В. Лукьянкин, В.И. Варламов, В.А. Ильенков, К.К. Трофимов, И.К. Попов, М.Л. Леднев, Г.А. Некрасов, В.В. Коршаков, Е.И. Шевцов, А.Е. Кулешов, А.Г. Суслин, М.В. Самофалов, А.С. Щербаков, Г.В. Василько.
Управление полетом — В.В. Рюмин, В.Г. Кравец, В.И. Староверов, С.П. Цыбин, Ю.Г. Пульхров, Е.А. Голованов, Л.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.
 И.Н.Садовский |  Б.И. Губанов |  В.М. Караштин |  В.М. Филин |
 И.С.Ефремов |  Ю.М. Данилов |  А.В. Васильковский |
 A.M. Щербаков |
 В.В.Кудрявцев |
 Ю.Н. Ильин |
 Л.Б. Простов |  В.Г. Кравец |
 Группа разработчиков орбитального корабля "Буран": в первом ряду В.Г. Алиев, Т.В. Маликова, Т.И. Слипченко, В.И. Егорова, Б.И. Сотников (начальник отдела), Н.В. Ермакова, А.А. Калашьян; во втором ряду С.Н. Вовк, A.M. Сидоров, В.П. Галченко, А.В. Кондаков, Е.В. Венедиктов, В.М. Чернова, Н.И. Удоденко, Г.А. Сизенцев, А.Н. Похилько; в третьем ряду А.А. Игнатов, Н.В. Путилин, И.А. Кузнецов, В.В. Харитонов, Ю.Н. Копляков, Ю.М. Лабутин, Г.М. Байдал, Э.М. Родман, В.И. Косовцев, В.Б. Бабушкин  1988 год. Космодром Байконур в г. Ленинске. Участники подготовки к первому полету комплекса "Энергия -Буран" у памятника С.П. Королеву в день его рождения |
Перспективные проекты на базе космической системы "Энергия — Буран"
Глобальные космические проекты с использованием ракеты-носителя "Энергия"
Современные зарубежные и отечественные исследования по экологии нашей планеты и перспективам развития человечества позволяют сделать вывод, что "замкнутую" только в рамках Земли цивилизацию ожидает резкий спад производства и потребления до средневекового уровня. Спасительным выходом представляются международные программы по переводу производства на "безотходные" технологии и применению космической техники для предотвращения экологических катастроф и использования минеральных и энергетических ресурсов околоземного космического пространства и Луны.
В этих условиях успешные пуски ракеты-носителя "Энергия" — 15 мая 1987 года и космической системы "Энергия — Буран" — 15 ноября 1988 года сделали реальным новый подход к решению глобальных проблем, стоящих перед мировым сообществом. Создание мощной ракеты-носителя "Энергия", подтвердившей уже при первых пусках свою высокую надежность, явилось в период 1987-1993 гг. мощным стимулом для обширных исследований и проектных проработок в НПО "Энергия" по актуальным направлениям космической техники. Эти исследования показали, что освоение космического пространства все больше переходит из области реализации национальных интересов в область решения общечеловеческих задач в рамках международных космических программ.
На основе комплексного анализа можно утверждать, что в центре решения глобальных задач лежит обеспечение выведения на околоземные орбиты различных высот и наклонений полезных грузов массой около 100 т, что определяет рациональное использование для этих целей ракеты-носителя "Энергия", учитывая ее свойства, уникальные характеристики и высокую надежность. Предполагалось, что разновидностями полезных грузов в ходе выполнения космических программ могут быть многоразовые корабли, космические аппараты различного назначения, крупногабаритные конструкции и модули орбитальных станций и экспедиционных комплексов. Ракета-носитель "Энергия" как ракетно-космическая система XXI века, обладающая максимальной в настоящее время грузоподъемностью, может использоваться для безотлагательного решения ряда глобальных проблем, представляющих огромную международную значимость.
В НПО "Энергия" в период 1987-1993 гг. были проведены проектные проработки по космическим комплексам, базирующимся на ракете-носителе "Энергия", для решения задач:
■ восстановления озонового слоя Земли;
■ удаления радиоактивных отходов Земли за пределы Солнечной системы;
■ освещения приполярных городов;
■ создания крупногабаритных космических отражателей для ретрансляции энергии;
■ создания солнечного паруса для межпланетных полетов;
■ использования ресурсов Луны;
■ создания системы экологического контроля и обеспечения стратегической стабильности;
■ создания единой международной глобальной информационной системы;
■ удаления космического "мусора" с околостационарных орбит;
■ изучения Галактики с помощью больших космических радиотелескопов.
В процессе проведения работ рассматривались самые разнообразные вопросы, начиная с баллистического анализа и кончая инженерными решениями по конструкции космических объектов. Одной из самых актуальных проблем нашего времени является проблема истощения озонового слоя. Эта глобальная экологическая катастрофа вызвана загрязнением атмосферы хлорфторуглеродами. Наиболее эффективно задача восстановления озонового слоя может быть решена с помощью космических средств на основе метода активного увеличения количества озона за счет облучения стратосферы лазерным излучением с космических аппаратов. При этом молекулы кислорода переводятся в возбужденное состояние и под воздействием излучения Солнца разделяются на атомы, которые образуют озон.
 Спутниковая система восстановления озонового слоя 1. Солнечно-синхронная орбита 2. Наработанный слой озона 3. След луча в атмосфере 4. Лазерный луч 5. Космический аппарат — генератор  Удаление в космос радиоактивных отходов при использовании ракеты-носителя "Энергия" 1. Хранилище радиоактивных отходов 2. Марс 3. Радиационно-безопасная орбита 4. Земля 5. I ступень 6. II ступень Масса на орбите
|
■ солнечный пленочный концентратор (диаметр 600 м);
■ лазерная установка (мощность излучения 35 МВт);
■ приборный отсек и стыковочный агрегат.
В качестве лазерной установки предлагается использовать связку электроразрядных кислородно-йодных лазеров непрерывного действия. Лазерные установки спутников постоянно облучают стратосферу, освещенную Солнцем, на высоте 30 км. Время функционирования всей системы — не менее 30 лет.
Угрожающее накопление радиоактивных отходов атомных электростанций, высокотоксичных и химически активных масс и необходимость их безопасной ликвидации — еще одна важнейшая проблема современности. Захоронение отходов в подземных хранилищах требует огромных затрат и в то же время не разрешает проблемы. Перспективное и надежное решение — удаление отходов в космос и гарантия невозможности возвращения в биосферу Земли. Ракетно-космическая система для удаления радиоактивных отходов состоит из ракеты-носителя "Энергия" и расположенного сбоку отсека полезной нагрузки. В отсеке полезной нагрузки размещаются хранилище радиоактивных отходов и два последовательно работающих разгонных блока. Первый разгонный блок — с жидкостным ракетным двигателем, второй — с ядерной электрореактивной установкой мощностью 150-200 кВт. Корпус и системы хранилища обеспечивают сохранность радиоактивных отходов при длительном хранении и нештатных ситуациях на участке выведения. Жесткие требования по безопасности наилучшим образом выполняются при организации старта в акватории океана, что в дальнейшем привело к развитию самостоятельного направления работ по созданию комплекса морского базирования.
