Program Buran

Z Wikipedii, wolnej encyklopedii
Skocz do: nawigacji, wyszukiwania
Buran na rakiecie Energia

Buran (ros. Буран, „burza śnieżna”) – radziecki wahadłowiec kosmiczny.

Buran był z wyglądu bardzo podobny do wahadłowców amerykańskich. Kształt kadłuba, skrzydeł, wielkość, a nawet kolorystyka sprawiają, iż niewprawny obserwator mógłby pomylić obie konstrukcje, istnieją jednak między nimi znaczące różnice. W radzieckim rozwiązaniu główne silniki rakietowe zainstalowane były w rakiecie nośnej i nie były odzyskiwane (dalszy projekt zakładał odzyskiwanie głównego stopnia) w przeciwieństwie do rakiet pomocniczych. W rozwiązaniu amerykańskim silniki główne były częścią składową orbitera i również można je było wykorzystywać wielokrotnie. Buran był wyniesiony na orbitę przez rakietę Energia na paliwo ciekłe.

Historia programu[edytuj | edytuj kod]

Związek Radziecki musiał poradzić sobie z porażką programu księżycowego N1/Ł-3, pierwsze próby lotów do stacji kosmicznych Salut zakończyły się niepowodzeniem, a nawet tragedią, w której życie straciła załoga Sojuza-11. Ministerstwo Obrony ZSRR ogłosiło zapotrzebowanie na ciężką rakietę oraz środek, umożliwiający zwalczanie infrastruktury orbitalnej.

Niszczyciele satelitów i kosmiczne myśliwce[edytuj | edytuj kod]

ZSRR już w połowie lat pięćdziesiątych ubiegłego wieku rozpoczął studia nad automatycznymi orbitalnymi systemami likwidacji satelitów wroga oraz skrzydlatymi załogowymi statkami kosmicznymi, mogącymi pełnić szeroki wachlarz funkcji – od prostej obserwacji, poprzez zwiad optyczny, inspekcję, wyłączenie z użytku i niszczenie satelitów, aż do bombardowania obiektów naziemnych, w tym z użyciem broni nuklearnej. W tym czasie powstały projekty jak Łapotok Pawła Cybina, 46 i 48 Władimira Miasiszczewa, cała gama rakietoplanów (R-2, MP-1, MP-2, AK-4) Władimira Czełomieja, czy Zwiezda Andrieja Tupolewa. Wszystkie były w owym czasie nierealizowalne.

Projektanci i konstruktorzy stawali w pewnym momencie przed niemożliwością przejścia bariery termicznej, powstającej podczas powrotu obiektu w gęste warstwy atmosfery. Wszelkie próby obejścia kończyły się zbytnim wzrostem masy samolotu co uniemożliwiało jego udźwig. Starano się podpatrywać różnymi sposobami, korzystając między innymi z wydatnej pomocy wywiadu, prace Stanów Zjednoczonych (projekty North American X-15 i Boeing X-20 Dyna-Soar), jednak i tutaj efekty były niewielkie. Jedynym projektem który powstał, był Spiral autorstwa Artioma Mikojana. Składać się on miał z hiperdźwiękowego samolotu nosiciela, dwustopniowej rakiety nośnej oraz właściwego jednoosobowego samolotu orbitalnego z korpusem samonośnym (konstruktorem prowadzącym był Gleb Łozino-Łozinski). Każdy z tych tematów był olbrzymim przedsięwzięciem, więc prace nad nimi zostały podzielone nie tylko na części, ale dodatkowo w ramach każdej z nich na etapy.

