Аэродинамическая компоновка орбитального корабля "Буран" (11Ф35)

Планер орбитального корабля по внешнему виду и составу элементов напоминает обычный самолет схемы "бесхвостка" и состоит из фюзеляжа, крыла, снабженного элевонами, функционирующими как рули высоты при управлении по тангажу и как элероны при управлении по крену, вертикального оперения с рулем направления, конструктивно состоящим из двух расщепляющихся створок, работающих при раскрытии в режиме воздушного тормоза, а также балансировочного щитка в хвостовой части для обеспечения балансировки и разгрузки элевонов на гиперзвуковых скоростях и больших углах атаки (a=39⁰ ), где их отклонения ограничены температурным фактором.
К особенностям конфигурации крыла следует отнести его двойную стреловидность, что обеспечивает необходимые несущие свойства и благоприятное изменение аэродинамических характеристик на сверхзвуковых и трансзвуковых скоростях полета.
Профиль крыла орбитального корабля по сравнению с профилями, применяющимися в современной сверхзвуковой авиации, отличается большей толщиной и большим радиусом передней кромки, что уменьшает температуру нагрева конструкции при входе и полете в плотных слоях атмосферы. Для управления по крену и рысканию при полете на больших скоростях и больших углах атаки, когда руль направления неэффективен, используется реактивная система управления ОК, двигатели которой расположены в двух блоках в ХЧФ.

В процессе оптимизации аэродинамических характеристик планера были проведены многочисленные экспериментальные исследования параметрических моделей орбитального корабля на дозвуковых, трансзвуковых, сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях в аэродинамических трубах ЦАГИ, которые определили влияние на аэродинамические характеристики формы профиля крыла, его стреловидности по передней кромке наплыва и основной трапеции, формы НЧФ и ХЧФ, профиля и габаритных размеров вертикального оперения и установки внешних элементов. По результатам исследований были выбраны:

• крыло со стреловидностью 45⁰ по основной трапеции, 78⁰ по наплыву, с симметричным базовым профилем, максимальная толщина которого, равная 12% хорды, расположена на 40% ее длины;

• фюзеляж с цилиндрической подрезкой по нижней образующей хвостовой части в боковой проекции, равной 14⁰ ;

• вертикальное оперение с чечевицеобразным профилем, максимальная толщина которого расположена на 60% длины хорды.

Анализ характеристик показал, что максимальное балансировочное значение аэродинамического качества К на дозвуковом режиме полета равно 5,6, а на гиперзвуковом режиме - 1,3 и что полученные аэродинамические характеристики обеспечивают продольную балансировку ОК на гиперзвуковых, сверхзвуковых, трансзвуковых и дозвуковых режимах полета за счет отклонения элевонов в диапазоне от -35⁰ до +20⁰, балансировочного щитка от -10⁰ до +20⁰ и раскрытия воздушного тормоза до 87⁰ .

Основные аспекты аэродинамического проектирования ОК "БУРАН"

Формирование облика корабля

По своему назначению орбитальный корабль "Буран" является многоцелевым транспортным воздушно-космическим летательным аппаратом. Как "грузовик" корабль должен совершать челночные операции по транспортировке экипажей и грузов заданных масс и габаритов на трассе "Земля - орбита - Земля".
Как воздушно-космический, двухсредный летательный аппарат ОК должен, завершая полет, выполнять управляемый планирующий спуск из космоса с погружением в плотные слои атмосферы и посадкой в заданной точке земной поверхности. При этом требования безопасности экипажа, сохранности груза и многоразового использования определили авиационный тип посадки с приземлением на бетонную взлетно-посадочную полосу (ВПП) конечных размеров.
Указанные факторы и отечественный опыт создания орбитального самолета предопределили облик корабля и его комплексно-рациональную аэродинамическую компоновку как низкоплана схемы "бесхвостка" с центральным расположением вертикального оперения.
Кабинный модуль с остеклением, обеспечивающим экипажу возможность визуальной посадки, средняя часть фюзеляжа, заданная геометрией цилиндрического отсека полезного груза размером 4,6х18 м, и кормовой отсек, в котором размещена объединенная двигательная установка с наружными блоками двигателей реактивной системы управления - эти основные агрегаты фюзеляжа сформировали его внешние обводы и определили площадь донного среза.
Низкое расположение крыла двойной стреловидности, интегрированного с фюзеляжем, образует по нижним обводам общую несущую поверхность, отвечающую требованиям продольной балансировки на гиперзвуковых скоростях и теплозащиты планера при прохождении теплового барьера, и обеспечивает наиболее рациональные компоновку и конструктивно-силовую схему корабля. Компоновочная схема "низкоплан" дает возможность максимально использовать экранный эффект на посадке при подходе к поверхности ВПП и приземлении.
Органы аэродинамического управления по тангажу, крену и рысканью обычны для схемы "бесхвостка" - это двухсекционные элевоны на консолях крыла и руль направления на киле. Кроме них орбитальный самолет имеет два дополнительных органа управления, специфичных для воздушно-космического планера.
На обрезе кормовой части фюзеляжа расположен балансировочный щиток, который в исходном положении представляет собой продолжение нижней поверхности фюзеляжа. Он предназначен для корректировки балансировочного положения элевонов и их разгрузки при изменении центровки в пределах заданного эксплуатационного диапазона.
Руль направления выполнен расщепляющимся на две створки и при раскрытии работает как воздушный тормоз, что при бездвигательном планировании дает возможность управления траекторией и скоростью полета путем изменения аэродинамического сопротивления и, тем самым, аэродинамического качества. Вследствие верхнего расположения воздушный тормоз при раскрытии создает моменты на кабрирование. Парирование их с помощью элевонов приводит к созданию дополнительной подъемной силы на режимах посадки, исключает характерные для самолетов схемы "бесхвостка" потери на балансировку.