Хранилище с радиоактивными отходами доставляется на радиационно-безопасную орбиту захоронения, располагающуюся между орбитами Земли и Марса, радиусом 1,2 астрономические единицы. Масса хранилища на орбите захоронения составляет 50 т, в том числе масса радиоактивных отходов может достигать 9 т. Ракета-носитель "Энергия" и первый разгонный блок с ЖРД доставляют хранилище с радиоактивными отходами на круговую орбиту Земли высотой 800 км. На этой высоте запускается ЯЭРДУ второго разгонного блока, который доставляет хранилище с радиоактивными отходами на орбиту захоронения. Так как доля радиоактивных отходов с длительным периодом полураспада составляет в мире ежегодно около 100 т, достаточно осуществлять 10-15 пусков ракеты-носителя "Энергия" в год для решения всей проблемы.
Значительный интерес представляет использование орбитальных систем для освещения полярных городов, повышения урожайности за счет стимуляции фотосинтеза и энергоснабжения Земли из космоса. Однако это потребует выведения в космос и развертывания отражателей больших конструкций площадью до нескольких квадратных километров. Космическая система орбитального освещения приполярных городов состоит из 100 космических аппаратов-рефлекторов, размещаемых на круговой солнечно-синхронной орбите высотой 1700 км и наклонением 103°. Масса каждого аппарата составляет 5-6 т, диаметр солнечного отражателя пленочно-каркасной конструкции — 240 м. В состав аппарата входят также приборный отсек, солнечные батареи, гиромаховик системы управления, Форма рефлектора обеспечивается натяжением пленки с использованием лазерного блока контроля формы; ориентация КАР выполняется за счет гироскопического эффекта, коррекция орбиты осуществляется периодически на внерабочих режимах с использованием солнечного давления.
Ресурс космических аппаратов — 10 лет, диапазон обслуживаемых широт 70±2°, время освещения в суточном цикле 8 ч, размер освещенного района — круг диаметром 17 км. Космические аппараты-рефлекторы выводятся в составе одной связки массой 69 т на опорную круговую орбиту высотой 450 км и наклонением 97° с помощью РН "Энергия" и разгонного блока. С опорной орбиты на рабочую орбиту связка аппаратов довыводится с помощью многоразового межорбитального буксира с электрореактивной двигательной установкой и солнечной энергоустановкой. При каждом пуске РН "Энергия" на рабочую орбиту доставляется 10-12 космических аппаратов-рефлекторов. Развертывание и разведение КАР на рабочей орбите производится автономно.
В РКК "Энергия" прорабатывались вопросы, связанные с возможностью практического освоения ресурсов Луны, в том числе доставки изотопа гелия-3 для земных термоядерных электростанций. В ходе многолетних проектных проработок были определены основные параметры многоразовой транспортной системы в пространстве Земля — Луна на базе космической системы "Энергия — Буран". Предполагалось использовать в качестве компонентов ракетных топлив кислород, водород, метан, добываемые на лунной базе. Система позволяет перейти к детальному изучению и освоению Луны.
На базе разработанной в НПО "Энергия" унифицированной космической платформы для больших геостационарных спутников массой 18-21 т была предложена система сбора и передачи экологической информации. На унифицированную космическую платформу предлагалось установить комплексы аппаратуры:
■ для дистанционного зондирования Земли (телевизионный комплекс и аппаратура, работающая в СВЧ— и ИК-диапазонах длин волн);
■ для исследования солнечно-земных связей (УФ-спектрометры, регистраторы заряженных частиц и др.);
■ для ретрансляции информации с низкоорбитальных космических аппаратов на Землю (в радио— и оптическом диапазонах).
Для решения экологических задач космический аппарат выводится на геостационарную орбиту ракетой-носителем "Энергия" и разгонным блоком.
Унифицированная космическая платформа и ракета-носитель "Энергия" позволяют использовать аппарат для контроля международных соглашений по разоружению, который одновременно решает задачи исследования природных ресурсов Земли и экологического мониторинга. Аппарат массой 33 т при массе полезной нагрузки 12 т выводится ракетой-носителем "Энергия" и разгонным блоком на орбиту высотой 600 км с наклонением 97°. В состав аппарата входили: видеоспектрометр, оптико-электронный комплекс, антенные фазированные решетки, электронная аппаратура и система электропитания мощностью 13 кВт.
Тяжелые спутники связи массой 21 т, выводимые на геостационарную орбиту ракетой-носителем "Энергия" и разгонным кислородно-водородным блоком, при организации межспутниковой связи позволяют создать международную глобальную информационную систему из 4-6 спутников. Такая система в десятки раз уменьшает число существующих спутников связи, создает глобальное информационное поле, решает проблему перегрузки геостационарной орбиты и уменьшает суммарные затраты. Только интегрированная спутниковая система на базе тяжелых платформ может быть в целом конкурентоспособной оптико-электронным каналам связи.
Необходимо отметить еще одну задачу, актуальность решения которой возрастает постоянно: удаление фрагментов ракетных блоков и космических аппаратов с околостационарных орбит. Большая удаленность фрагментов от Земли, большое разнообразие параметров орбит, сложность создания систем обнаружения, взаимных измерений и причаливания к фрагментам требуют использования сверхтяжелой ракеты-носителя "Энергия" и высокоэффективного космического комплекса. В качестве такого космического комплекса предлагался аппарат, выводимый ракетой-носителем "Энергия" с кислородно-водородным блоком в область геостационарных орбит с наклонением 0-14°. Диапазон наклонений определяется возможной прецессией с течением времени орбит неуправляемых космических фрагментов. Такой космический аппарат, снабженный двигательной установкой и средствами захвата, время существования которого составляет 0,5 года, может удалить с геостационарной орбиты фрагменты массой до 15 т.
