Общий вид крыла и внутреннюю конструкцию можно увидеть на примере крыльев изделий БТС-02 и 2.01

Средняя часть фюзеляжа (СЧФ) - агрегат Ф-2 орбитального корабля "Буран" (11Ф35)

Средняя часть фюзеляжа длиной 18 500 мм, шириной 6000 мм и высотой 5500 мм обеспечивает размещение полезного груза, элементов бортовых систем и их монтаж. В ее состав конструктивно входят 26 шпангоутов, составляющих поперечный набор, боковые и нижние панели обшивки со стрингерным набором, продольные балки, створки отсека полезного груза (ОПГ), ниша передней опоры шасси и узел связи с РН.
Особенностью силовой схемы СЧФ, отличающей ее от принятых для широкофюзеляжных самолетов, является разомкнутый контур, подкрепляемый через замковую систему створками ОПГ только для восприятия крутящего момента (нагрузки в продольном направлении створки не воспринимают). Ниже показан отсек Ф-2 (в сборе и технологическое членение), в состав которого входит СЧФ и хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ).

1.	- стык СЧФ с НЧФ, состоящий из нижней и двух верхних частей, представляющих собой коробчатую конструкцию с двумя стенками, расположенными на расстоянии 200 мм друг от друга и соединенными между собой стяжками; каждая стенка нижней части шпангоута включает в себя центральную и две боковые секции, причем центральная, как наиболее нагруженная, изготавливается фрезерованием из титановой плиты и имеет проушины для крепления модуля кабины и верхней части шпангоута. Верхняя часть шпангоута сборная и включает элементы соединения с такелажными узлами, нижняя часть шпангоута имеет плату с передним узлом стыковки ОК и РН;
2.	- три шпангоута, расположенные в зоне ниши шасси передней опоры и разрезанные на две симметричные сборки, причем нижние части каждой сборки имеют ферменную конструкцию, состоят из нижних и верхних поясов, соединенных между собой раскосами из титанового сплава, а боковины каждой симметричной части - из внутреннего и внешнего поясов, соединенных стенкой;
3.	- следующие три шпангоута, конструкция которых выполнена в виде боковых стенок и набора диафрагм;
4.	- следующие 12 шпангоутов, каждый из которых имеет две боковые стенки (правую и левую) и нижнюю ферменную часть, причем боковые стенки шести шпангоутов фрезерованные с проушинами для крепления полезного груза, а шести - сборные с наружными и внутренними поясами, соединенными гофрированной стенкой; форменная часть шпангоутов состоит из поясов и раскосов, соединенных с поясами болтами;
5.	- оставшиеся семь шпангоутов, по конструкции аналогичные четвертому типу, но нагруженные значительными силами от крыла; их нижние форменные части выполнены из титановых материалов и образуют своего рода центроплан крыла, а верхние и нижние пояса имеют проушины для крепления консолей крыла.

Оболочка СЧФ выполнена из боковых и нижних панелей, разделенных на четыре части по длине и соединенных по стыкам болтами. Панели собираются из химически фрезерованных листовых обшивок и стрингеров открытого профиля. Типоразмеры сечений, толщин и заготовок стрингеров и обшивок унифицированы для всего планера.

На боковых панелях имеются вырезы для люков системы наддува и вентиляции (СНВП) планера и люков заправки жидких кислорода и водорода в баки электрохимического генератора (ЭХГ) тока. С левой и правой сторон в передней зоне СЧФ расположены наплывы крыла в виде оболочек с каркасом из диафрагм арочного типа, выполняющие роль зализа между консолью крыла и бортом фюзеляжа. Панели оболочек собираются из штампованных листовых обшивок и стрингеров открытого профиля. По контуру наплыва приклепаны гнутые профили швеллерного сечения для соединения с фюзеляжем. Для подхода к местам стыка в боковых панелях фюзеляжа и в панелях наплывов имеются технологические люки.