Ponieważ ówczesne komputery nie nadawały się jeszcze do modelowania aerotermodynamiki wielkich prędkości, większość problemów starano się rozwiązać na modelach bądź makietach - drewnianych lub metalowych, na późniejszym zaś etapie tworząc proste analogi poszczególnych części składowych. W 1966 r. wstępny projekt został zatwierdzony, natomiast w roku następnym, po zatwierdzeniu realizacji, nakazano przekazanie go do MOM, czyli Ministerstwa Ogólnej Budowy Maszyn, jak wówczas nazywano całą potężną gałąź przemysłu aerokosmicznego, związanego z CKBEM Siergieja Korolowa. Prace się jednak przeciągały, do siedmiu rakietowych lotów balistycznych różnorodnych modeli (oznaczonych jako BOR-1, BOR-2 i BOR-3), w których badano charakterystyki aerodynamiczne samolotu, doszło dopiero w latach 1969-1974. O ile rozwój samolotu kosmicznego wolno postępował, to skonstruowanie samolotu hiperdźwiękowego okazało się problemem nie do przejścia. O prawa do jego realizacji walczyły między sobą nie tylko różne biura projektowe, ale i ministerstwa cywilne i wojskowe. Na taką ewentualność braku na czas nosiciela postanowiono, że do czasu, gdy uda się go zbudować, jego rolę będzie pełnić rakieta nośna Sojuz. Już od 1966 r. przygotowywano do wykonywania lotów orbitalnych kosmonautów. Jednak do pierwszych lotów atmosferycznych analogu pod nazwą 105.11 doszło dopiero dziesięć lat później. Dwuletni cykl badań i cały program został zakończony jesienią 1978 r., kiedy okazało się, że mały wielozadaniowy samolot kosmiczny nie jest potrzebny wojsku. Potrzebny był teraz odpowiednik wielkich promów kosmicznych STS.

Wybór kierunku badań[edytuj | edytuj kod]

W maju 1974 r. w swoim exposé po mianowaniu na stanowisko głównego konstruktora NPO Energia, które powstało z połączenia własnego OKB-456 i CKBEM, Walentin Głuszko stwierdził, że nieznane są dokładne zadania biura, ale wiadomo było, że nie będzie robiona kopia amerykańskiego wahadłowca. Było to pokłosie rozpoczętych w marcu 1972 r., a więc zaledwie dwa miesiące po opublikowaniu przez Stany Zjednoczone informacji o rozpoczęciu programu, konsultacji i narad specjalistów w sprawie systemów kosmicznych wielokrotnego użytku. Stwierdzono, że system rozpatrywany jako transportowy jest nieekonomiczny, poważnych zadań wymagających powrotu całego statku z orbity brak, a amerykański wahadłowiec nie stanowi obecnie dla ZSRR zagrożenia w sensie militarnym. Jednak nie można było wykluczyć, że wynoszone w przyszłości ładunki mogą stanowić zagrożenie. Ta potencjalna możliwość przeważyła – 27 grudnia 1973 r. ukazało się oznaczone numerem 298 postanowienie WPK (Kompleksu Wojskowo-Przemysłowego), które zalecało przygotowanie trzech wersji systemu. Przygotować je miały: CKBEM na bazie N1, CKBM na bazie Protona oraz OKB-115 Artioma Mikojana na bazie Protona i Spirali. W rzeczywistości była to tylko pozoracja – N1 nie był realny, Proton był za słaby, Spiral zaś za mały. Z gotowym projektem przyszedł Walentin Głuszko. W projekcie był pomysł wielomodułowej rakiety RŁA, która w wersji 120 (blok centralny i dwa bloki pierwszego stopnia, udźwig 30 ton) może posłużyć do utworzenia stacji orbitalnych, w wersji 135 (cztery bloki, udźwig 100 ton) do lotów księżycowych, a w wersji 150 (osiem bloków, udźwig 250 ton) – do lotów na Marsa. Swoją koncepcję zaprezentował latem 1974 r. ministrowi obrony Dmitrijowi Ustinowowi. Ten nalegał na dołączenie do zestawu rakietoplanu, czyli MTKS (Mnogorazowaja Transportnaja Kosmiczeskaja Sistiema – wielorazowy system transportu kosmicznego). Walentin Głuszko zalecił rozpracowanie systemu na bazie RŁA-135 Igorowi Sadowskiemu, ale nadano zadaniu zbyt niski priorytet. Ważniejszy był wtedy Księżyc. Jednak dla WPK - 1975 r. zbudowanie MTKS zostaje uznane za zadanie rangi państwowej.