Огромное значение для науки имеет изучение законов мироздания. Космическое пространство представляет безграничную область, исследовать которую можно только с помощью мощных радиотелескопов. В НПО "Энергия" был разработан проект "Энергия — КРТ-25", один из шести проектов, представленных для участия в конкурсе научных программ Европейского космического агентства, Согласно проекту, предусматривалось создание большого космического радиотелескопа с использованием унифицированной космической платформы, разгонных блоков и ракеты-носителя "Энергия". Срок пуска — середина 2001 года. Цель проекта — решить следующие научные задачи:
■ исследование механизмов генерации релятивистской энергии, передача энергии, формирование направленных пучков в ядрах радиогалактик и квазаров;
■ определение основных законов пространства и времени;
■ определение свойств новых типов материи;
■ определение основных этапов и закономерностей развития Вселенной;
■ изучение физических закономерностей и сверхмощных механизмов энерговыделения в окрестностях черных дыр в ядрах галактик и квазаров;
■ исследование механизмов радиоизлучения звездных объектов в нашей галактике, поиск планетных систем, изучение районов их формирования.
Космический аппарат начальной массой 27,8 т состоял из радиоинтерферометра с антенной диаметром 25 м, унифицированной космической платформы со служебными системами и ракетного блока. Радиоинтерферометр имел пять диапазонов радиоизлучений от 5 до 220 Гц. Система электроснабжения мощностью 5 кВт выделяла для научной аппаратуры 1,5 кВт. Аппарат совершал полет в течение пяти лет последовательно на трех орбитах с наклонением 63,43° и различных высотах апогея:
| ■ 2 года ■ 2 года ■ 1 год | — 5000x20 000 км; — 5000x40 000 км; — 5000x150 000 км. |
Все перечисленные перспективные проекты неоднократно докладывались генеральным конструктором Ю.П. Семеновым на научных конференциях и международных форумах и привлекли большое внимание международной общественности.
В разработках принимали участие: Г.Н. Дегтяренко, П.М. Воробьев, Б.И. Сотников, В.Г. Алиев, Б.Е. Черток, Ю.С. Денисов, Я.П. Коляко, В.П. Багров, В.В. Либерман, Б.Г. Супрун, Г.А. Сизенцев, Г.М, Байдал, А.Г. Королев, О.Г. Сытин, В.Н. Лакеев, Л.С. Григорьев, В.Е. Миненко, В.А. Кошелев, О.В. Комаров, О,С. Бакушин, В.М. Мельников, А.В. Шестаков, В.Н. Платонов, В.Н. Лобанов, В.П. Петров, В.В. Рыжков, В.Ю. Беляев и др.
Проекты целевого использования орбитального корабля "Буран"
Согласно техническим заданиям Министерства обороны и отраслевым программам в НПО "Энергия" были разработаны технические предложения и эскизные проекты по решению конкретных задач в реальных направлениях применения ОК "Буран". Предусматривалось использовать ОК "Буран" для транспортно-технического обслуживания и ремонта орбитальных комплексов и космических аппаратов. Так, например, транспортно-техническое обслуживание орбитальным кораблем "Буран" комплекса "Мир" — его дооснащение (доставка модулей, энергоустановок и др.), многоразовое использование модулей и оборудования (их возвращение для профилактики и ремонта), доставка на Землю результатов работ — позволяет существенно повысить эффективность комплекса. Как разновидности задачи ПО были рассмотрены диагностирование неисправных аппаратов как на орбите, так и после их возвращения с помощью ОК "Буран", а также оценка возможности их ремонта и повторного использования.
Применительно к аппаратам космической разведки исследована возможность возвращения двух неисправных аппаратов и принятия решений по их дальнейшему использованию.
Детально проработано использование ОК "Буран" для развертывания и сборки больших конструкций. Это направление имеет принципиальное значение для создания космических антенн, солнечных энергоустановок и др.
Обоснован эксперимент по отработке антенны космического радиотелескопа КРТ-30 и экспериментального космического комплекса наблюдения в составе бортового модуля на ОК "Буран". Особую роль ОК "Буран" может иметь для выведения и отработки на орбите особо дорогостоящих КА.
Чтобы уменьшить технический риск и предотвратить значительный ущерб в случае потери, например, уникального аппарата космической разведки или выхода из строя его целевой аппаратуры, было предложено и проработано решение о создании по принципу максимальной преемственности конструктивных, компоновочных и технических решений экспериментального образца (ЭКА), выводимого и обслуживаемого по программе отработки кораблем "Буран". Такое решение позволяло обеспечить:
■ контроль всех основных этапов функционирования ЭКА;
■ контроль операций по раскрытию крупногабаритной антенны РАС и проведение оперативного ремонта при ее отказе;
■ проверку работоспособности ЭКА перед самостоятельным функционированием для гарантированного выполнения задач эксперимента;
■ проведение ремонтно-восстановительных работ на борту ЭКА;
■ возвращение на Землю особо ценных частей ЭКА для диагностики и повторного использования.
Аналогично исследовано использование ОК "Буран" для выведения на орбиту и отработки экспериментальной энергоемкой тяжелой радиолокационной станции 91Л6-П. Незаменима роль ОК "Буран" при проведении специальных исследований, а также ряда научных и технологических экспериментов. В рамках отраслевой темы было выполнено проектное исследование по дооснащению ОК "Буран" спецаппаратурой и решению различных целевых задач.
Научно-технические аспекты разработок по различным темам иллюстрировали техническую гибкость ОК "Буран" как автономного космического средства в решении и отработке оборонных задач. Совершенство конструкции и компоновки ОК "Буран" позволило разработать на его базе проектную модификацию космического боевого модуля с размещением в нем кассет с планирующими КА.
В качестве начального этапа практического использования ОК "Буран" для научных исследований планировалась постановка и проведение на его борту уже во время второго полета экспериментов по исследованию микроатмосферы, микроускорений и характеристик излучений с помощью научной аппаратуры многоразового использования. Это направление оценивалось как весьма значительное, особенно при комплексном решении научно-исследовательских и технических задач.
Уникальные энергетические возможности ОК "Буран" (до 60 кВт), уровень микрогравитации (10-4-10-5 g) и другие характеристики функционирования на орбите, а также возможность возвращения и многократного использования оборудования позволили организовать на борту промышленное производство и доставку на Землю биопрепаратов и полупроводниковых материалов высокой стоимости. Проектные исследования этого направления на основе конкретных биоустановок ("Рекомб-2", "Ручей-2", "Поток") и технологических установок ("Кратер-АГ", "Малахит") показали целесообразность его реализации уже в ходе летных испытаний.
В результате этих разработок и исследований были разработаны принципы и научно-технические направления создания и эксплуатации любых многоразовых космических аппаратов.
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.