Аэродинамика и маневренность

Полет корабля в атмосфере в соответствии с принятой схемой управления разделен на участок спуска и участок посадки. В качестве условной границы между ними принята высота 20 км.
С другой стороны, с позиций аэродинамики и возможностей управления траекторией, т.е. управления величиной и направлением скорости, можно выделить три участка полета, характерные для воздушно-космических аппаратов вообще.

Первый или начальный - это участок гиперзвукового планирования на постоянном угле атаки в диапазоне 30⁰...40⁰, который соответствует необходимому значению аэродинамического качества при числах Маха 28...10. Пределы изменения угла атаки определяются ограничениями по допустимым тепловым потокам, связанным с предельно допустимыми температурами для используемых теплозащитных материалов. Дополнительно ограничивается максимальная скорость ОК в зависимости от высоты полета.

Второй - это участок перехода от гиперзвукового диапазона скоростей и углов атаки к сверхзвуковому диапазону и охватывает числа М = 10...2 и углы атаки а = 40⁰...10⁰. На этом участке снимаются ограничения по теплозащите, угол атаки изменяется по программе, которая выбирается с учетом многих факторов и представляет собой компромисс между требованиями к маневренности и управляемости корабля.

Третий, или заключительный, участок соответствует полету в области давно обжитой современной авиацией, т.е. на сверх- и дозвуковых скоростях и высотах ниже 22...20 км при углах атаки, изменяющихся в пределах 0⁰...20⁰. На этих режимах углы атаки ограничиваются критическими значениями, до которых несущие свойства и управляемость с учетом работы системы автоматического управления еще остаются достаточными для выполнения нормального полета.

Требование к величине максимальной боковой дальности спуска (до 2000 км) определено с учетом минимизации числа витков, с которых посадка на территории нашей страны невозможна, а также обеспечения аварийной посадки с первого витка для орбит высоких наклонений.
Предельные маневренные возможности орбитального корабля, планирующего в атмосфере, в основном зависят от его максимального аэродинамического качества.
Вследствие того, что боковая дальность реализуется в основном на участке гиперзвукового планирования с постоянным углом атаки, где управление траекторией и рассеиванием энергии осуществляется только через изменение скоростного крена, балансировочное аэродинамическое качество корабля на этом участке при углах атаки а = 40⁰...30⁰ должно находиться в диапазоне 1,05...1,4.

Следует заметить, что при указанных значениях аэродинамического качества реализуется относительно низкий уровень продольных перегрузок при торможении, что обеспечивает экипажу возможность точного ручного управления кораблем.
После завершения бокового маневра и входа в зону аэродрома посадки корабль должен выполнить предпосадочный маневр и посадку. При этом наиболее важно решение задачи "последнего дюйма" - высокоточного приземления с первого захода при жестком контроле допустимого уровня кинетической энергии корабля, определяемого размерами ВПП, характеристиками шасси и средств торможения.
Главной особенностью полета орбитального корабля на заключительном участке является необходимость учета атмосферных возмущений на высотах ниже 20 км, особенно при дозвуковых скоростях, когда корабль проходит тропопаузу и приземный слой. Эти зоны, как показывает модель термодинамических и ветровых возмущений, созданная ЦНИИмаш и ЦАГИ с участием НПО "Молния", характеризуются наличием больших струйных течений, сдвигов ветра и значительной турбулентностью.
Учет возможных ветровых возмущений в приземном слое при заданных массах и ограничении на максимальную посадочную скорость (не более 360 км/час для максимальной посадочной массы) фактически определил диапазон посадочных скоростей Vпос = 280...360 км/час, что совместно с требованиями к запасу по углу атаки до его критического значения и к углу тангажа при касании определяет необходимый уровень несущих свойств корабля и существенно влияет на выбор площади крыла, его геометрии и профилировки.
Другим важным требованием к аэродинамике корабля является необходимость обеспечения на участке посадки возможности компенсации ветровых возмущений и ошибок в скорости, накапливаемых в процессе предпосадочного маневрирования. На заключительных фазах полета недостаточно управлять только ориентацией вектора скорости.
Необходимо непосредственное и с высоким быстродействием управление величиной скорости. Эта задача решается выбором эффективности воздушного тормоза. Проведенные исследования показали, что в режиме стабилизации скорости изменение продольной силы при входе в равновероятные попутный или встречный ветер должно полностью компенсироваться изменением аэродинамического сопротивления на 25...30% относительно сопротивления корабля при среднем по эффективности угле раскрытия воздушного тормоза.