W dodatku istniały naciski, by przyspieszyć prace, zmniejszyć ryzyko wyboru niewłaściwych rozwiązań i wykonać po prostu kopię Space Shuttle. Na to jednak Walentin Głuszko kategorycznie się nie zgodził, przytaczając prawdziwy argument, że w kraju nie ma możliwości wytworzenia tak dużych stałopaliwowych rakiet pomocniczych, a doprowadzenie do tego zajmie około ośmiu lat. Koncepcja z rakietami pomocniczymi napędzanymi kerozyną i tlenem (w bloku centralnym, podobnie jak w Stanach Zjednoczonych, użyty zostanie wodór i tlen) jest prostsza w realizacji i zyskała uznanie. Większy problem pojawił się w przypadku wyboru orbitera. Ścierały się tutaj dwie zasadnicze koncepcje – samolot z silnikami drugiego stopnia w części ogonowej i oczywiście klasycznym lądowaniem na pasie, oraz wersja bezskrzydłowa, z pionowym lądowaniem z pomocą spadochronów i opadaniem na rozkładane podpory. Z tej drugiej zrezygnowano, z powodu zbyt małej możliwości wykonywania manewrów bocznych, co nie pozwala na zmianę miejsca lądowania chociażby ze względu na złe warunki atmosferyczne. Dalsza optymalizacja powodowała przeniesienie silników z orbitera na drugi stopień rakiety (powrót na pierwotne miejsce), z powodu wątpliwości co do możliwości zbudowania silnika wodorotlenowego wielorazowego użytku w krótkim terminie, co jednak stwarza z kolei możliwość wznoszenia zamiast wahadłowca ładunku o podobnej masie, rzędu 100 ton. Ostatnie zmiany przeniosły orbiter z wierzchołka na jej bok, czym na pierwszy rzut oka upodobnia MTKS do STS.

17 lutego 1976 r. ukazuje się rozporządzenie rządu nr 132-51 o budowie MTKS składającego się ze stopnia napędowego, samolotu orbitalnego i międzyorbitalnego stopnia holownika, umożliwiającego wyniesienie na orbitę o pułapie 200 km ładunku 20 ton. Zamawiającym było Ministerstwo Obrony ZSRR, wykonawcą - NPO Energia. W ramach MAP (Ministerstwa Przemysłu Lotniczego) powstaje w Tuszyno pod Moskwą nowe przedsiębiorstwo pod nazwą NPO Mołnia, które ma za zadanie zaprojektować orbiter, a także naziemną infrastrukturę testową oraz lotnicze środki jego transportu z okolic Moskwy na Bajkonur. Szefem firmy zostaje Gleb Łozino-Łozinskij. Samo wykonanie podzespołów i ich montaż powierzono przedsiębiorstwu budowy maszyn w Tuszyno (TMZ). Początkowo Gleb Łozino-Łozinskij, chcąc wykorzystać swe doświadczenie z czasów prac nad Spiralą chciał po prostu przeskalować ją odpowiednio do postawionych zadań, jednak 11 lipca 1976 r. Rada Głównych Konstruktorów z udziałem przedstawicieli Ministerstwa Ogólnej Budowy Maszyn i Ministerstwa Przemysłu Lotniczego postanawia, że statek orbitalny zostanie wykonany w układzie bezogonowego, wolnonośnego dolnopłatu ze skrzydłami w postaci podwójnej delty oraz parą silników odrzutowych, umożliwiających swobodne manewrowanie podczas powrotu (później z powodu problemów technicznych związanych z ich uruchomieniem podczas ostatniej fazy lotu, od pomysłu dodania silników odstąpiono).