Перспективные проекты на базе научно-технических разработок по ОК "Буран" и системе "Энергия — Буран"
На основе научно-технического опыта по созданию орбитального корабля "Буран" и системы "Энергия — Буран" в целом, а также максимального многолетнего опыта по созданию пилотируемых космических средств в НПО "Энергия" в 1984-1993 гг, по указанию главного конструктора Ю.П. Семенова были параллельно развернуты поисковые и проектно-конструкторские разработки в направлении развития и совершенствования ракетно-космических комплексов, экономически эффективно сочетающих применение как одноразовых, так и многоразовых транспортных ракетных и космических средств для решения всех целевых задач. Приоритет отдавался решению задач транспортно-технического обслуживания и повышения эксплуатационной эффективности орбитальных комплексов типа "Мир", замены одноразовых кораблей типа "Союз" и "Прогресс" и применения средств выведения как с вертикальным, так и с горизонтальным стартом. Результатом указанных разработок было определение технического облика, основных характеристик и общей концепции многоразовых кораблей малой размерности ОК-М (ОК-М, ОК-М1, ОК-М2) с начальными массами от 15 до 32 т.
Аэродинамическая схема пилотируемого многоразового корабля ОК-М (начальная масса 15 т) аналогична аэродинамической схеме корабля "Буран". Основные конструктивные элементы его: цельный неразрезной фюзеляж, включающий кабину экипажа и грузовой отсек пенального типа, крыло двойной стреловидности, снабженное элевонами; вертикальный стабилизатор с рулем направления; носовое и основное колесное шасси. Внешняя поверхность корабля ОК-М была покрыта плиточным теплозащитным покрытием на основе материалов, разработанных для корабля "Буран". Носовой "кок" выполнен открывающимся, из материала углерод-углерод, под ним в носовой части фюзеляжа размещен стыковочный агрегат андрогинного типа. Двигательная установка, состоящая из 36 ЖРД трех энергетических уровней (топливо АТ-НДМГ) и вытеснительной системы подачи топлива, размещалась в двух мотогондолах хвостовой части фюзеляжа и в носовом "коке". Система управления корабля ОК-М реализовывалась на основе бортового вычислительного комплекса типа примененного на корабле "Союз ТМ".
|  | Проектные варианты многоразовых орбитальных кораблей малой размерности | |||||||||||||
С учетом увеличенных габаритов кораблей повышена тяга орбитальных двигательных установок, работающих на компонентах жидкий кислород + керосин (ОК-М1) и жидкий кислород + этанол (ОК-М2), повышена мощность СЭС, которая для этого случая содержала две независимых системы: низковольтную на базе электрохимических генераторов (три генератора мощностью 7 кВт каждый) — для питания потребителей, кроме рулевых систем; высоковольтную систему на базе химических литиевых источников тока — для питания рулевых систем (номинальное напряжение 270 В и пиковая нагрузка до 60 кВт).
Задачи управления кораблями ОК-М1 и ОК-М2 решались с помощью бортового, комплекса управления, включающего системы управления движением и навигации, управления бортовой аппаратурой и другие системы. При этом СУДН представляла дальнейшее развитие аналогичных разработок НПО "Энергия" и строилась по принципу корректируемых бесплатформенных инерциальных систем с использованием мощных вычислительных средств (бортового вычислительного комплекса). Системы жизнеобеспечения и терморегулирования строились по принципу преемственности с системами ОК "Буран". Существенным отличием корабля ОК-М1 являлась его ориентация на параллельное силовое сопряжение с ракетно-космическим комплексом и размещение в хвостовой части корабля двух маршевых трехкомпонентных ЖРД с высотными сопловыми насадками.
Значительный интерес мировой космонавтики к кораблям малой размерности в этот период времени подтверждался зарубежными проектами ALSV, HL-20, "Крузер", "Гермес", "Зенгер" — ОК "Хорус", "Хоуп" и др. С учетом ближайших перспектив (1995-2000 гг.) в качестве возможных средств выведения многоразовых кораблей малой размерности рассматривались универсальные экологически чистые одноразовые ракеты-носители "Зенит", "Энергия-М" и многоразовая крылатая разгонная ступень вертикального старта на базе корабля "Буран".
Параллельно оценивалась возможность использования транспортного самолета-носителя (типа "Руслан" или "Мрия") в качестве I ступени авиационно-космической системы при организации "воздушного старта" II ступени (разгонной ракеты) с целью получения технических преимуществ прежде всего по оперативности и всеазимутальности пусков, а также стартов со многих аэродромов.
Выполненные сравнительные расчеты масс двухступенчатых ракет-носителей, обеспечивающих выведение одного и того же полезного груза с Земли и с самолета-носителя, показали, что самолетная ступень позволяет уменьшить массу отделяемой от нее разгонной ступени примерно на 20% по сравнению с наземным стартом.
Относительная масса ракетного блока I ступени при близком к оптимальному соотношению ступеней для двух— и трехступенчатых ракет-носителей, стартующих с Земли, составляет более 50%, т.е. энергетическая эффективность самолета-носителя как I ступени значительно ниже энергетической эффективности ракетных блоков первых ступеней "классических" ракет-носителей. Было отмечено, что данное обстоятельство обусловливает необходимость компенсации энергетики за счет достижения очень высокого массового совершенства разгонной ступени, особенно в ее одноступенчатом варианте как единственном варианте реализации в полной мере основных потенциальных преимуществ "воздушного старта". Выявлены также проблемы увеличения высот и скоростей, на которых отделяется разгонная ступень от самолета-носителя. Все это приводило к дополнительному техническому риску.
| Наименование | Значение | ||
| ОК-М/"Зенит" | ОК-М1/ММКС | ОК-М2/"Энергия-М" | |
| Стартовая масса, т Максимальная масса ОК, т | 400 15,3 | 850 36 | 1060 35 |
 | Проектные варианты средств выведения многоразовых орбитальных кораблей малой размерности |
Соображения по степени технического риска и связанной с ним увеличенной длительности цикла разработки ракетных блоков авиационно-космической системы подтверждали целесообразность упреждающих разработок ракетно-космических комплексов вертикального старта с использованием упомянутых средств выведения для эксплуатации многоразовых кораблей малой размерности. При этом, как показали проработки НПО "Энергия", вполне реальным представлялось решение вопроса об унификации проектных вариантов орбитальных кораблей под дальнейшую их интеграцию и использование в составе АКС по мере совершенствования ракетных блоков и развития техники самолетов-носителей.
Проектный вариант комплекса ОК-М/"Зенит" представлял полное и эффективное использование новой ракеты-носителя, но как средство доставки на орбитальный комплекс грузов этот комплекс являлся минимизированным. Силовая связь ОК-М с ракетой-носителем осуществлялась через переходный отсек, выполненный по типу "монокок", на котором с помощью сбрасываемых пилонов размещались четыре твердотопливных ускорителя. Блок ТТУ позволял увеличить энергетику РКК в штатном полете и обеспечить экстренное отделение и управляемый увод ОК-М при аварии. В штатном полете предусматривалось включение ТТУ (средняя тяга каждого составляла 25 тс) в начале работы II ступени РН "Зенит" и сообщение РКК дополнительного импульса, что в сочетании с другими мероприятиями способствовало достижению необходимых массово-энергетических характеристик РН для выведения ОК-М на начальную круговую орбиту высотой 120 км и наклонением 51°.