В наихудшем расчетном случае при заходе на посадку и посадке против ветра, когда существует опасность недолета, значение максимального балансировочного качества в "гладкой" конфигурации (тормоз не раскрыт) должно быть близко к К = 5.
Таким образом, перед проектировщиками стояла задача обеспечения определенного уровня аэродинамического качества и несущих свойств корабля, что потребовало тщательно проанализировать влияние на характеристики геометрии крыла и обводов фюзеляжа, связать воедино противоречивые требования к суммарным силовым и моментным аэродинамическим характеристикам и условиям работы теплозащиты планера.

Предыдущий отечественный опыт исследования аэродинамики гиперзвуковых летательных аппаратов в широком диапазоне чисел М и углов атаки, а также параметрические исследования предварительных вариантов ОК позволили выбрать для него в качестве базового трапециевидное крыло с удлинением  =2,25, стреловидностью по передней кромке  =45⁰, профилем с относительной толщиной 12% и наплывом большой стреловидности. Это стало основой в поиске рациональных путей сочетания в компоновке корабля требований к аэродинамике на до-, сверх- и гиперзвуковых скоростях.
Следует отметить, что крыло малого удлинения, эффективное на больших числах М, при дозвуковых скоростях приводит к полету на повышенных углах атаки, поэтому особое внимание было уделено проблеме управляемости и запасам по несущим свойствам на углах атаки, близких к критическим по сваливанию.
При работе по профилировке крыла большие усилия были затрачены на достижение удовлетворительных характеристик профиля на сверх-, транс- и дозвуковых скоростях полета. Это связано с тем, что необходимость теплозащиты крыла привела к закруглению передних кромок и к почти плоской нижней поверхности. Кроме того, установка на элевоны теплозащитного покрытия "затупила" задние кромки. Эти деформации профиля ухудшали характеристики, увеличивали волновые потери и потребовали тщательной его доводки, особенно в трансзвуковом диапазоне чисел М.
Профилировка крыла, как известно, практически не влияет на несущие свойства ОК при гиперзвуковых скоростях полета.

Аэродинамика и управляемость

Решение задач стабилизации и управления орбитальным кораблем при полете в атмосфере связано с аэродинамической устойчивостью планера и моментной эффективностью управляющих аэродинамических поверхностей.

Первое и очевидное требование к значениям и характеру изменения аэродинамических моментов тангажа при нейтральных и отклоненных органах управления - это обеспечение продольной балансировки на всех возможных режимах полета при заданном диапазоне эксплуатационных центровок корабля (Хт = 0,64...0,66 Lф, т.е. при разбросе 2% от длины фюзеляжа).
Формирование приемлемой зависимости момента тангажа от угла атаки во всем диапазоне чисел М полета представляло одну из наиболее сложных задач аэродинамического проектирования.
Проведенный тщательный анализ геометрии крыла, его заклинения и профилировки, обводов носовой и хвостовой частей фюзеляжа позволил выбрать необходимые нулевые моменты тангажа, положения центра давления на гиперзвуковых скоростях и аэродинамического фокуса на сверх- и дозвуковых скоростях, при которых обеспечивалось выполнение следующих требований на различных участках полета:

- необходимый уровень несущих свойств;

- самобалансировка планера при числах М не менее 10 и средней центровке на углах атаки а=40⁰...30⁰;

- минимальные потребные для балансировки отклонения органов управления;

- нейтрально-устойчивый характер изменения момента тангажа по углу атаки на большинстве режимов полета;

- наименьшая разбежка фокуса при переходе со сверх- на дозвуковые числа М.

Кривые продольного аэродинамического момента соответствуют средней центровке Хт = 0,65 и принятой программе раскрытия воздушного тормоза (ВТ) в зависимости от числа Маха.
Важным фактором при решении задачи балансировки на гиперзвуковых скоростях было введение цилиндрической подрезки по нижней образующей кормы. Это изменение позволило дополнительно повысить аэродинамическое качество на дозвуковых скоростях, улучшить компоновку и конструкцию шасси.

Изменение момента тангажа на орбитальном корабле может быть осуществлено путем отклонения элевонов, балансировочного щитка и воздушного тормоза. Это дает возможность использовать их при продольной балансировке как единый орган, перераспределяя в процессе полета вклад каждого с учетом его функционального назначения и влияния на другие аэродинамические характеристики. Особенно эффективно такое управление на гиперзвуковых скоростях, где аэродинамические силы практически пропорциональны квадрату местного угла атаки поверхности и, следовательно, от балансировочного положения каждого органа зависит не только его моментная эффективность (градиент по углу отклонения), но и устойчивость планера (градиент момента тангажа по углу атаки).

