Управляющих двигателей с тягой по 4 кН, удельным импульсом тяги 275...295с (в зависимости от назначения) и числом включений до 2000 за полет;

38 управляющих двигателей с тягой по 4 кН, удельным импульсом тяги 275...295с (в зависимости от назначения) и числом включений до 2000 за полет;

восемь двигателей точной ориентации с тягой по 200Н, удельным импульсом 265с и с числом включений до 5000 за полет;

четыре твердотопливных двигателя экстренного отделения с тягой по 28 кН и суммарным импульсом тяги по 35 кН с.

Двигатели ОДУ на ОК размещаются с учетом решаемых ими задач. Так, двигатели управления, расположенные в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, обеспечивают координатные перемещения ОК по всем осям и управление его положением в простанстве.

Работу жидкостных ракетных двигателей и подачу в них топлива обеспечивают:

топливные баки (основные, вспомогательные и дополнительные) со средствами наддува, заправки, термостатирования, забора жидкости в невесомости и т.п.;

средства подачи компонентов топлива к двигателям управления, включая средства газификации жидкого кислорода;

средства поддержания температурного режима окислителя и горючего, а также элементов конструкции;

топливная и газовая арматура и трубопроводы;

приборы, датчики и кабели систем управления и бортовых измерений.

Основные проектные решения были найдены на базе следующих принципиальных положений:

размещение всего запаса жидкого кислорода для маршевых и управляющих двигателей и его хранение в едином теплоизолированном баке при низком давлении (использование глубоко охлажденного до -210 С кислорода и активных средств его перемешивания позволило избежать потерь на испарение в полете в течение 15...20 сут без применения холодильной машины);

питание двигателей управления газифицированным кислородом, получаемым в специальном газогенераторе (газификаторе) при сжиганиии в кислороде небольшой доли горючего;

забор жидких топливных компонентов в условиях, близких к невесомости, с помощью специальных заборных устройств на базе мелкоячеистых (капиллярных) сетчатых блоков, расположенных в нижних частях баков;

применение в двигателях управления электрического зажигания, охлаждения газообразным кислородом и избыточного содержания кислорода в камере для исключения образования сажи;

увеличение мощности маршевого двигателя (тяга 90 кН), что позволяет использовать его для ускоренной выработки топлива в нештатных ситуациях, а в перспективе - для повышения общей эффективности многоразовой космической системы за счет включения на активном участке;

поддержание теплового режима ОДУ в нормальном диапазоне собственными средствами (практически автономно от системы обеспечения теплового режима) за счет циркуляции горючего в теплообменном контуре, включающим основной бак;

совмещение профилактической послеполетной очистки внутренних полостей ОДУ с огневыми контрольными испытаниями на технологическом горючем (бензине), проводимыми при межполетном обслуживании;

интеграция ОДУ со смежными системами, в частности с системой электропитания, по средствам подачи и хранения жидкого кислорода;

использование при длительных (до 30 сут) полетах микрокриогенной холодильной машины с минимальным электропотреблением;

включение в состав ОДУ устройств связи со стартовым комплексом, а также элементов смежных систем и конструкций.

Маршевый двигатель

Маршевый двигатель, или двигатель орбитального маневрирования (ДОМ), используется при довыведении, коррекции орбиты, межорбитальных преходах и торможении при сходе с орбиты. Маршевый двигатель представляет собой ЖРД многократного включения с насосной системой подачи компонентов топлива, выполненной по схеме с дожиганием генераторовного газа, нормально функционирующий в условиях вакуума и невесомости. Высокие энергетические параметры двигателя (удельный импульс 362с) обеспечиваются исключением потерь на привод турбины (схема с дозажиганием), большим геометрическим дорасширением реактивного сопла (отношение площадей =192), минимальными потерями в камере сгорания и реактивном сопле, рациональной системой охлаждения и сокращением выбросов. В качестве пускового горючего для воспламенения топлива в газогенераторе и камере используется металлоорганическое соединение. Для двигателя характерны умеренная напряженность внутрикамерного процесса (давление в камере 7,85 МПа), использование форсуночной головки, имеющей концентрические кольцевые смесительные элементы для получения равномерного потока в камере, высотного соплового насадка радиационного охлаждения из ниобиевого сплава, изготовляемого методом раскатки (без сварки), центростремительной турбины, работающей на генераторном газе при умеренной (около 460 С) температуре. Крепление камеры в кардановом подвесе обеспечивает ее качание в двух плоскостях на 6 от номинального положения.