Корабли ОК-М1 и ОК-М2 входят в состав ракетно-космических комплексов на базе многоразовой космической системы "Энергия — Буран": ОК-М1 выводился в составе многоразового многоцелевого космического комплекса, являющегося составной частью многоразовой многоцелевой космической системы, а ОК-М2 — в комплексе с РН "Энергия-М". ММКК состоял из разгонного возвращаемого корабля, подвесного топливного отсека, многоразового орбитального корабля ОК-М1. Беспилотный РВК использовался в качестве I ступени, разрабатываемой на основе конструкции планера с максимальным использованием элементов и систем ОК "Буран". Внутри корпуса РВК устанавливались топливные баки, пневмогидравлические средства подачи компонентов топлива и четыре двухрежимных трехкомпонентных ЖРД с необходимым вспомогательным оборудованием, работающих на жидком кислороде, жидком водороде и углеводородном горючем. При этом в составе РВК были предусмотрены запасы только жидкого кислорода и углеводородного горючего, жидкий водород размещался в ПТО. Для обеспечения полета по трассе возвращения РВК оснащался двумя ВРД, расположенными по обе стороны в средней части фюзеляжа, Подвесной топливный бак представлял собой силовую конструкцию с несущими топливными баками диаметром 5,5 м с продольной (последовательной) компоновкой баковых емкостей окислителя и горючего. Многоразовый корабль OK-M1 крепился к ПТО с помощью трех разрывных силовых узлов по параллельной схеме, выполняя функции II ступени и используя в качестве маршевой ДУ два трехкомпонентных ЖРД.
Для спасения в экстремальных ситуациях корабля ОК-М1 с экипажем и РВК или только экипажа были предусмотрены в составе ММКС специальные технические средства (катапультные кресла, средства аварийной защиты двигателей, спасательные скафандры, средства экстренного отделения ОК от ПТО, средства пожаровзрывопредупреждения и др.) и разработаны специальные режимы функционирования составных частей.
В ракетно-космическом комплексе ОК-М2/РН "Энергия-М" силовая связь корабля ОК-М2 осуществлялась с ракетным блоком II ступени РН "Энергия-М" и в конструктивном плане была подобна привязке корабля ОК-М к РН "Зенит", т.е. тандемно с помощью специального переходного отсека, на котором устанавливались ракетные двигатели твердого топлива системы аварийного спасения. Энергетика РДТТ системы аварийного спасения в штатном случае использовалась для довыведения корабля ОК-М2 на промежуточную орбиту с последующим затоплением II ступени РН и переходного отсека с корпусами РДТТ системы аварийного спасения в океане. При отсутствии САС корабля (применение катапультирования экипажа) переходный отсек мог быть существенно уменьшен по длине и упрощен по конструкции, Общая схема связи сохранилась и в модифицированном варианте РН "Энергия-М" с использованием многоразовых блоков I ступени.
Принципиальной разработкой НПО "Энергия" на основе синтеза передовых концепций развития пилотируемой космонавтики и средств выведения являлась одноступенчатая многоразовая воздушно-космическая система аэродромного базирования, в состав которой входили одноступенчатый многоразовый воздушно-космический самолет и комплексы наземных технических средств обслуживания и управления полетом. Основанием для выполнения работ по ВКС были Постановления Правительства от 27 января 1986 года и от 19 июля 1986 года, а также техническое задание Министерства обороны от 1 сентября 1986 года.
Воздушно-космический самолет представлял собой гиперзвуковой ракетоплан с комбинированной многорежимной двигательной установкой на основе турбопрямоточного воздушно-реактивного двигателя и линейного ЖРД. Начальная масса ВКС не превышала 700 т (масса конструкции составляла 140 т), масса полезного груза — не менее 25 т при выведении на опорную орбиту высотой 200 км и наклонением 51°. Габариты ВКС: длина 71 м, размах крыла 42 м, высота (по верхней кромке фюзеляжа) 10 м.
ВКС предназначался для оперативного экономически эффективного выведения полезных нагрузок на низкие орбиты, технического обслуживания орбитальных группировок, трансконтинентальных транспортировок, а также для решения оборонных задач в космосе и из космоса, Указанные разработки остались невостребованными, но сохраняют свою техническую актуальность и перспективность.
В разработке вышеуказанных перспективных проектов принимали активное участие П.М. Воробьев, В.А. Тимченко, Б.И. Сотников, В.Г. Алиев, А.А. Калашьян, В.А. Высоканов, Г.В. Лебедев, Б.А. Танюшин, И.А. Сидоров, О.П. Гаврелюк, И.М. Шибаев, Л.В. Суроегин, С.С. Ильин, В.И. Табаков, О.С. Бакушин, С.О. Бобылев, А.А. Дядькин и др. Работы по МВКС и ВКС проводились под руководством П.В. Цыбина.
Разработка ядерных энергетических установок и ядерного электроракетного двигателя
Исследования по созданию электроракетных двигателей на основе атомной энергии были начаты в отделе 12 (М.В. Мельников) ОКБ-1 в 1958 году при поддержке С.П. Королева одновременно с научно-исследовательскими и проектными работами по межпланетным пилотируемым космическим кораблям. Эти исследования получили дополнительный импульс после включения в состав ОКБ-1 в 1960 году специализированного подразделения из ЦНИИ-58 (главный конструктор В.Г. Грабин), занимавшегося наземной ядерной энергетикой. Коллектив специалистов имел опыт проектирования, изготовления и ввода в эксплуатацию первых отечественных исследовательских водо-водяных реакторов УФФА МГУ. Эти реакторы были установлены в нашей стране (города Ташкент, Рига, Киев, Алма-Ата) и за рубежом (Венгрия, Румыния, ГДР, Чехословакия, Египет). Этим же коллективом были разработаны и первые экспериментальные реакторы на быстрых нейтронах с жидкометаллическим теплоносителем (СР-1 и СР-3), которые были установлены в Физико-энергетическом институте (ФЭИ, научный руководитель А.И. Лейпунский, г. Обнинск).
Вначале основной целью разработок был выбор направления работ и создание научно-технических основ для опытно-конструкторской разработки ядерного электроракетного двигателя как особого класса двигателей для межпланетных сообщений и ядерно-энергетической установки замкнутой схемы как нового мощного и длительно действующего источника энергии с высокой энергоемкостью для ЭРДУ и целевой аппаратуры, обеспечивающих решение научных, народнохозяйственных и оборонных задач в космосе.