Элевоны служат органом управления и стабилизации по тангажу и крену и должны отвечать требованиям высокого быстродействия. При решении задачи балансировки они должны быть минимально загружены и находиться в квазиоптимальном положении, определяемом по критериям эффективности элевонов в каждом канале управления, устойчивости планера по углу атаки и по величинам шарнирных моментов.

Балансировочный щиток, как было указано ранее, предназначен для обеспечения квазиоптимального положения элевонов путем уменьшения их отклонений при продольной балансировке. На величину аэродинамического качества положение щитка влияет слабо.
В меньшей степени используется для продольной балансировки раскрытие воздушного тормоза, создающего моменты на кабрирование. Более важно его влияние на путевую флюгерную устойчивость по углу скольжения и моментную эффективность руля направления.
Говоря об устойчивости и управляемости орбитального корабля, следует отметить две особенности, тесно связывающие аэродинамическое проектирование с разработкой автоматической системы управления, обеспечивающей необходимые динамические характеристики ОК, с ее структурой и параметрами.

Первой является сознательный отказ от попыток обеспечить на всех режимах полета продольную и путевую флюгерную (статическую) устойчивость по углам атаки и скольжения средствами аэродинамической компоновки. С уменьшением числа М от гиперзвуковых к сверхзвуковым значениям изменяется знак кривизны момента тангажа вследствие изменения характера обтекания верхней поверхности крыла.
При М=4...3 и а=15⁰...10⁰ появляется зона слабой локальной неустойчивости планера по углу а, в трансзвуковой зоне (М=0,95...0,9) планер "традиционно" неустойчив, на дозвуковых скоростях слабо неустойчив при центровке более задней, чем средняя (Хт>0,65). Из-за дестабилизирующего влияния носовой части фюзеляжа и затенения киля на больших углах атаки при сверх- и гиперзвуковых скоростях планер неустойчив по углу скольжения, но динамическая боковая устойчивость в связанном движении крена и рысканья обеспечивается за счет поперечной устойчивости по углу скольжения.

Вторая особенность связана с изменением реакции корабля по крену при отклонении элевонов на углах атаки а>15⁰ и числах М>3 с прямой на обратную из-за создания значительных моментов рысканья и развития скольжения, что вследствие поперечной устойчивости приводит к вращению в противоположную сторону. На указанных режимах полета, т.е. на больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях, элевоны используются только для стабилизации.
Учет этих особенностей и влияние балансировочного положения элевонов по тангажу и угла раскрытия ВТ на аэродинамику привели к необходимости выдерживания в процессе полета с помощью системы управления квазиоптимальных программных зависимостей этих углов от числа М.

Выбранная программа по элевонам обеспечила наиболее рациональные уровни продольной устойчивости по углу атаки, их моментной эффективности по тангажу, крену и рысканью, привела к минимизации шарнирных моментов. Программа по углу раскрытия воздушного тормоза обеспечила максимально возможные боковую устойчивость по углу скольжения и эффективность руля направления, а также дополнительные моменты тангажа, необходимые для реализации программы по элевонам. На дозвуковых режимах полета (М<0,8) воздушный тормоз используется только для управления скоростью.
Продольная балансировка по моментам тангажа при заданных программных положениях элевонов и ВТ обеспечивается за счет отклонения балансировочного щитка.
Указанные особенности нашли свое отражение во взаимосвязи цикла работы управляющих двигателей реактивной системы управления (РСУ), созданной для внеатмосферного полета, с циклом подключения аэродинамических органов управления при погружении в атмосферу.
На начальной фазе спуска элевоны подключаются для балансировки корабля и снятия статических компонентов в командах на срабатывание управляющих двигателей РСУ. Затем по мере роста скоростного напора осуществляется переход на аэродинамические органы управления и последовательно отключаются поперечный (q=50 кгс/м²) и продольный (q=100 кгс/м²) каналы РСУ. Двигатели канала рысканья работают для стабилизации и управления по "обратной" схеме (создание скольжения с последующим вращением по крену) до достижения трансзвуковых скоростей.
Очевидно, что помимо необходимости обеспечения балансировки по трем осям элевоны и руль направления должны иметь моментную эффективность, достаточную для стабилизации при воздействии атмосферных возмущений и управления кораблем с высоким быстродействием при минимально возможных аэродинамических нагрузках (шарнирных моментах ). Это особенно важно при предпосадочном маневрировании и посадке.
Поскольку ОК совершает безмоторный планирующий полет по необратимой схеме, только расходуя энергию, и, следовательно, должен выполнить точное приземление с первого захода, из-за фактора времени (длительность спуска с высоты 20 км менее 10 мин) требования к маневренности на этом участке чрезвычайно высоки.
Исследования, проведенные НПО "Молния" совместно с ЦАГИ, позволили сформировать жесткие критерии оценки уровней динамических характеристик устойчивости и управляемости корабля при полете в условиях дефицита времени. Обширный многофакторный анализ динамики полета, включая математическое и полунатурное моделирование, показал достаточную для успешного выполнения полета эффективность элевонов, руля направления и воздушного тормоза для управления нормальной перегрузкой, скоростным креном и скоростью.