Walentin Głuszko pogodził się z tymi decyzjami i już w marcu 1978 r. wstępny projekt techniczny był gotowy. Najbardziej istotnym było oczywiście zapewnienie statkowi bezpiecznego przejścia przez atmosferę. Rozpatrzono różne rodzaje pokryć, jednak były one albo niewystarczające w sensie termicznym czy wytrzymałościowym, albo za ciężkie (np. pokrycie z materiału Grawimoł miałoby masę 40 ton, czyli połowę masy statku). W końcu zdecydowano się na rozwiązania zastosowane w STS – kompozyt z włókien węglowych, w miejscach narażonych na najwyższe temperatury i kilka odmian płytek z włókien kwarcowych i innych materiałów w miejscach o niższych udarze termicznym. Prawidłowość przyjętych rozwiązań testowano na zakresie aerodynamiki małych prędkości ( pod- i naddźwiękowych) na samolotach-laboratoriach Ił-18D i MiG-25, a w zakresie prędkości wejścia w atmosferę i hipersonicznych oraz zachowania się materiałów termoodpornych – na specjalnie w tym celu zbudowanych niewielkich (długość około 4 metrów) demonstratorach BOR-4. Wykonały one w latach 1980-1984 pięć lotów z kosmodromu Kapustin Jar z pomocą zmodyfikowanych rakiet Kosmos 3M. W pierwszym przypadku uproszczony demonstrator opadł w przewidzianym miejscu poligonu Sary-Szagan (lot balistyczny), w dwóch następnych, po wykonaniu 1,25 okrążenia Ziemi na Oceanie Indyjskim, w dwóch ostatnich zaś, po niespełna jedynym okrążeniu – na Morzu Czarnym, przy czym w ostatnim locie z powodu awarii systemu autodestrukcji model został omyłkowo zniszczony. Oba wodowania i operacje ewakuacyjne dokonane na Oceanie Indyjskim zostały sfilmowane przez załogi amerykańskich i australijskich samolotów zwiadowczo-patrolowych Lockheed P-3C Orion. W latach 1984-1988 wykonano też pięć balistycznych lotów demonstratorów BOR-5. Były to repliki Burana w skali 1:8. Badały one charakterystyki aerodynamiczne kształtu w zakresie prędkości od Ma=0,8 do Ma=18,5.

Powstanie Energii[edytuj | edytuj kod]

Projektowanie każdej rakiety rozpoczynało się od silnika. W tym konkretnym przypadku było to zadanie bardzo poważne, gdyż miała powstać rakieta przewyższająca wszystkie, które powstały w ZSRR. Silniki musiały być potężne, a w dodatku wielorazowego użytku, w rakietach pomocniczych. RŁA-135, nazwana później Energia, miała się składać ze stopnia centralnego (blok C) oraz w wersji podstawowej z dwóch par rakiet pomocniczych (blok A). Każdy z bloków A został wyposażony w dwa kontenery, mające w przyszłości pomieścić zestaw spadochronów, w celu odzyskiwania nie tylko silników, ale całych bloków. U spodu każdego bloku A umieszczono czterokomorowy silnik RD-170. Jego projektowanie rozpoczęło się w 1976 r. w KB Energomasz, będącym już częścią NPO Energia, a ukończono w 1981 r. Aż pięć lat zajęło projektowanie silnika, który jak dotąd, dysponuje największym pośród silników ciekłopaliwowych ciągiem na świecie (740 ton na poziomie morza i 806,2 ton w próżni), przekraczając o 2-7% ciąg silnika F-1 rakiety Saturn V. RD-170 pracuje w cyklu zamkniętym z dopalaniem gazu generatorowego, spalając kerozynę RG-1 i ciekły tlen w stosunku masowym 2,6:1. Ciśnienie w komorze spalania wynosi 250 atmosfer, czas pracy 150 sekund. Masa silnika wynosi 9750 kilogramów. Silnik ten został atestowany do dziesięciokrotnego użycia. Każdy z bloków A ma suchą masę 65,6 tony, a w jego zbiornikach mieści się 85,3 tony O2 oraz 221,7 tony RG-1. Wysokość bloku wynosi 39,46 metra, a średnica 3,92 metra. Łączna masa startowa czterech bloków A wynosi 1490,4 tony.