Для выбора схемы и параметров космической ЯЭУ большой мощности ОКБ-1 совместно с ФЭИ были исследованы различные схемы преобразования тепловой энергии ядерного реактора в электрическую (паротурбинные, газотурбинные, магнитогидродинамические и с непосредственным преобразованием в термоэмиссионном реакторе-преобразователе ЯЭУ). Результаты анализа показали, что наиболее перспективной является ядерная энергоустановка с ТРП, так как ее тепловая и электрическая схемы отличаются простотой, отсутствием движущихся частей, более высокими, по сравнению с другими установками, верхней температурой цикла преобразования и температурой отвода отбросного тепла и, как следствие, более компактным холодильником-излучателем. Таким образом, в качестве источника электроэнергии электроракетной двигательной установки и энергоемких КА для дальнейшей разработки была принята ядерная энергоустановка с ТРП.
Выполненные к началу 60-х годов проектно-баллистические исследования показали перспективность разработки ЯЭРД для межпланетных перелетов в связи с их высокой экономичностью. Были подготовлены предложения о начале широкомасштабных научно-исследовательских и проектно-конструкторских работ по ЯЭРД и ЯЭУ. Эти работы получили дальнейшее развитие после выхода Постановления от 23 июня 1960 года. В десятках НИИ, КБ, ВУЗах и других организациях по техническим заданиям и с участием специалистов ОКБ-1 были начаты теоретические, экспериментальные, материаловедческие, испытательные (включая реакторные) исследования с целью создания новых высокотемпературных конструкционных, электродных и других материалов, экспериментальных установок и реакторных испытательных баз.
Первый (поисковый) этап развития работ по ЯЭРД был завершен в 1962 году одновременно с окончанием эскизного проекта ракеты-носителя Н1 и создаваемых на ее основе многоцелевых баз-станций, в который вошли "Материалы по ЯЭРД для тяжелых межпланетных кораблей". В 1965 году в отделе 12 (начальник отдела И.И. Райков) ОКБ-1 совместно с ФЭИ был разработан эскизный проект ядерного электроракетного двигателя ЯЭРД-2200 для межпланетного корабля с экипажем. Двигатель ЯЭРД-2200 имел двухблочную схему (два независимых блока с ЯЭУ и ЭРДУ, полезная электрическая мощность каждого составляла 2200 кВт) суммарной тягой 8,3 кгс. В этом проекте впервые были заложены принципиально новые технические решения в применении:
■ ТРП на быстрых нейтронах;
■ малоактивируемого изотопа лития-7 в качестве единого рабочего тела для ЯЭУ и ЭРДУ;
Многоцелевая космическая база-станция
|
|
■ электроплазменного двигателя большой мощности с удельным импульсом тяги 5500 кгс·с/кг и КПД, равным 55%.
Разработка этого проекта позволила продемонстрировать возможность создания принципиально нового двигателя с высокими удельными характеристиками.
С целью расширения фронта работ по ЯЭУ и ЭРДУ в 1975 году был организован специализированный комплекс 7 (руководитель комплекса М.В. Мельников), который в 1984 году был преобразован в отделение 07 (начальник отделения П.И. Быстров, а с 1993 года — Ю.А. Баканов). При формировании структуры и состава отделения был реализован принцип функциональной направленности каждого подразделения и необходимости координации всего комплекса работ по космическим ЯЭУ большой мощности и ЭРДУ на их основе.
Идея термоэмиссионного преобразования энергии не могла быть реализована без создания нового класса тугоплавких и высокотемпературных материалов, новых теплоносителей и, следовательно, новых технологий. Для их разработки и создания требовались принципиально новые материаловедческая, производственно-технологическая и стендово-испытательная базы, организация в масштабах страны производства полуфабрикатов из тугоплавких материалов (ниобий, молибден, вольфрам, ванадий), электроизоляционных и магнитных материалов.
 Общий вид высоковакуумного стенда ЭУ-305 для испытаний литий-ниобиевых систем охлаждения космических ЯЭУ |
В состав базы для отработки электроплазменных двигателей входили: стенд для отработки ЭРД большой мощности, на котором испытывался ЭРД мощностью до 500 кВт с литием в качестве рабочего тела, и стенды меньшей мощности — ЭУ-315 и ЭУ-316 — для испытаний ЭРД мощностью до 25 кВт на ксеноне и связок таких двигателей.
Среди внешних экспериментально-испытательных баз, созданных и эксплуатируемых РКК "Энергия", необходимо отметить реакторные базы для испытаний устройств прямого преобразования тепловой энергии реакции деления в электрическую энергию термоэмиссионных электрогенерирующих каналов (ЭГК — основного функционального агрегата термоэмиссионного реактора-преобразователя) и исследований нейтронно-физических характеристик ядерного реактора.
Для развития ТРП на быстрых нейтронах в 1965-1968 гг, на предприятии совместно с ФЭИ был спроектирован и изготовлен, а в 1970 году введен в строй критический стенд ФС-1 — реактор нулевой мощности, который позволял изменять в широких пределах структуру, геометрию, состав и конфигурацию основных компонентов ядерно-физической модели ТРП. Основные элементы реактора изготовлялись из штатных конструкционных материалов (окись урана, ниобий, вольфрам, бериллий, окись европия и т.п.), а объем активной зоны мог достигать 200 л с критической загрузкой до 300 кг урана. На этом стенде было собрано и исследовано восемь критических сборок — моделей ТРП разрабатываемой в РКК "Энергия" ЯЭУ 11Б97 различных модификаций.
 Полномасштабный реактор нулевой мощности космической ЯЭУ 11Б97 |
Разработка проектов потребовала разработки основ проектирования ЯЭУ и ЭРДУ и их элементов, создания математических моделей, алгоритмов и программ расчета процессов в агрегатах и системах ЯЭУ и ЭРДУ.
В 1966-1970 гг. был разработан эскизный проект ядерного электроэнергетического и ракетно-космического блока с ЯЭУ и ЭРДУ для марсианского экспедиционного комплекса, выводимого ракетой-носителем Н1М.
ЯЭУ и ЯЭРД предлагалось выполнить в одноблочном (ЯЭ-1 и ЯЭ-1М) и трехблочном (ЯЭ-2 и ЯЭ-3) исполнениях. В одном блоке ЯЭ-1 предполагалось получить электрическую мощность 2500-3200 кВт с ресурсом 4000-8000 ч, в блоке ЯЭ-1М — мощность до 5000 кВт. Суммарная тяга ЭРДУ составляла 6,2 и 9,5 кгс при удельном импульсе тяги 5000 и 8000 кгс-с/кг соответственно. В трехблочном исполнении (на основе трех ТРП) электрическая мощность составляла 3x3200 и 3x5000 кВт соответственно. Материалы проекта, относящиеся к ЯЭРД, были рассмотрены и одобрены экспертными комиссиями под руководством академиков А.П. Александрова и Б.Н. Петрова. Технические решения, положенные в основу проектов ЯЭ-2 и ЯЭ-3, проходили отработку на созданных НПО "Энергия" в смежных организациях экспериментальных базах.