Основные этапы и методы отработки аэродинамической компоновки

Наиболее сложной задачей аэродинамического проектирования была отработка компоновки, имевшая целью уточнение геометрии корабля и определение его максимально достоверных аэродинамических характеристик. Ее сложность и проблематика были связаны прежде всего с особенностями компоновки, характерными для орбитального корабля "Буран", и беспрецедентным для летательных аппаратов многообразием возможных режимов полета.
На атмосферном участке полета (высоты ниже 100 км), где аэродинамические силы и моменты определяют характер движения, ОК проходит диапазон скоростей от близких к первой космической (М=28...27) до малых дозвуковых на посадке (М=0,28...0,22).
Таким образом, предстояло изучить качественно новые и физически различные картины обтекания планера и количественно проанализировать его аэродинамические характеристики как в потоке свободно-молекулярного газа на начальной фазе погружения в атмосферу, так и при обтекании реальным воздухом, которое сопровождается явлениями диссоциации, плазмообразования, вязкого взаимодействия потока с пограничным слоем на больших гиперзвуковых скоростях и высотах. Традиционно трудным было изучение трансзвукового обтекания крыла с профилем большой относительной толщины при числах Рейнольдса порядка 10⁷...10⁸. Сложность проблем усугублялась тем, что на гиперзвуковых скоростях вследствие высоких температур торможения в ударном слое протекают неравновесные физико-химические процессы, не моделируемые в аэродинамических трубах, которые приводят к смещению центра давления, изменению момента тангажа и, следовательно, влияют на продольную балансировку.
Из особенностей компоновки, существенно влияющих на аэродинамику, следует отметить такие, как малое удлинение фюзеляжа и большая площадь донного среза, большие радиусы закругления носовой части фюзеляжа и передних кромок крыла и наплыва, большая относительная толщина профиля крыла (с=0,12), расщепляющийся на две створки руль направления, аэродинамически неидеальная поверхность планера со ступенчатым теплозащитным покрытием, рассеченным зазорами температурной компенсации.
Решение перечисленных и многих других проблем потребовало использования всей существующей отечественной научно-технической и экспериментальной базы, поиска новых расчетно-теоретических методов, создания новых экспериментальных установок и средств измерений, средств автоматизации проведения испытаний и обработки их результатов.
Анализ и синтез аэродинамической компоновки, прогнозирование и определение аэродинамических характеристик проводились поэтапно с последовательным возрастанием сложности и объема выполняемых работ.
На начальных этапах, когда формировался облик корабля, были проанализированы различные варианты компоновки, удовлетворяющие основным техническим требованиям, и выбран основной вариант.
Определение суммарных аэродинамических характеристик, эффективностей органов управления и других данных в объеме, необходимом для предварительного выбора конструктивно-силовой схемы, системы управления, расчетов динамики полета и т.д., проводилось в основном расчетно-теоретическими методами. Был создан комплекс программ, который базировался на ряде методов, моделирующих основные физические явления в точной и приближенной постановке.
Кроме того, использовался простой инженерный метод расчета на основе баз данных продувок прототипов в схемах "несущий корпус", традиционной самолетной и "гиперзвуковой самолет-разгонщик", которые содержали как суммарные характеристики, так и характеристики агрегатов планера: фюзеляжа, крыла, киля и органов управления практически во всем диапазоне чисел М и углов атаки.
В целом расчетный комплекс дал возможность быстро и с удовлетворительной точностью определить необходимые аэродинамические характеристики ОК во всем эксплуатационном диапазоне скоростей и высот полета.
Следует отметить огромный вклад ЦАГИ в разработку и внедрение в проектирование расчетно-теоретических методов и программ.
В целях уточнения и оптимизации аэродинамических характеристик планера были проведены многочисленные экспериментальные исследования тематических моделей в аэродинамических трубах на гипер-, сверх-, транс- и дозвуковых скоростях. Данные испытаний позволили определить влияние на характеристики формы профиля, формы в плане базовой трапеции и наплыва, стреловидности передних и задней кромок, углов установки и поперечного V крыла, геометрии киля и органов управления, изменения обводов носовой и хвостовой частей фюзеляжа, влияние внешних элементов.
Итогом работы было уточнение всех геометрических характеристик основного варианта компоновки.
Окончательная отработка аэродинамики корабля проводилась экспериментальными методами на исполнительных моделях в комплексе с расчетным сопровождением, учитывающим не моделируемые в трубах факторы.
Особое внимание было уделено критическим фазам полета:

• на больших высотах (Н=100...40 км), числах Маха (М=28...10) и углах атаки (а=40⁰...30⁰), что связано с учетом термодинамических свойств воздуха и взаимодействия ударных волн с пограничным слоем;

• на переходных углах атаки (а=30⁰...0⁰) при больших сверхзвуковых скоростях (М=5...3), для которых характерно изменение режима обтекания верхней поверхности крыла и затенение вертикального оперения;

• на трансзвуковых скоростях (М=1,3...0,7), для которых характерны ударно-волновые явления на затупленном профиле большой относительной толщины и связанные с этим изменения структуры обтекания;

• при подходе к земле и приземлении, где существенно влияние поверхности ВПП как экрана.