Blok C (podobnie jak ET w STS jednorazowego użytku) jest napędzany czterema jednokomorowymi silnikami RD-0120 z dwustopniowym procesem spalania. Jego projektowanie rozpoczęto w KBChA w Woroneżu w 1976 r. i ukończono trzy lata później. To pierwszy w ZSRR silnik na kriogeniczne materiały pędne, jaki został zastosowany w technice rakietowej. Silnik o ciągu 147,6 ton na poziomie morza i 190 ton w próżni spala ciekły tlen i wodór w stosunku masowym 6:1. Ciśnienie w komorze spalania wynosi 216 atmosfer, czas pracy 480-500 sekund. Masa silnika wynosi 3450 kilogramów. Blok C ma wysokość 58,765 metra, średnicę baków 7,75 metra, a wraz z izolacją termiczną około 8 metrów. Sucha masa stopnia wynosi 72,5 tony. Górny zbiornik mieści 602 775 kilogramów ciekłego tlenu, dolny 100 868 kilogramów ciekłego wodoru. Masa startowa stopnia wynosi 776,2 tony. Masa startowa Energii wynosi 2270 ton (wraz z ładunkiem 2375-2419 ton), jej wysokość 58,765 metra, szerokość 17,65 metra, ciąg startowy około 3350 ton. Rakieta jest budowana w Kujbyszewie w zakładach Progress. Udźwig rakiety na niską orbitę wokółziemską wynosi 105 ton, doposażonej zaś w trzeci stopień: geostacjonarną 18 ton, ku Księżycowi 32 tony, ku Marsowi i Wenus do 28 ton, ku Jowiszowi i Słońcu 5-6 ton. Głównym konstruktorem był Boris Gubanow.

Szkolenia kosmonautów[edytuj | edytuj kod]

W odróżnienia od Space Shuttle Buran miał być obdarzony całkowitą autonomią lotu, na wszystkich jego etapach, z powrotem wyborem ścieżki podejścia i samym lądowaniem włącznie. Od początku planowano, że przynajmniej dwa pierwsze loty zostaną wykonane bez udziału załogi. Jednak należało oczywiście wybrać i przygotować do lotów grupę kosmonautów, która nie tylko miała w późniejszym czasie pilotować prom, lecz być użyta wcześniej do przeprowadzenia testów atmosferycznych. Do tego celu przygotowano specjalny analog Burano pod nazwą BTS-002 GLI (Bolszoj Transportnyj Samoljot dla Gorizontalnych Liotnych Ispytanii - duży samolot transportowy dla horyzontalnych badań lotu). Była to wierna kopia Burana, wyposażona w umieszczone w części ogonowej cztery silniki turbo-odrzutowe AŁ-31 Archipa Lulki.

W skład grupy w 1977 r. początkowo miało wejść siedmiu pilotów doświadczalnych MAP:

  • Igor Wołk
  • Rimantas Antanas Stankevčius
  • Anatolij Lewczenko
  • Aleksandr Szczukin
  • Oleg Kononienko
  • Nikołaj Sadownikow
  • Aleksandr Łysenko

Niestety Aleksandr Łysenko zginął w katastrofie lotniczej jeszcze zanim grupa została oficjalnie sformowana, a Nikołaj Sadownikow odszedł z niej pod koniec roku. W pięcioosobowym składzie grupa, nazywana od nazwiska dowódcy (Igor Wołk) „wilczym stadem”, została w 1979 r. oficjalnie wyznaczona do pierwszych lotów kosmicznych i rozpoczęła treningi w Centrum Przygotowań Kosmonautów. Pod sam koniec cyklu przygotowań, we wrześniu 1980 r. w katastrofie samolotu Jak-38 zginął Oleg Kononienko. Trzy miesiące później pozostała czwórka zdała egzaminy i w lutym 1982 r. uzyskała tytuł kosmonauta-badacz. Plan był taki, że każdy z przyszłych dowódców Burana miał najpierw wykonać krótkotrwały (osiem-dwanaście dni) lot kosmiczny na pokładzie statku Sojuz-T, a bezpośrednio po jego zakończeniu pilotować wyposażony w systemy sterowania samolotu kosmicznego Tu-154, by w jak najbardziej realnych warunkach ustalić zdolność pilota do sprowadzenia Burana na Ziemię po pobycie w stanie nieważkości i następującym bezpośrednio po tym przeciążeniu. Loty takie wykonali Igor Wołk (1984r., Sojuz T-12) oraz Anatolij Lewczenko (1987r., Sojuz TM-4). Już wcześniej sformowano dwie załogi: Wołk/Stankevičius i Lewczenko/Szczukin, które miały stanowić załogę podstawową i rezerwową w rzeczywistym pierwszym załogowym locie orbitalnym Burana.