В дальнейшем согласно Постановлениям от 8 июня 1971 года и от 15 июня 1976 года были активизированы работы по созданию энергодвигательного блока с термоэмиссионной ЯЭУ, получившей индекс 11Б97. Основное внимание уделялось транспортабельности, технической реализуемости и технологичности, опытно-экспериментальной отработке основных агрегатов и узлов, а также принципиальным вопросам практического использования энергодвигательного блока в ближнем околоземном пространстве для решения оборонных, народнохозяйственных и научных задач. Основным принципиальным результатом этих исследований стала корректировка уровня электрической мощности термоэмиссионной ЯЭУ до 500-600 кВт и обоснование целесообразности использования плазменно-ионных электроракетных двигателей типа стационарного плазменного двигателя и двигателя с анодным слоем.
В 1978 году был разработан проект ядерного межорбитального буксира в составе многоразовой космической системы "Энергия — Буран".
 | Ядерная энергетическая установка 1. Комплекс электротехнический 2. Рама 3. Кабель 4. Приводы органов СУЗ 5. Шина сильноточная 6. 2-блочный холодильник-излучатель 7. Емкости компенсационные 8. Трубопроводы с жидкометаллическим теплоносителем 9. Блок электромагнитных насосов 10. Сильноточный преобразовательный блок 11. Дублирующая система радиационной безопасности 12. Защита радиационная 13. Термоэмиссионный реактор- преобразователь Основные характеристики ЯЭУ
|
 | Ядерная энергетическая установка ЭРДУ в составе космического буксира 1. Ядерная энергетическая установка 2. Дополнительные блоки радиационной защиты 3. Стыковочный агрегат 4. Бак с рабочим телом (сжиженный ксенон) 5. Штанга поворотная 6. Блок электрореактивных двигателей Основные характеристики ЭРДУ
Основные характеристики буксира
|
В 1982 году по Постановлению от 5 февраля 1981 года НПО "Энергия" по ТЗ Министерства обороны разработало техническое предложение по ядерному межорбитальному буксиру "Геркулес" полезной электрической мощностью 550 кВт, выводимому на опорную орбиту высотой 200 км орбитальным кораблем "Буран" или ракетой-носителем "Протон". Буксир являлся универсальным электротранспортным средством для решения целевых задач в околоземном пространстве.
Был рассмотрен также двухцелевой вариант этой системы: доставка на энергоемкую орбиту космического аппарата при мощности 550 кВт и работа в режиме пониженной мощности на уровне 50-150 кВт в течение 3-5 лет.
В 1986 году было разработано техническое предложение по использованию межорбитального буксира с ядерным электроракетным двигателем для решения конкретной космической задачи — транспортирования на геостационарную орбиту полезных грузов массой до 100 т, выводимых на опорную орбиту РН "Энергия".
В 90-х годах работы по ЯЭУ и ЭРДУ проводились в рамках научно-исследовательских работ "Марс — ЯЭДБ" (заказчик — Российское космическое агентство) и "Звезда -паритет" (заказчик — Министерство атомной промышленности) в целях определения ближайших задач использования разрабатываемых установок, увеличения длительности функционирования, поиска путей снижения сроков и стоимости их отработки и экспериментального подтверждения основных параметров установок.
Изменения концепции развития средств космической техники на период до 2005 года, определившие снижение требований к уровню энерговооруженности перспективных космических аппаратов, потребовали корректировки основных технических характеристик и параметров ЯЭУ и ЭРДУ. В начале 90-х годов был выбран новый типоразмер ЯЭУ и, соответственно, ЭРДУ с электрической мощностью до 150 кВт в транспортном режиме и до 50 кВт — в режиме длительного энергообеспечения аппаратуры КА.
Выбор этих параметров определялся еще и тем, что ЯЭУ мощностью до 150 кВт может быть отработана на существующей стендово-испытательной базе РКК "Энергия", ФЭИ и других смежных организаций без нового капитального строительства (с заменой или модернизацией испытательного оборудования). Модульная концепция ЯЭУ и ЭРДУ позволяет проводить отработку практически всех узлов, агрегатов ЯЭУ без привязки к конкретному космическому объекту. Проектный анализ областей применения ЯЭУ и ЭРДУ этого класса показал перспективность их использования для решения задач доставки на геостационарную орбиту и энергообеспечения тяжелых информационных спутников, космического захоронения особо опасных отходов атомных электростанций и атомной промышленности, очистки космоса от антропогенного засорения, создания резервной системы, обеспечения безопасности полетов самолетов, обеспечения грузопотоков Земля — Луна — Земля при создании лунной базы, лунного орбитального и планетного комплексов, создания системы предупреждения об астероидной опасности путем развертывания группы КА на дальних подступах к Земле.
Основные характеристики ЭРТА
 Электроракетный двигатель на испытательном стенде |
Наряду с работами по ЯЭУ мощностью 150 кВт в этот период выполнялись работы по ядерному энергодвигательному блоку для пилотируемой экспедиции на Марс. Были исследованы одно-, двух— и более пусковые схемы полета экспедиции. Для Марсианского экспедиционного комплекса массой 150 т однопусковой схемы потребуется термоэмиссионная ЯЭУ электрической мощностью 5-10 МВт с ресурсом до 1,5 лет, а для комплекса разделенной схемы, когда доставка к Марсу экспедиционного комплекса осуществляется частями несколькими транспортными аппаратами, — мощностью 1-1,5 МВт с ресурсом до 3 лет.
В ходе работ, выполненных предприятием в 1958-1995 гг. по космическим ЯЭУ и ЭРДУ, был решен ряд наукоемких проблем. В этот период освоены высокотемпературные конструкционные материалы (ниобиевый сплав НбЦУ) и производство широкой номенклатуры полуфабрикатов из него, созданы новые высокотемпературные проводниковые, магнитные и электроизоляционные материалы для рабочих температур 1000-1200 К. Выполнены необходимые испытания многоэлементных термоэмиссионных ЭГК с плотностью электрической мощности до 15 Вт/см ; экспериментально обоснованы на полномасштабном физическом стенде нейтронно-физические характеристики активной зоны и радиационной защиты ТРП; освоены изготовление системы циркуляции лития (рабочая температура до 1300 К), серийное производство натриевых тепловых труб холодильника-излучателя длиной от 1 до 8 м и электромагнитных насосов, а также разработаны бесконденсаторные высокотемпературные преобразователи для согласования параметров тока ЯЭУ и ЭРДУ Завершен этап поэлементной отработки узлов и агрегатов ЯЭУ и ЭРДУ.