Также важным было изучение влияния работы реактивной системы управления на обтекание планера при взаимодействии струй двигателей с набегающим потоком. Этот фактор проявился в возникновении дополнительных моментов, изменяющих реакцию корабля при срабатывании управляющих двигателей РСУ, и был учтен при разработке системы управления.
Большое внимание было уделено определению шарнирных моментов секций элевонов, створок руля направления - воздушного тормоза и балансировочного щитка при числах М<5.
Дополнительно были проведены исследования в трубах по определению аэродинамических поправок в системе прямого измерения воздушной скорости и высоты на сверх- и дозвуковых скоростях, что являлось необходимым при разработке системы управления.
В целом на этапе экспериментальной отработки аэродинамической компоновки в НПО "Молния" было создано и испытано большое количество моделей различного назначения.
Это были модели для весовых испытаний, в том числе с дистанционно отклоняемыми органами управления; тензометрированные (охлаждаемые и неохлаждаемые) для определения нагрузок на элементы планера и органы управления; дренированные модели, комбинации двух последних типов, что позволяло связать суммарные и распределенные характеристики; модели для определения демпфирующих и штопорных характеристик, модель с имитацией работы двигателей РСУ.
Широкая программа испытаний в аэродинамических трубах (АДТ) имела целью возможно более точное и надежное определение аэродинамических характеристик корабля. Однако известно, что целый ряд явлений, одновременно протекающих при реальном обтекании, не может быть воспроизведен в АДТ. Не моделируются натурные диапазоны чисел М и Re и их сочетания, невозможно смоделировать одновременно реальные условия по числам М и Re, по составу газового потока и его температуре.
В этих условиях исключительно важное значение приобрели расчетные методы, которые позволили на заключительном этапе уточнения аэродинамических характеристик дополнить базу экспериментальных данных поправками, учитывающими вязкое взаимодействие потока с погранслоем на больших высотах, и поправками на диссоциацию воздуха при высоких температурах торможения на больших гиперзвуковых скоростях.
Расчет влияния диссоциации воздуха, приводящей, главным образом, к дополнительному и значительному кабрирующему моменту, был результатом успешной работы ученых ЦАГИ, которые впервые в мировой практике с высокой точностью учли этот не моделируемый в аэродинамических трубах фактор, избавив от возможных неприятностей, связанных с балансировкой корабля при прохождении теплового барьера.
Заключительным этапом уточнения аэродинамики были летные испытания крупномасштабной летающей модели БОР-5 и самолета БТС-02, самостоятельно взлетающего натурного аналога орбитального корабля.
БОР-5 геометрически подобен "Бурану" в масштабе 1:8 и представляет собой летающую управляемую аэродинамическую модель, рассчитанную на большие числа М и скоростные напоры и позволяющую получать в реальных условиях значения углов атаки, чисел М и Re и их сочетания, соответствующие траектории спуска ОК в диапазоне М=16...4 и Re=106...107.
Результаты летных испытаний уточнили основные силовые и моментные характеристики, определили параметры балансировки и устойчивости на заданных для гиперзвукового диапазона углах атаки, а также эффективность органов управления и шарнирные моменты. Важное значение имело подтверждение правильности расчетного прогнозирования поправок, учитывающих реальные свойства воздуха. Самостоятельно взлетающий натурный аналог БТС-02 был создан для отработки полностью автоматизированных режимов захода на посадку и посадки. Продувки его модели в аэродинамической трубе выявили лишь незначительные отличия от ОК в нулевых значениях коэффициентов подъемной силы и момента тангажа, обусловленные установкой ВРДУ.
Результаты идентификации фактических и прогнозируемых аэродинамических характеристик показали их практическое совпадение в диапазоне М<0,6. Главным итогом летных испытаний стала уверенность в достоверности прогнозируемой аэродинамики орбитального корабля "Буран", достаточной для его первого запуска.
Помимо анализа аэродинамики орбитального корабля в автономном полете, отдельной очень важной задачей, связанной с большим объемом работ, выполненных совместно с НПО "Энергия", было исследование аэродинамики орбитального корабля в условиях аэродинамической интерференции с ракетой-носителем "Энергия" в совместном полете на участке подъема и выведении на орбиту, а также корабля с центральным блоком на траектории маневра возврата как следствия возникновения нештатной ситуации. Решение этой задачи определяло нагрузки на узлы связи и агрегаты планера и носителя, а также динамику нештатного маневра экстренного отделения и разделения при завершении маневра возврата.
Помимо изучения интерференции стало необходимым дополнительно проанализировать аэродинамические характеристики орбитального корабля на больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях в более широких диапазонах углов атаки (а=+50⁰...-30⁰) и скольжения (b=+20⁰...-20⁰).
Для проведения испытаний на этих режимах были разработаны специальные модели корабля и носителя со встроенными тензовесами, созданы автоматизированные стенды для перемещения элементов связки, разделяющихся в ходе эксперимента в аэродинамической трубе. Большие трудности пришлось преодолеть при разработке подвешивающих устройств для испытаний на очень больших углах атаки.
Проведенные испытания в аэродинамических трубах обеспечили проектировщиков и конструкторов исходными данными, необходимыми для решения всех задач совместного полета и нештатных разделений.
В целом объем выполненных расчетно-теоретических и экспериментальных работ в процессе аэродинамического проектирования "Бурана" был беспрецедентно велик для отечественной практики. Был создан программный комплекс расчета аэродинамических характеристик, соответствие которых натуре проверено и подтверждено не только экспериментами в трубах, но и успешными летными испытаниями гиперзвуковых летающих моделей БОР-5 и ранее БОР-4 (четыре аэродинамически управляемых спутника серии "Космос").
Создано 85 различных по сложности и масштабам аэродинамических моделей, 122 комплекта тензовесов к ним, 12 уникальных автоматизированных стендов для испытания моделей в трубах, специальные комплексы автоматизации измерений и их обработки. Общий объем продувок составил 36630 пусков в 25 трубах, т.е. практически во всех, имеющихся в стране.
Полный комплект аэродинамических характеристик корабля был оформлен отдельной книгой и претерпел три этапа уточнений. Последние уточнения были внесены в официальном порядке за три месяца до запуска ОК.
Аэродинамические характеристики выданы пользователям в удобной для работы форме, позволяющей использовать их в любом объеме.
В целях унификации данных, обеспечения их точности и широкой автоматизации проектных исследований, был создан эталонный банк аэродинамических характеристик "Бурана", хранящийся в ЭЦВМ.

