Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»

Опыт воздушных боёв середины 30 х гг. показал, что возросшая огневая мощь истребителей обусловила значительные потери лётчиков, что потребовало их защиты, и к началу Второй мировой войны Б. а. в форме броневых спинок стала обязательным элементом боевых самолётов.

Важным этапом в истории Б. а. явилось создание С. Т. Кишкиным и Н. М. Скляровым гомогенной стальной брони марки АБ-1, сочетавшей высокую стойкость против пуль всех типов стрелкового оружия калибра 7,62 мм с весьма высокой технологичностью (закалка на воздухе и под штампом позволяла изготовлять детали двойной кривизны, сложных аэродинамических контуров). Используя свойства этой брони, Ильюшин создал штурмовик Ил-2 с цельно броневым фюзеляжем — «летающий танк», обеспечив практически полную его неуязвимость от стрелкового оружия того времени и в значительной степени от снарядов осколочного и фугасного действия.

Современная Б. а. рассматривается как элемент, повышающий боевую живучесть летательного аппарата. Различают следующие типы Б. а.: по конструктивному применению — входящая в силовую конструкцию и навесная (сюда же относятся и средства индивидуальной защиты членов экипажа — бронежилеты, броневые нагрудники, заголовники, шлемы); по типу поражающего средства — противопульная, противоснарядная, противоосколочная; последняя может быть двух типов: против элементов боевых частей ракет (упрощённо называемых осколками) и против собственно осколков, образующихся при действии поражающего средства на конструкцию летательного аппарата или на броню; по строению — монолитная (из цельной плиты) и составная (из набора отдельных плит); в тех случаях, когда в наборном парном пакете обусловлены определенное расстояние между плитами и свойства материалов (например, расстояние не менее длины снаряда и твёрдость лицевой плиты больше твёрдости материала снаряда при высокой вязкости тыльной плиты), Б. а. называется экранированной; при расстояниях между плитами в пакете больше двух длин снаряда (или другого поражающего средства) Б. а. относится к типу разнесённых боевых преград; по материалу — стальная, титановая, алюминиевая; при этом различается броня гомогенная, гетерогенная (цементованная, односторонне закалённая, односторонне отпущенная) и слоистая, то есть состоящая из двух или более слоев — (см. Многослойные металлические материалы); по размещению — наружная и внутренняя; стойкость последней определяется не только характеристикой самой брони, но и защитными свойствами обшивки и других элементов конструкции летательного аппарата, находящихся перед бронёй.

Соч.: Drücke auf kegelf{{ö}}rmige Spltzen bei Bewegung mit {{Ü}}berschallgeschwIndigkeit, «Zeitschrift f{{ü}}r Angewandte Mathematik und Mechanik». 1929, Bd 9, № 6.

Обтекание биплана Буземана: 1 — линия тока; 2 — скачок уплотнения; 3 — волна разрежения.

Внешняя конфигурация. Орбитальный корабль (ОК) «Б.» выполнен по самолётной схеме: это «бесхвостка» с низкорасположенным треугольным крылом двойной стреловидности по передней кромке; аэродинамические органы управления включают элевоны, балансировочный щиток, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, и руль направления, который, «расщепляясь» по задней кромке, выполняет также функции воздушного тормоза; посадку «по-самолётному» обеспечивает трёхопорное (с носовым колесом) выпускающееся шасси.

Внутренняя компоновка, конструкция. В носовой части «Б.» (рис. 1) расположены герметичная вставная кабина объёмом 73 м³ для экипажа (2—4 человек) и пассажиров (до 6 человек), отсеки бортового оборудования и носовой блок двигателей управления. Среднюю часть занимает грузовой отсек с открывающимися вверх створками, в котором размещаются манипуляторы для выполнения погрузочно-разгрузочных и монтажно-сборочных работ и различных операций по обслуживанию космических объектов. Под грузовым отсеком расположены агрегаты систем энергоснабжения и обеспечения температурного режима. В хвостовом отсеке установлены агрегаты двигательной установки, топливные баки, агрегаты гидросистемы.