Таким образом, к 1995 году были созданы научно-технический, материаловедческий и технологический заделы для развития перспективного направления космической техники в области создания энергодвигательных блоков на основе ТРП и электроракетных транспортных аппаратов. По рассматриваемой тематике сотрудники нашего предприятия имеют более 500 изобретений СССР и патентов РФ.
Результаты работ РКК "Энергия" по ЯЭУ и ЭРДУ, направленные на создание нового класса тугоплавких, конструкционных, высокотемпературных, электроизоляционных и других функциональных материалов, нашли свое применение в других областях науки и техники. Так, базовый конструкционный ниобиевый сплав НбЦУ с защитным покрытием был использован в сопловых насадках рулевых двигателей 17Д15 ОК "Буран", работающих в окислительной среде при температуре 1670 К. Опыт работ по ЭРДУ на ксеноне нашел применение при разработке двигательных установок для связных КА типа УКП и "Ямал". Опыт технологических работ по натриевым тепловым трубам холодильника-излучателя ЯЭУ, внедренный при разработке теплонапряженного узла солнечной газотурбинной установки — солнечного приемника-аккумулятора, позволил создать мелкосерийное производство ниобий-натриевых термостатов для получения полупроводниковых монокристаллов, в частности монокристаллов германия для приборов ночного видения. Разработанная в РКК "Энергия" натрий-ниобиевая технология была внедрена также в электротехнической промышленности при термообработке, сварке и пайке металлокерамических узлов натриевой лампы, что позволило освоить бездефектное производство ламп и отказаться от закупки иностранной лицензии (завод "Армэлектросвет", Б.А. Тумасян).
Создание высоконапряженных теплотранспортных систем привело к успешному решению задачи интенсивного охлаждения элементов лазерной силовой оптики, что повысило порог оптической работоспособности лазерных зеркал технологического и специального назначения примерно в 100 раз. Работы по ЯЭУ и ЭРДУ проводились РКК "Энергия" в широкой кооперации организаций. Практически все работы по ТРП и теневой радиационной защите велись совместно с ФЭИ (И.Н. Родионов). В разработке проекта и конструкции головного реакторного блока ЯЭУ принимало участие НПО "Красная звезда" (Г.М. Грязнов). Разработка технологии, изготовление и поставка ЭГК и петлевых каналов осуществлялась ФЭИ, НИИ НПО "Луч" (И.И. Федик), Сухумским физико-техническим институтом (Р. Салуквадзе). В Институте ядерных исследований Украины (А.Ф. Приходько) и в Институте ядерной физики Казахстана (Ш.Ш. Ибрагимов) совместно с РКК "Энергия" на универсальных петлевых установках было проведено более 60 испытаний ЭГК. Исследования теплофизических свойств теплоносителей и рабочих тел ЯЭУ и ЭРДУ выполнены в Институте высоких температур (А.Е. Шейндлин). ЭПД мощностью до 25 кВт были разработаны и испытаны в ОКБ "Факел" (М.И. Шаламов) по техническому заданию РКК "Энергия". МГД-насосы для литий-ниобиевых контуров разрабатывали и изготавливали Институт физики (ИФ) АН Латвии (Н.Н. Кирко) и СКВ МГД (В.М. Фолифоров) в г. Рига. Базовые конструкционные материалы на основе ниобия, молибдена, монокристаллического вольфрама разработали ГИРЕДМЕТ (Э.П. Бочкарев), Подольский опытный химико-металлургический завод (Е.А. Юдин), Днепропетровский трубный опытно-экспериментальный завод (Я.Ф. Осада) совместно с РКК "Энергия". Технологию изготовления узлов и агрегатов из тугоплавких металлов — Институт сварки им. Е.О. Патона (Б.Е. Патон) и Институт проблем материаловедения (В.И. Трефилов) АН Украины. Проектно-исследовательские работы по обоснованию возможных областей применения ЯЭРДУ совместно с НПО "Энергия" выполнены НИИ ТП (В.Я. Лихушин) и ЦНИИМАШ (Ю.А. Мозжорин).
В разработке ЯЭУ и ЯЭРДУ, выборе, создании и исследовании характеристик высокотемпературных электродных и конструкционных материалов, создании производственно-технологической и испытательных баз, изготовлении и отработке узлов и агрегатов ЯЭУ и ЭРДУ принимали непосредственное участие В.П. Агеев, А.Ф. Алтухов, А.Г. Аракелов, Ю.А. Баканов, В.И. Бержатый, Ю.А. Бровальский, П.И. Быстров, Р.К. Воробьев, А.Ф. Геков, М.Г. Глазунов, СП. Гончаров, В.П. Грицаенко, В.К. Гришин, В.П. Демин, A.M. Долгопятов, A.M. Дынин, В.П. Ефимов, А.К. Какабадзе, А.С. Карнаухов, В.П. Кириенко, Е.М. Кирисик, И.Г. Князев, В.А. Королев, В.А. Корнилов, Ю.П. Ларионов, М.Н. Левин, Н.М. Липовый, А.Н. Лукьянов, О.И. Любимцев, В.А. Маевский, М.В. Мельников, В.А. Осадчий, В.Г. Островский, Н.Н. Петров, Л.З. Поляк, А.Н. Попов, Е.Л. Попова, И.И. Преснухин, И.И. Райков, Л.М. Решетько, В.В. Синявский, В.Я. Соболев, Ю.А. Соболев, В.А. Соловьев, Л.В. Соловьев, Б.С. Стечкин, Ю.И. Сухов, А.С. Титков, СР. Троицкий, Ю.П. Ушаков, Д.И. Шишов, В.Д. Юдицкий.
 | Группа сотрудников, работавших над энергетическими установками на ядерном топливе: в первом ряду А.Г. Аракелов, Н.П. Чернявский, Т.П. Воронина, А.И. Компаниец, Ю.А. Соболев, М.В. Хасанова; во втором ряду В.Г. Смирнов, П.И. Соловьев, Н.Я. Серов, М.И. Зубков, И.И. Райков, М.К. Панин, М.В. Мельников, А.Ф. Алтухов, Л.И. Пушина; в третьем ряду Е.М. Кирисик, С.П. Семкин, Т.В. Арбузкина, В.К. Гришин, H.B. Мурашко, В.И. Жимайлов, В.И. Чайкин, Т.В. Копытова, Л.А, Знак; в четвертом и пятом рядах Н.Я. Серов, ГА. Шматов, А.П. Лобаков, И.А. Николаев, А.Н. Стыцина, СР. Троицкий, A.M. Долгопятов, В.И. Сергеев, В.И. Бержатый, В.П. Кашинкин, А.Г. Данилов, В.М. Мельников, В.М. Мазный |