Оценка достоверности аэродинамических характеристик

Важный этап прогнозирования аэродинамических характеристик - переход от расчетно-экспериментальных данных, полученных в наземных стендовых условиях, к характеристикам, соответствующим натурным условиям полета.
Выше отмечалось, что в аэродинамических трубах принципиально невозможно смоделировать одновременно реальные условия по числам М и Re, составу газового потока, по состоянию пограничного слоя. Кроме того, результаты продувок включают в себя инструментальные и методические погрешности, отражают влияние качества потока, загрузку рабочего поля трубы и прочее. Все эти факторы приводят к неопределенности номинальных значений аэродинамических характеристик, полученных экспериментально. То же самое можно сказать о всех расчетно-теоретических методах, в которых анализируемые объекты рассматриваются с рядом упрощений.
На этапе летных испытаний любой орбитальный полет ОК "Буран", включая первый, следует считать фактически эксплуатационным, так как он выполняется с проходом всего диапазона высот и скоростей практически по штатной циклограмме и заканчивается штатной посадкой. При его выполнении требования максимальной безопасности и минимального риска безусловны.
Из-за чрезвычайной сложности и высокой стоимости каждого полета проведение летных испытаний традиционными методами последовательного, "шаг за шагом" усложнения условий и расширения режимов полета невозможно. Все задачи должны быть решены при дополетной наземной отработке корабля.
Эти обстоятельства предопределили новый подход к аэродинамическим исследованиям, выдвинули на первый план задачу максимально точного определения аэродинамических характеристик до полета, что привело к необходимости оценки степени достоверности их номиналов. Впервые в отечественной практике номинальные значения всех аэродинамических характеристик были дополнены диапазонами их возможного изменения.
Значения допусков определялись погрешностями трубных экспериментов и точностью расчетных методов внесения поправок на немоделируемые факторы, результатами сопоставления данных трубных и натурных испытаний самолетов и некоторых типов летательных аппаратов, которые были приняты за прототипы. Оценка диапазонов достоверности проводилась в различных направлениях и различными методами.
Поскольку основным источником получения аэродинамических характеристик был трубный эксперимент, проводилось обстоятельное обследование аэродинамических труб, результаты которого потребовали проведения продувок разномасштабных моделей в различных трубах, на различном испытательном оборудовании и в различных исследовательских центрах.
Результаты анализа точности испытаний одной модели в разных трубах, разных моделей в одной трубе, воспроизводимость результатов, полученных по различным технологиям, позволили оценить экспериментальные разбросы и сформировать их огибающие.
При оценке точности аэродинамических характеристик был проведен анализ расхождений данных продувок и летных испытаний из опыта отечественной авиации. К сожалению, подобный анализ не являлся обязательным элементом технологии летных испытаний, и систематизированных материалов оказалось немного. Кроме того, все оценки относились к хорошо изученной области уже достигнутых чисел М<3. Более важным оказался опыт, приобретенный при анализе полетов гиперзвуковых летающих моделей БОР-4 и БОР-5. Расхождения между прогнозируемыми и полученными из полетов характеристиками этих моделей были представлены в зависимости от числа М и учтены в итоговой оценке.
Для формирования окончательного представления о границах диапазонов достоверности аэродинамических характеристик была создана группа специалистов ЦАГИ, ЛИИ и НПО "Молния", которая провела увязку всех материалов, скорректировала проектные расчетно-экспериментальные данные и результаты летных испытаний, проанализировала все погрешности и расхождения и, несмотря на различия в подходах к этой задаче, сформировала единое мнение о границах диапазонов достоверности аэродинамических характеристик.
Значения допусков на номиналы аэродинамических коэффициентов в виде зависимостей от числа М были внесены в базу данных и соответственно в эталонный банк.
Разработка системы управления полетом проводилась одновременно с уточнением аэродинамических характеристик, поэтому пристальное внимание специалистов НПО "Молния" и ЦАГИ, НПО АП и МОКБ "Марс" было уделено анализу расчетных случаев, т.е. критических сочетаний отклонений от номиналов, определяющих предельные возможности маневрирования и обеспечения устойчивости и управляемости средствами автоматики.
Следует указать, что точность аэродинамических характеристик существенно влияет на эффективность работы системы управления, возможности которой ограничены энергетическими и динамическими характеристиками рулевых систем, необходимостью учета отказных состояний, вероятностей внешних атмосферных возмущений, неопределенностей в других исходных данных.
Важным фактором, сопровождающим проектирование, было моделирование динамики полета, в процессе которого выявлялись зоны повышенной чувствительности к изменению исходных данных, в частности по аэродинамике.
Работа по развязке "узких мест" привела к необходимости дополнительных многократных трубных испытаний в аэродинамических трубах в целях уточнения значений допусков только в выявленных критических зонах. Такой подход значительно сократил объем доводочных аэродинамических исследований. Наиболее сложными были диапазон чисел М=6...2 и трансзвуковой диапазон.
Учет допусков на аэродинамические характеристики привел к корректировке структуры и к оптимизации настроек системы управления полетом, что снизило ее чувствительность по всему полю возмущений и обеспечило необходимую безопасность полета.