Продольные балки (лонжероны) фюзеляжа располагаются по правому и левому бортам, окантовывая ОПГ. Каждая из них состоит из двух поясов, стенок, бимса и силовых стоек, которые образуют силовой элемент, воспринимающий изгибные и крутящие нагрузки всего фюзеляжа. К бимсу с помощью болтов крепятся кронштейны навески створок ОПГ.

Технологическое членение Ф-2 (
1 - шпангоуты; 2 - лонжероны;, 3 - зашивка внутренняя; 4 - панели нижние; 5 - панели боковые; 6 - раскосы

Характеристики	Технологические параметры
Габариты, мм:		Применяемые материалы:
- длина		- алюминевые сплавы	1201, 01420, Д16чТ1, АБМ-1, АМГ-6, АБМ-1, АК6
- ширина		- титановые сплавы	ВТ-15, ВТ-16, ВТ-20, ВТ-23
- высота		- стали	ВНС-5, 30ХГСНА, ЭИ-696, ВКС-210
		Виды соединений:
		- заклепочные, шт.
		- болт-заклепочные, шт.
		- болтовые, шт.
		- сварные, типы	ААрДЭС, АрДЭС
		- клеенные

Ниша передней опоры шасси образована стенками шпангоутов, двумя боковыми продольными стенками с приливами и проушинами для установки узлов передней опоры шасси и верхней стенкой. На верхней стенке ниши закреплена балка, к которой крепится замок убранного положения передней опоры шасси. В донной части нишу замыкает створка, опирающаяся на окантовку, которая крепится к стенкам. В закрытом положении створка фиксируется шестью замками. Герметичность ниши с закрытой створкой обеспечивается двойным гермоуплотнением.

Створки ОПГ длиной 18500 мм и шириной (по дуге) около 8000 мм являются верхней частью фюзеляжа, защищают внутренний объем со всем его содержимым от воздействия внешней среды. Они выполнены из двух (по правому и левому бортам) частей, состоящих из четырех секций, причем каждая часть крепится к 12 узлам на продольной балке фюзеляжа. Секции створок конструктивно состоят из рамы, изготовленной из титанового сплава, и сотовых панелей из композиционного материала на основе углеродных волокон и полимерного связующего, изготовленных формованием в автоклаве. Секции связаны между собой силовыми штырями, исключающими восприятие продольных нагрузок. Для предотвращения протока плазмы в ОПГ в стыках между частями створок, а также между створками и шпангоутами фюзеляжа установлено металлорезиновое уплотнение, а в компенсационных зазорах между секциями и между частями и по периметру створки - температурные барьеры. В закрытом положении створка и ее части фиксируются по продольному стыку 17, а по торцам - 8 замками. Использование композиционных материалов позволило уменьшить массу створок ОПГ на 600 кг по сравнению с металлическим вариантом.

На каждом борту СЧФ расположены по шесть люков системы наддува и вентиляции планера размерами 510х200 мм каждый, створки которых открываются внутрь отсека, а герметизация обеспечивается резиновым уплотнителем специального профиля; в верхней передней зоне СЧФ расположены люки заправки системы питания ЭХГ размерами 500х600 мм каждый, створки которых открываются наружу, а герметизация обеспечивается резиновым уплотнителем специального профиля и прижимами и температурным барьером.

По правому и левому бортам на кронштейнах проложены электрожгуты СЭП, СУ и СБИ, а также трубопроводы транскорабельных магистралей подачи компонентов топлива к двигателям БДУ-Н.

Верхние пояса шпангоутов имеют ворсовые накладки, крепящие тканевую зашивку ОПГ, обеспечивающую стабилизацию тепловых режимов оборудования, расположенного в СЧФ.

Хвостовая часть фюзеляжа длиной 3600 мм, шириной 5500 мм и высотой 6000 мм служит для размещения оборудования бортовых систем, ВСУ, гидросистемы, остронаправленной антенны (ОНА-II) и ОДУ. Снаружи она имеет узлы крепления консолей крыла, балансировочного щитка, вертикального оперения, парашютно-тормозной установки (ПТУ) и узлы связи с РН. Конструкцию отсека составляют панели обшивки, шпангоуты и раскосы, лонжероны фюзеляжа и балки.