В конструкции «Б.» использованы алюминиевый сплавы, титан, сталь и другие материалы. Чтобы противостоять аэродинамическому нагреванию при спуске с орбиты, внешняя поверхность ОК имеет теплозащитное покрытие, рассчитанное на многоразовое использование. На менее подверженную нагреву верхнюю поверхность устанавливается гибкая теплозащита, а другие поверхности покрыты теплозащитными плитками, изготовленными на основе волокон кварца и выдерживающими температуру до 1300{{°}}С. В особо теплонапряженных зонах (в носках фюзеляжа и крыла, где температура достигает 1500—1600{{°}}С) применён композиционный материал типа углерод-углерод. Этап наиболее интенсивного нагревания ОК сопровождается образованием вокруг него слоя воздушной плазмы, однако конструкция ОК не прогревается к концу полета более чем до 160{{°}}С. Каждая из 36000 плиток имеет конкретное место установки, обусловленное теоретическими обводами корпуса ОК. Для снижения тепловых нагрузок выбраны также большие значения радиусов затупления носков крыла и фюзеляжа. Расчётный ресурс конструкции — 100 орбит, полётов.

Двигательная установка и бортовое оборудование. Объединённая двигательная установка (ОДУ) обеспечивает довыведение ОК на опорную орбиту, выполнение межорбитальных переходов, точное маневрирование вблизи обслуживаемых орбитальных комплексов, ориентацию и стабилизацию ОК, его торможение для схода с орбиты. ОДУ состоит из двух двигателей орбитального маневрирования, работающих на углеводородном горючем и жидком кислороде, и 46 двигателей газодинамического управления, сгруппированных в три блока (один носовой блок и два хвостовых). Более 50 бортовых систем, включающих радиотехнический, ТВ и телеметрический комплексы, системы жизнеобеспечения, терморегулирования, навигации, энергоснабжения и др., объединены на основе электронно-вычислительной машины в единый бортовой комплекс, который обеспечивает продолжительность пребывания «Б.» на орбите до 30 суток. Теплота, выделяемая бортовым оборудованием, с помощью теплоносителя подводится к радиационным теплообменникам, установленным на внутренней стороне створок грузового отсека, и излучается в окружающее пространство (в полёте на орбите створки открыты).

Геометрические и весовые характеристики. Длина «Б.» составляет 36,4 м, высота 16,5 м (при выпущенном шасси), размах крыла около 24 м, площадь крыла 250 м²; ширина фюзеляжа 5,6 м, высота 6,2 м; диаметр грузового отсека 4,6 м, его длина 18 м. Стартовая масса ОК до 105 т, масса груза, доставляемого на орбиту, до 30 т. возвращаемого с орбиты — до 15 т. Максимальный запас топлива до 14 т.

Большие габаритные размеры «Б.» затрудняют использование наземных средств транспортировки, поэтому на космодром он (так же, как и блоки ракеты-носителя) доставляется по воздуху модифицированным для этих целей самолётом ВМ-Т (рис. 2) Экспериментальным машиностронтельным заводом имени В. М. Мясищева (при этом с «Б.» снимается киль и масса доводится до 50 т) или многоцелевым транспортным самолётом Ан-225 в полностью собранном виде. (См. рис. к статье Грузовой летательный аппарат.)

Выведение на орбиту. Запуск «Б.» осуществляется с помощью универсальной двухступенчатой ракеты-носителя «Энергия», к центральному блоку которой крепится пирозамками ОК (рис. 3 и 4). Двигатели первой и второй ступеней ракеты-носителя запускаются практически одновременно и развивают суммарную тягу 34840 кН при стартовой массе ракеты-носителя с «Б.» около 2400 т (из них около 90% составляет топливо). В первом испытательном запуске беспилотного варианта ОК, состоявшемся на космодроме Байконур 15 ноября 1988, ракета-носитель «Энергия» вывела ОК за 476 с на высоту около 150 км (блоки первой ступени ракеты-носителя отделились на 146 й с на высоте 52 км). После отделения ОК от второй ступени ракеты-носителя был осуществлён двухкратный запуск его двигателей, что обеспечило необходимый прирост скорости до достижения первой космической и выход на опорную круговую орбиту (схема полёта ОК «Б.» показана на рис. 5). Расчётная высота опорной орбиты «Б.» составляет 250 км (при грузе 30 т и заправке топливом 8 т). В первом полёте «Б.» был выведен на орбиту высотой 250,7/260,2 км (наклон орбиты 51,6{{°}}) с периодом обращения 89,5 мин. При заправке топливом в количестве 14 т возможен переход на орбиту высотой 450 км с грузом 27 т.

При отказе на этапе выведения одного из маршевых жидкостных ракетных двигателей первой или второй ступени ракеты-носителя её электронно-вычислительная машина «выбирает» в зависимости от набранной высоты либо варианты выведения ОК на низкую орбиту или на одновитковую траекторию полёта с последующей посадкой на одном из запасных аэродромов, либо вариант выведения ракеты-носителя с ОК на траекторию возврата в район старта с последующим отделением ОК и посадкой его на основной аэродром. При нормальном запуске ОК вторая ступень ракеты-носителя, конечная скорость которой меньше первой космической, продолжает полёт по баллистической траектории до падения в Тихий океан.