Маршевый двигатель: 1- радиационно охлаждаемая часть сопла; 2- регенеративно охлаждаемая часть сопла; 3- турбонасосный агрегат; 4- газоотвод; 5- камера сгорания; 6- рама с карданным подвесом; 7- привод рулевой машины; 8- газогенератор; 9- зашитный экран; 10- дренадные патрубки

Двигатели управления

Управляющий двигатель (УД) представляет собой однокамерный газожидкостный импульсный ЖРД высокого быстродействия на газифицированном кислороде и углеводородном горючем - синтине и работает в импульсных и стационарных режимах с длительностью включения от 0,06 до 1200 с как в орбитальном полете, так и при спуске в атмосфере до высоты 10 км, что позволяет использовать его как дублера маршевого двигателя и двигателей ориентации. Для воспламенения компонентов топлива используется электрическая система зажигания индуктивного типа. Камера сгорания и часть сопла охлаждаются регенеративно и через завесу окислительным газом, выходная часть сопла - радиационно, клапаны и свеча - прокачкой основного горючего в замкнутом контуре терморегулирования ОДУ. Для двигателей продольного перемещения, дублирующих маршевые двигатели в случае их отказа, предусматривается установка удлиненного насадка со степенью расширения =50 и соответствующим приростом удельного импульса. Быстродействие УД характеризуется временем набора 90% тяги, равным 0,06с, такой же минимальной продолжительностью включения и частотой включения до 8Гц. Минимальный удельный импульс двигателя в импульсных режимах 180с. Гарантированный ресурс двигателя составляет 26000 включений и более 3 ч работы (с дальнейшим увеличением по мере набора статистики). Двигатель ориентации по принципиальной схеме и составу в основном аналогичен УД. Для исключения образования сажи предусматривается повышенное соотношение компонентов топлива в двигателе (3,5....4),т.е. избыток кислорода. Основным режимом работы ДО является выдача минимльных импульсов от 0,06 до 0,12с, т.е. удельных импульсов тяги от 227 до 237с соответственно.

Управляющий двигатель: 1- сопло; 2- клапан окислителя; 3- клапан горючего; 4- агрегат зажигания; 5- сигнализатор давления; 6- камера сгорания; 7- блок таплового уплотнения

К основным блокам ОДУ (слева) относятся базовый (3), два хвостовых (БДУ-Н, БДУ-Л) (2) и носовой блоки (1), а также соединяющие их пневмогидравлические магистрали.

Манипулятор ОК "Буран"

Манипулятор для космического корабля "Буран" (СБМ) был разработан в Государственном научном центре - Центральном научно-исследовательском и опытно-конструкторском институте робототехники и технической кибернетики (ГНЦ ЦНИИ РТК РФ) (Санкт-Петербург). На "Буране" в штатных полетах предполагалось использовать до двух одинаковых манипулятора.
Бурановский манипулятор имеет сходную с RMS (манипулятор Space Shuttle) кинематическую схему. Он состоит из шести вращательных степеней подвижности и имеет одну транспортную степень (для начальной установки в грузовом отсеке корабля). Звенья манипулятора изготовлены из углепластика.
Работа с манипулятором возможна в автоматическом и ручном режимах управления.

Технические характеристики:

Число степеней свободы: 6 вращательных
Грузоподъемность: 30 т
Рабочая зона: сфера радиусом 15.5 м
Масимальная скорость:

30 см/сек (без груза)

10 см/сек (с грузом)

Точность позиционирования: 3 см

В результате математического и натурного моделирования манипулятора выявлены следующие особенности его движения:

Движение пустого схвата сопровождается колебаниями с амплитудой 7-10 см и частотой 0.5-1 Гц.

При работе с грузом около 1 т амплитуда колебаний схвата за счет суммарной упругости (основная упругость сосредоточена в шарнирах и в схвате в месте крепления груза) составила 50 см.

Остановка груза весом 1.5 т и 6 т сопровождается колебательным переходным процессом со временем затухания порядка 2 и 4 минут соответственно.

"Буран", под ред.члена-корр.РАН Ю.П.Семенова, М.:Машиностроение, 1995, 448 стр.;

Журнал "Новости Космонавтики", М.:Видеокосмос, 1994-1998гг. (в частности, 11/152 1997, материалы о "Скиф-ДМ");

"Космонавтика", энциклопедия, М.:Советская энциклопедия, 1985, 528 стр.

"Авиация", энциклопедия под ред.Г.Л.Свищева, М.:Большая Российская Энциклопедия, 1994, 736 стр.

"Авиационно-космические системы", сборник статей под ред. Г.Е.Лозино-Лозинского и А.Г.Братухина, М.:Изд-во МАИ, 1997, 416 стр.

"Техническая информация" ОНТИ ЦАГИ, 1421 ( 15, август 1981г.)

"Ракетно-космическая корпорация ЭНЕРГИЯ имени С.П.Королева", Менонсовполиграф, 1996, 670 стр.

Оглавление

Введение……………………………………………………………………….… 1

Внешняя конфигурация

Внутренняя компоновка, конструкция

Двигательная установка и бортовое оборудование

Геометрические и весовые характеристики

Выведение на орбиту

Возвращение с орбиты

История создания ОК “БУРАН”……………………………………………3

Многоразовая космическая система "Энергия - Буран" Орбитальный корабль "Буран"……………………………………………………………………………8 Компоновка ОК "Буран"……………………………………………………..28 Пояснения………………………………………………………………………30 Объединенная Двигательная Установка (ОДУ) Маршевый двигатель Двигатели управления Манипулятор ОК "Буран"………………………………………………………33 Список литературы………………………………………………………………………….35

36