Шпангоуты ХЧФ включают три силовых и три несиловых, малонагруженных шпангоута. Силовые шпангоуты состоят из стенок и балок, изготовленных из титановых плит, и воспринимают нагрузки от крыла, вертикального оперения и узлов связи с РН; два из них соединены между собой 12 раскосами и образуют единую жесткую конструкцию, воспринимающую нагрузки при работе ДОМ и ПТУ. Три несиловых шпангоута поддерживают обшивку и крепятся к ней через промежуточный элемент (компенсатор), обеспечивая внешние обводы ХЧФ.

Продольный силовой набор состоит из балок, верхних и нижних лонжеронов. Верхние лонжероны являются продолжением продольных балок СЧФ и воспринимают нагрузки от изгиба и кручения фюзеляжа, нижние лонжероны - от узлов стыковки с РН. Продольные балки поддерживают плоские панели переднего и донного шпангоутов для уменьшения деформаций при возникновении перепада давлений внутри отсека.

В донной части ХЧФ расположен люк антенны ОНА-II с открывающейся наружу створкой. В закрытом положении створка удерживается 10 замками, открытие и закрытие которых обеспечивается электроприводом через систему рычагов и качалок, а герметизация - двумя резиновыми уплотнителями специального профиля. По обоим бортам ниже строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ) имеются два эксплуатационных люка для доступа в отсек.

Вес агрегатов, кг
№ изделия	СЧФ	ХЧФ
0.01	20060,306	нет данных
0.02	нет данных	нет данных
0.03	23441,096	нет данных
0.04	9921,127	4907,850
0.05	нет данных	5888,720
0.06	нет данных	3950,652
0.16	10139,833	нет данных
1.01	10237,670	5934,399
1.02	10256,333	5635,842-5934,399
2.01	10222,692	нет данных
2.02	10190,008	нет данных

Примечание к таблице весов: лимитная масса СЧФ составляет 9161 кг.

Воздушно-реактивная двигательная установка орбитального корабля "Буран" (11Ф35)

Промежуточный вариант "Бурана" предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Это обусловливалось тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, и в течении суток возникало достоточно много "глухих" витков, посадка с которых невозможна. Из этой ситуации могло быть два принципиальных выхода: расширить количество аэродромов (но "Буран" создавался как военный объект, а стратегические союзники были расположены "компактно" к границам СССР, Куба же была слишком близка к территории потенциального противника), либо повысить энерговооруженность атмосферного участка за счет установки ВРД. Конструкторы выбрали второй путь.

Взлет на форсаже палубного истребителя Су-33 (Су-27К)

Двигатель АЛ-31Ф на транспортировочной тележке

В качестве двух ВРД для установки на орбитальном корабле "Буран" был выбран хорошо зарекомендовавший себя на истребителе Су-27 ТРД АЛ-31Ф разработки КБ им.А.Люльки. Двигатель развивает стендовую тягу 12500 кгс на режиме "полный форсаж" и 7770 кгс - на режиме "максимал". Удельный расход топлива на максимальном режиме работы 0.75 кг/(кгс*ч), на форсаже - 1.92 кг/(кгс*ч), минимальный крейсерский удельный расход топлива составляет 0.67 кг/(кгс*ч). Высоконапорный двухкаскадный компрессор обеспечивает 23-кратное сжатие поступающего воздуха при расходе его 110 кг/с и степени двухконтурности около 0.59. Температура газов перед турбиной 1665°К. Сухая масса двигателя 1530 кг, удельный вес 0.122; габаритная длина - 4950 мм, максимальный диаметр - 1180 мм, диаметр входа - 905 мм.

С двигателей сняли ставшую ненужной для бурановских режимов полета форсажную камеру, разместив их сверху в хвостовой части фюзеляжа по бокам от киля в аэродинамически затененном (на участке гиперзвукового полета) месте. Наличие двух ВРД значительно увеличивало располагаемую боковую дальность при спуске с орбиты и упрощало управляемую посадку.