Uprzednio należało jednak wykonać serię szybkich kołowań-rozpędzeń i właściwych lotów testowych na lotnisku. Rozpoczęły się one 29 grudnia 1984 r. pierwszym szybkim kołowaniem-rozpędzeniem na pasie podmoskiewskiego lotniska Żukowskij. Do pierwszego samodzielnego lotu (start i wzniesienie za pomocą silników turboodrzutowych, lądowanie bez wspomagania silnikami) doszło dopiero 10 listopada 1985 r. Ogółem w latach 1984-1990 wykonano 23 takie loty oraz 11 szybkich kołowań-rozpędzeń. Za sterami BTS-002 siedzieli wyłącznie piloci pierwszej grupy, choć w latach 1980-1989 grupę uzupełniło jeszcze sześciu oblatywaczy. Własny oddział „buranowców” tworzył też w latach 1978-1990 Instytut Badawczy Sił Powietrznych im. Czkałowa. Wybrano wówczas łącznie 16 pilotów, z których jednak tylko dwóch (Iwan Baczurin i Aleksandr Borodaj) pilotowało BTS-02. Pięcioro z nich w przyszłości zostało kosmonautami, ale żadnemu nie dane było zostać pilotem skrzydlatego statku kosmicznego. Jedynie Łeonid Kadeniuk, który po rozpadzie ZSRR przyjął obywatelstwo Ukrainy, poleciał w 1997 r. w kosmos jako specjalista ładunku amerykańskiego promu Columbia (misja STS-87).

Infrastruktura naziemna[edytuj | edytuj kod]

Obok rakiety i samego samolotu orbitalnego należało stworzyć jeszcze trzy niezwykle istotne elementy – środki transportu elementów rakiety i Burana, halę montażowo-testową oraz sam kompleks startowy. Ponieważ było oczywiste, że miejscem startów będzie położony w Kazachstanie kosmodrom Bajkonur, Energia zaś, nawet rozłożona na podstawowe elementy składowe była zbyt wielka, jak na zwyczajowy w radzieckiej kosmonautyce transport kolejowy, należało opracować inny schemat jej dostawy. Początkowo rozważano transport na pokładzie barek holowanych poprzez sieć rzek i kanałów, jednak okazało się to nieperspektywiczne, przynajmniej w cieplejszych porach roku, gdy większość zbiorników wodnych obniżała lustro wody poniżej wymaganego dla spławiania poziomu. W tej sytuacji stanięto przed alternatywą – przenieść całą produkcję rakiety na Bajkonur, co jednak wiązałoby się ze zbudowaniem tam całych wysokospecjalizowanych fabryk i zapewnieniem dla nich odpowiednio wykwalifikowanej siły roboczej, albo zastosować transport lotniczy. Ze względu na olbrzymie koszty pierwszego wariantu zdecydowano się na drugie rozwiązanie, choć istniejące wówczas samoloty również nie były w stanie podźwignąć nawet centralnego stopnia kolosa. W krótkim czasie zmodyfikowano ciężki samolot bombowy Władimira Miasiszczewa 3M- powstała wersja 3M-T, którą nazywano Atłant. Wysmukły samolot z potężnym wrzecionem bloku C na grzbiecie był jednak i tak za słaby, by udźwignąć orbiter. Wówczas, wykorzystując doświadczenia z zdobyte przy budowie ciężkiego samolotu transportowego An-124 Rusłan, nazwaną An-225 Mrija (marzenie). Dopiero on - do dziś największy na świecie, sześciosilnikowy transportowiec, miał gabaryty i udźwig wystarczające, by wziąć na swe barki samolot kosmiczny.