Возвращение с орбиты. Для схода с орбиты ОК разворачивается двигателями газодинамического управления на 180{{°}} (хвостом вперёд), после чего на непродолжительное время включаются основные жидкостные ракетные двигатели и сообщают ему необходимый тормозной импульс. ОК переходит на траекторию спуска, снова разворачивается на 180{{°}} (носом вперёд) и выполняет планирование с большим углом атаки. До высоты 20 км осуществляется совместное газодинамическое и аэродинамическое управление, а на заключительном этапе полёта используются только аэродинамические органы управления. Аэродинамическая схема «Б.» обеспечивает ему достаточно высокое аэродинамическое качество, позволяющее осуществить управляемый планирующий спуск, выполнить на трассе спуска боковой манёвр протяжённостью до 2000 км для выхода в зону аэродрома посадки, произвести необходимое предпосадочное маневрирование и совершить посадку на аэродром. В то же время конфигурация летательного аппарата и принятая траектория спуска (крутизна планирования) позволяют аэродинамическим торможением погасить скорость ОК от близкой к орбитальной до посадочной, равной 300—360 км/ч. Длина пробега составляет 1100—1900 м, на пробеге используется тормозной парашют. Для расширения эксплуатационных возможностей «Б.» предусматривалось использование трёх штатных аэродромов посадки (на космодроме, а также в восточной и западный частях страны). Комплекс радио-технических средств аэродрома создаёт радионавигационное и радиолокационное поля (радиус последнего около 500 км), обеспечивающие дальнее обнаружение ОК, его выведение к аэродрому и всепогодную высокоточную (в том числе автоматическую) посадку на взлётно-посадочную полосу.

Первый испытательный полёт беспилотного варианта ОК завершился после выполнения немногим более двух витков вокруг Земли успешной автоматической посадкой (рис. 6) на аэродром в районе космодрома. Тормозной импульс был дан на высоте H = 250 км, на расстоянии около 20000 км от аэродрома приземления, боковая дальность на трассе спуска составила около 550 км, отклонение от расчётной точки касания на взлётно-посадочной полосе оказалось равным 15 м в продольном направлении и 3 м от оси полосы (рис. 7).

Проектные разработки воздушно-космического летательного аппарата в СССР впервые выполнены в опытном конструкторском бюро А. И. Микояна в начале 60 х гг. и были связаны с системой, в которой крылатыми летательными аппаратами были и гиперзвуковой самолёт-разгонщик и орбитальная ступень. Разработка ОК «Б.», для которого был принят ракетный метод выведения, продолжалась более 10 лет. Первому запуску предшествовал большой объём научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию ОК и его систем с обширными теоретическими и экспериментальными исследованиями по определению аэродинамических, акустических, теплофизических, прочностных и другие характеристик ОК (рис. 8 и 9), моделированием работы систем и динамики полёта ОК на полноразмерном стенде оборудования и на пилотажных стендах, разработкой новых материалов, отработкой методов и средств автоматической посадки на самолётах — летающих лабораториях, лётными испытаниями в атмосфере пилотируемого самолёта-аналога (в моторном варианте), натурными испытаниями теплозащиты на экспериментальных аппаратах, выводившихся на орбиту и возвращаемых с неё методом аэродинамического спуска, и т. д.

Программа ОК «Б.» потребовала реализации большого числа новых технологий, ставших достоянием различных отраслей народного хозяйства страны. Разработанные для «Б.» около 30 новых материалов (термостойких, высокопрочных, композитов), элементы автоматизированной системы обеспечения качества, новые методы неразрушающего контроля и другие нововведения способствуют решению задач повышения технического уровня и надёжности машиностроительной продукции. Высокоточная система автоматической посадки ОК «Б.» открывает реальные пути к достижению требующейся всепогодности эксплуатации пассажирских воздушных судов. Уникальные экспериментальные установки, использовавшиеся для наземной отработки бортовых систем и высоконагруженной. конструкции «Б.», будут играть важную роль при создании перспективных летательных аппаратов различных классов.

К. К. Васильченко. Г. Е. Лозино-Лозинский, Г. П. Свищёв.