Однако при всех выгодах наличие ВРД породило и ряд существенных проблем:

- сами ВРД было необходимо либо серьезно дорабатывать для того, чтобы двигатели могли безвредно переносить ракетный старт и длительное воздействие факторов космического полета (космического вакуума, перепадов температур и т.д.), либо организовывать защиту от вредных воздействий;

- возникали серьезные технические проблемы, связанные с запуском двигателей в разреженных верхних слоях атмосферы на большой скорости (необходимость подпитки кислородом и т.д.) при возвращении корабля после космического полета. Решение всех проблем, равно как и доработка двигателей, приводила к росту стоимости и существенному увеличению сложности и сроков доводочных работ;

- наличие на борту двух ВРД требовало оснащение штатного орбитального корабля дополнительными авиационными системами (топливной с запасами керосина на борту, системами управления двигателями, пожаротушения и др.), что наряду с весовыми потерями и изменениями центровки уменьшало эффективность ОК как транспортоного средства.

Установка двух "штатных" ВРД на орбитальном корабле "Буран" (но не их запуск при возвращении из космоса) была отработана в реальных атмосферных полетах на самолете-аналоге БТС-02 ГЛИ (Большое Транспортное Судно второе для Горизонтальных Летных Испытаний). Двигатели размещались в специальных, несколько утопленных в фюзеляж мотогондолах, оборудованных закрывающимися крышками и покрытых штатной плиточной теплозащитой.

Технологическое членение мотогондолы "штатного" ВРД "АЛ-31 (агрегат ВРДУ) изделия 11Ф35:

Слева - оболочка, справа - каркас (силовой набор):1 - передняя заглушка; 2 - носок; 3 - шпангоут О; 4 - панели; 5 - панели ЦЧ; 6 - шпангоут №12; 7 - шпангоут №12А; 8 - панели; 9 - шпангоут №13; 10 - задняя заглушка; 11 - лонжероны; 12 - шпангоуты.

Характеристики		Технологические параметры
Габариты, мм:			Применяемые материалы:
- длина			- алюминевые сплавы	1201, Д16чТ1
- ширина			- титановые сплавы	ВТ-23, ОТ4-1
- высота			- стали	30ХГСНА, 15Х16К4Н2МВФАБ, О7Х16Н6, 95Х18, 12Х18Н10ТМ, 6ОС2А
Вес, кг	~400		Неметаллы:
			- резиновая смесь	ИРП1118
			- резина	51.1447
			Виды соединений: сварные (ААрДЭС), заклепочные и болтовые

Поскольку программой испытаний самолета-аналога БТС-02 ГЛИ предусматривался обычный самолетный взлет с ВПП аэродрома, а энерговооруженности двух нефорсированных ТРД АЛ-31 (2х7770 кг) не хватало, конструкторы установили еще два форсированных ТРД АЛ-31Ф (2х12500 кг) в обычных мотогондолах по бокам фюзеляжа, создающих небольшой кабрирующий момент для облегчения взлета (наряду с носовой стойкой шасси увеличенной высоты).


Хвостовая часть фюзеляжа самолета-аналога БТС-02 ГЛИ: (слева - подготовка к полету, в центре - вид сбоку-спереди, справа - вид из задней полусферы). Условные обозначения: 1 - крышка-заглушка воздухозаборника "штатного" двигателя в открытом положении; 2 - мотогондола "штатного" двигателя АЛ-31 с имитацией внешней теплозащиты; 3 - мотогондола-обтекатель дополнительного форсированного двигателя АЛ-31Ф; 4,9 - имитаторы двигателей орбитального маневрирования; 5 - расщепленный воздушный тормоз - руль направления; 6 - стропы тормозного парашюта; 7 - выходное устройство - сопло "штатного" двигателя АЛ-31; 8 - регулируемое сопло форсированного двигателя АЛ-31Ф; 10 - балансировочный щиток; 11 - наземный персонал; 12 - "штатный" двигатель АЛ-31 в мотогондоле, вид сзади; 13 - отсек тормозного парашюта; 14 - хвостовые блоки ОДУ с имитацией двигателей управления

К первому полету "Бурана" двигатели АЛ-31 были еще не готовы - не успели отработать их раскапсюлирование на этапе сверхзвукового спуска в атмосфере и запуск после пребывания в вакууме.