Первый полет "Бурана"

15 ноября 1988 года орбитальный   корабль "Буран" совершил в полностью автоматическом режиме управления свой первый вылет в космос продолжительностью 205 минут, положив начало новому направлению в развитии отечественной космонавтики - созданию многоразовых воздушно-космических летательных аппаратов.
Успешное выполнение полета и высокоточная посадка в условиях штормового предупреждения метеорологов позволяет сделать вывод, что в целом предполетные аэродинамические характеристики корабля, полученные в результате выполнения обширной программы комплексных расчетно-теоретических и экспериментальных исследований, следует считать достаточно достоверными.
Анализ результатов полета представляет самостоятельный интерес и изложен ниже предельно кратко.
Комплексная обработка внешнетраекторных измерений, телеметрической информации, результатов зондирования атмосферы и данных метеообстановки в районе аэродрома посадки позволила определить силовые, моментные и балансировочные аэродинамические характеристики планера и сравнить их с расчетными, определенными по дополетной аэродинамике в фактических условиях реального полета.

В диапазоне высот Н=65...20 км (М=17,6...2) фактические значения коэффициента подъемной силы Су систематически превышают расчетные на 3...6% и находятся в пределах допусков. Значения коэффициента сопротивления Сх в основном согласуются с номинальными расчетными.
При числах М>13 расчетные и фактические значения балансировочного аэродинамического качества Кбал хорошо согласуются между собой, при М=13...2 фактические выше расчетных на 5...7% и находятся вблизи верхней границы допусков. Максимальные отличия до 10% имеют место в районе чисел М=3,5...2. При М<2 фактические значения Су, Сх и Кбал удовлетворительно согласуются с номинальными расчетными.

Заданное программное положение элевонов было практически выдержано. При числах М=17,6...10 моменты тангажа несколько выше расчетных, но не выходят за пределы допуска. Наибольшие расхождения в балансировке отмечены в диапазоне М=10...6, где балансировочный щиток, разгружая элевоны, вышел на максимальный угол. В трансзвуковой зоне чисел М=0,95...0,9 кабрирование корабля было более энергичным, чем прогнозировалось.
Идентификации производных аэродинамических моментов, определяющих устойчивость и управляемость, выполнены в ограниченном объеме и имеют лишь оценочный характер, так как в первом полете специальные тестовые маневры для получения точных оценок во избежания риска не проводились. Были отработаны лишь переходные процессы, связанные с управлением. Значения оценок производных лежат в пределах допусков.

P.S.: на странице использованы материалы статьи Г.Ф.Набойщикова из книги "Авиационно-космические системы", (сборник статей под ред. Г.Е.Лозино-Лозинского и А.Г.Братухина, М.:Изд-во МАИ, тираж 3000 экз., 1997, 416 стр., ил.)

- История создания "Бурана";

- Полет "Бурана";

- Описание "Бурана" в книге "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королева: 1946-1996";

- Описание "Бурана" в книге Б.И.Губанова "Триумф и трагедия "Энергии". Размышления Главного конструктора";

- Глава "Многоразовая космическая система "Энергия-Буран" из книги В.Е.Гудилина, Л.И.Слабкого "Ракетно-космические системы: история, развитие, перспективы"