Рис. 1. Компоновка орбитального корабля «Буран»: 1, 14 — двигатели управления; 2, 4, 6, 22 — приборные отсеки; 3 — модуль кабины; 5 — система аварийного спасения; 7 — командный отсек; 8 — модуль командных приборов; 9 — грузовой отсек; 10 — блок испытательной аппаратуры; 11 — вспомогательная силовая установка; 12 — руль направления — воздушный тормоз; 13 — тормозной парашют; 15 — бак горючего, 16 — балансировочный щиток; 17 — базовый блок объединённой двигательной установки; 18, 21 — узлы стыковки с ракетой-носителем; 19 — бак окислителя; 20 — створки грузового отсека; 23 — бытовой отсек; 24 — агрегатный отсек; 25 — агрегат терморегулирования.

Рис. 2. Транспортировка орбитального корабля «Буран» (со снятым килем) самолётом ВМ-Т.

Рис. 3. Ракета-носитель «Энергия» и орбитальный корабль «Буран» на транспортно-установочном агрегате.

Рис. 4. Ракета-носитель «Энергия» и орбитальный корабль «Буран» на стартовом комплексе.

Рис. 5. Схема полёта орбитального корабля «Буран»: 1 — старт; 2 — отделение блоков первой ступени ракеты-носителя; 3 —выключение двигателей второй ступени ракеты-носителя; 4 — отделение орбитального корабля; 5 — первый импульс довыведения из опорную орбиту и полёт орбитального корабля по переходной орбите; 6 — выход на опорную орбиту; 7 — тормозной импульс и сход с орбиты; 8 — планирующий спуск и посадка.

Рис. 6. Орбитальный корабль «Буран» на посадке.

Рис. 7. Схема спуска (а), предпосадочного манёвра (б) и посадки (в) орбитального корабля «Буран».

Рис. 8. Теплопрочностная вакуумная камера для испытании теплозащиты орбитального корабля «Буран».

Рис. 9. Модель орбитального корабля «Буран» в аэродинамической трубе.

В системе обратимого Б. у. (рис. 1) аэродинамический шарнирный момент воспринимается одновременно и лётчиком, и рулевым приводом (РП), При этом любые воздействия лётчика на рычаг управления (РУ) вызывают противодействие (отсюда название системы) со стороны ОУ. В состав ОБУ кроме РП обычно включают устройства, обеспечивающие переход на НРУ при отказе ОБУ, а для снятия усилий на РУ при длительном полёте в установившемся режиме используют аэродинамические триммеры. Одной из основных характеристик системы ОБУ является коэффициент обратимости К_обр, равный отношению момента, воспринимаемого лётчиком, к полному М_ш аэр. Значения этого коэффициент лежат в пределах 0 < К_обр < 1. При К_обр = 1 лётчик воспринимает весь М_{ш аэр}, и таким образом имеет место НРУ, при К_обр = 0 весь шарнирный момент воспринимается РП — для схемы на рис. 1 K_обр = ad/[(c + d) (а + b)].

По сравнению с другие системами ОБУ обладает рядом преимуществ; отсутствует необходимость в применении устройств рычагов управления загрузки, поскольку часть М_ш аэр воспринимается лётчиком, и это даёт ему необходимое чувство управления летательным аппаратом; относительная простота перехода на НРУ в случае отказа ОБУ, благодаря чему достигается высокая безопасность полёта при недостаточно надёжном ОБУ, хотя при этом после перехода на НРУ управление летательным аппаратом будет осуществляться с повышенными усилиями. Однако системы ОБУ не нашли широкого применения в авиации по следующим причинам. Коэффициент К_обр который определяет снижение уровня усилий от М_ш аэр, не может быть принят малым, так как при отказе ОБУ лётчик должен будет преодолевать полный М_ш аэр, что ограничивается его физическими возможностями. Кроме того, адаптация лётчика от малых усилий к большим может оказаться невозможной. По этим соображениям К_обр обычно принимается умеренным, примерно равным 0,3. В случае появления по каким-либо причинам перекомпенсации, приводящей к смене знака усилий, система ОБУ вообще неработоспособна. При отказе ОБУ должна осуществляться «окольцовка» полостей привода, чтобы отказавший привод не препятствовал управлению, и фиксация золотника привода, чтобы исключить люфт в проводке управления. Но при этом даже в отключенном состоянии привод будет создавать дополнительное к усилию от М_ш аэр усилие от сил трения и демпфирования в проводке. В ОБУ практически исключается возможность применения автоматических устройств для улучшения характеристик устойчивости и управляемости летательного аппарата. Эти устройства включаются в проводку управления по так называем дифференциальной схеме (последовательно), поэтому при их работе в ОБУ будет иметь место «отдача» на РУ; это недопустимо как с точки зрения функционирования самих автоматических устройств, так и управления летательного аппаратом лётчиком.

В системе необратимого