С другой стороны, грузоподъемность РН "Энергия" ко второму запуску осенью 1988 года еще не отвечала заложенным требованиям и существовал дефицит массы полезного груза, что подтверждает в своем письме заместитель Главного конструктора НПО "Энергия" Игорь Садовский. Поэтому, учитывая также все факторы технического риска, связанные с первым испытательным полетом "Бурана", от использования ТРД в первом полете 15 ноября 1988 года отказались.

Демонтах шпангоутов мотогондолы и арматуры для крепления ТРД АЛ-31	Подготовка образовавшихся после демонтажа мотогондол ниш для зашивки
Приборная доска в командном отсеке. РУД ВРДУ внизу по центру между двумя рабочими местами пилотов	РУД ВРДУ крупныи планом

Однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в ХЧФ под установку двигателей (см. фотографии) зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием. Снятие ВРДУ с летных экземпляров ОК потребовало повторных продувок в аэродинамических трубах (изменился характер обтекания ХЧФ) и небольших доработок (возросли аэродинамические нагрузки на вертикальное оперение и изменилась центровка орбитального корабля). Снятие двигателей не повлекло внутренние изменения конструкции корабля, поэтому в первом полете в командном отсеке на центральной консоли (между центральным пультом и панелью приборной доски N5) между креслами пилотов остались даже спаренные РУД (рычаги управления двигателями).
Успешный первый полет и безмоторный спуск в атмосфере подтвердил правильность принятых решений, но вопрос применения двух ТРД АЛ-31 в последующих полетах остается открытым. В будущем, что согласно И.Садовскому, для расширения маневренных возможностей на участке атмосферного спуска на орбитальных кораблях двигатели АЛ-31 могли быть снова установлены.

Вертикальное оперение - киль орбитального корабля "Буран" (11Ф35)

Вертикальное оперение площадью 39 кв.м как аэродинамическая поверхность обеспечивает устойчивость и управление орбитальным кораблем по каналу курса и состоит из киля, руля площадью 10,5 кв.м и защитного кожуха. Киль состоит из лонжеронов, нервюр, и панелей обшивки. В верхней его части установлены электронный блок и антенна, защищенная радиопрозрачным обтекателем. Руль, работающий как в режиме руля направления, так и в режиме воздушного тормоза при спуске орбитального корабля для его балансировки и снижения скорости, выполнен из двух частей, каждая из которых состоит из двух створок. Привод руля обеспечивает его отклонение на плюс/минус 23° в режиме управления по курсу и независимое от этого раскрытие створок каждой части до плюс/минус 43,5° в режиме воздушного тормоза.

Конструктивно-силовая схема (технографика) киля

Сечение киля в плоскости нервюр

Цифрами обозначены: 1 - привод правой (на рисунке - верхней) секции руля направления; 2 - привод левой (на рисунке - нижней) секции руля направления; 3 - редуктор-мультипликатор; 4 - кронштейн крепления левой секции руля-направления к редуктору; 5 - кронштейн крепления правой секции руля направления к редуктору.

Вес киля в сборе составляет следующие значения:
- на изделии 0.01 - 1639,200 кг;
- на изделии 0.03 - 1673,311 кг;
- на изделии 0.04 - 1757,374 кг;
- на изделии 0.06 - 1779,330 кг;
- на летных изделиях, начиная с 1.01 - 1786,645 кг

Рабочие чертежи киля:

Киль Сборочный чертеж 5.00.3420.0000.0СБ, лист 1 ch09.jpg, 1600x3511, 800kb

Такелажные точки киля Сборочный чертеж 5.00.3001.0140.0СБ, лист 1 ch046.jpg, 1600x5175, 1.24Mb

Крепление киля к фюзеляжу Сборочный чертеж 5.00.3001.0100.0СБ, лист 1 scan33.jpg, 1600x4106, 2.11Mb

Шасси (посадочные устройства) орбитального корабля "Буран" (11Ф35)

Посадочные устройства орбитального корабля предназначены для совершения посадки "по-самолетному" (они обеспечивают поглощение энергии при посадке, пробеге и торможении в пределах ВПП ограниченной длины), а также для буксировки на техническую позицию (ТП) после остановки.

Шасси орбитального корабля производства Горьковского завода "Гидромаш" с базой стоек 12790 мм и колеей основных опор 7000 мм имеет две основные и переднюю управляемые опоры, расположенные оптимально относительно центра масс, причем каждая опора представляет собой механическую систему с пневмогидравлическим телескопическим амортизатором и двумя авиационными колесами высокого давления.

Конструкцию основной опоры шасси можно рассмотреть на примере шасси самолета-аналога БТС-02 ГЛИ:
- два вида на левую опору основного шасси: изнутри на левый борт и против полета; вид на нишу стойки основного шасси и внутреннюю сторону створки ниши шасси. Конструкция основной опоры шасси самолета-аналога БТС-02 ГЛИ в основном повторяет конструкцию основной опоры орбитального корабля "Буран". Однако необходимо помнить, что штатная ниша закрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), окантовка люка многоступенчатая (для увеличения плотности закрытия створки), место стыка закрыто плиточной теплозащитой и т.д.

Закрытие ЭВТИ ниш шасси и створок хорошо видно на фото передней стойки шасси в убранном положении, сделанных на изделии 006 в цехе НИИХимМаш (г.Загорск). На левом фото стрелкой показано направление полета (видно, что выпуск стойки осуществляется против полета); на правом фото (вид по полету, носовая часть фюзеляжа - агрегат Ф-1 отсутствует) подробно видна герметизация (уплотнение) зоны двухступенчатой окантовки ниши передней стойки. Специалисты легко узнают рулевые машинки разворота стоики, подкосы и другие узлы и агрегаты передней стойки.

При анализе фотографии необходимо помнить, что несмотря на полную штатную комплектацию стоек и ниш шасси, съемка проводилась на изделии 006, предназначенном для тепловакуумных испытаний, поэтому на представленных фотографиях хорошо видны накленные температурные датчики на всех агрегатах и элементах ниши и стойки, включая и пневматики. Кстати, именно по результатам тепловакуумных испытаний было принято решение об обязательном подогреве внутреннего объема ниш шасси для сохранения работоспособности пневматиков в условиях космического полета.
Конструкция передней стойки изделия БТС-02 ГЛИ отличается от штатной и представлена на странице "БТС-002 на Авиасалоне МАКС-99"

Представляем фотографии передней стойки шасси в убранном положении, сделанные web-мастером 03.10.2002 в Музее ракетно-космической техники (НИИхиммаш, г.Загорск), при осмотре изделия для тепловакуумных испытаний 006.

Парашютно-тормозная установка

(ПТУ) служит для торможения орбитального корабля при пробеге на ВПП и разгрузки тормозной системы колес, развивает усилие до 50 т и уменьшает дистанцию пробега при посадке на скользкую ВПП на 500 м. ПТУ состоит из корпуса, двухкаскадной парашютной системы, пиротехнических механизмов отстрела крышки, замковой системы, системы обогрева и блока автоматики.

Парашютно-тормозная установка вводится в действие автоматически при обжатии основных стоек шасси при касании ВПП путем отстрела крышки контейнера ПТУ, извлекающей из корпуса три вытяжных парашюта площадью 1 кв.м каждый, которые обеспечивают задействование трех основных парашютов крестообразной формы площадью 25 кв.м каждый. При снижении скорости пробега до 50 км/час система управления выдает команду на сброс парашютов.

Для обеспечения работоспособности ПТУ на орбитальном участке полета в контейнере ПТУ поддерживается электронагревателями температура не ниже -50ºС, а при спуске - теплозащитным покрытием контейнера не выше +100ºС.