Dla przeprowadzenia samego startu zbudowano uniwersalny kompleks, testowo-startowy UKSS (Uniwersalnyj Kompleks Stend-Start), który miał służyć do trzech celów – testowania ogniowego poszczególnych bloków rakiety jak i jej w całości, wykonywania właściwych startów, a także w dalszej perspektywie do startów rakiet o masie dochodzącej do 4570 ton i ciągu przekraczającym 6000 ton. Ta potężna konstrukcja (głębokość ogniołapu 40 metrów, wysokość masztów z piorunochronami 225 metrów) dostała na kosmodromie oznaczenie „pozycja 250”. Pod nazwą „pozycja 112” figurował MIK (Montażno-Ispytatielnyj Korpus), czyli budynek montażowo-testowy, oddalony od „250” o pięć kilometrów. Mieściły się w nim trzy osobne pozycje obsługi technicznej: rakiety nośnej, orbitera oraz całego zestawu. Zestaw uzupełniało lądowisko, zbudowane w odległości 11 km od wyrzutni i 6,5 km od MIK. Wykonane z asfaltobetonu, miało długość 4500 metrów (plus po 250 metrów strefy bezpieczeństwa po obu końcach) i szerokość 84 metrów. Wyposażone było w mikrofalowy system podejścia i lądowania. W charakterze lotnisk zapasowych czy awaryjnych, na wypadek trudnych warunków atmosferycznych bądź przerwania startu lub lotu orbitalnego, do odbioru Burana były przygotowane lotniska Chorol (w Kraju Przymorskim na wschodzie ZSRR) oraz nieistniejące już lotnisko wojskowe w pobliżu Symferopola (Krym, obecnie Ukraina).

Wybór Skif, Polus, Mir-2[edytuj | edytuj kod]

Information icon.svg Osobny artykuł: Polus.

Gdy większość prac przygotowawczych do startu nowej rakiety była już na ukończeniu, Gubanow zaproponował wykonanie w miejsce pełnego testu ogniowego na wyrzutni od razu wzlotu Energii z makietą statku kosmicznego. Jak sam później przyznał, powodem była obawa, że podczas kilkuminutowego testu rakieta po prostu eksploduje, co będzie skutkować zniszczeniem stanowiska startowego. Jeżeli natomiast wytrzyma chociaż 30 sekund od momentu uruchomiania silników, to otrzymane dane będą już bardzo cenne, a Energia oddali się już od wyrzutni na tyle, że nawet w przypadku awarii nie uszkodzi jej. Pomysł został zaakceptowany z jedną zmianą – zamiast makiety postanowiono wysłać realnego satelitę. Jego przygotowanie zlecono biuru konstrukcyjnego Salut. Biuro to już od 1981 r. zajmowało się projektowaniem i budową bojowej stacji kosmicznej Skif, mającej za pomocą laserów zbudowanych w NPO Astrofizika niszczyć wrogie satelity. Wariant testowy takiej stacji, noszący oznaczenie Skif-D, miał być w przyszłości wyniesiony na orbitę za pomocą Energii. To właśnie na bazie tego obiektu, z wykorzystaniem elementów wojskowego transportowego statku kosmicznego TKS konstrukcji zakładów im. Chruniczewa, zbudowano wersję, która dostała oznaczenie Skif-DM. Ponieważ laser nie był gotowy, w jego miejsce postanowiono umieścić dwa kompleksy urządzeń. Pierwszy miał służyć do wykonania szeregu badań z zakresu geofizyki, drugi miał polegać na odrzucaniu od stacji zestawu różnorodnych celów o różnorakich charakterystykach geometrycznych i materiałowych oraz ich śledzeniu z jej pokładu. W późniejszym czasie z drugiej części eksperymentu zrezygnowano. Tak powstał obiekt o długości 37, szerokości 4,1 metra i masie około 80 ton.

Nareszcie radzieccy projektanci mogli przestać ograniczać swą fantazję rakietą Proton o udźwigu 20 ton. Tak przygotowany satelita przybył do MIK na pozycji 112 w lutym 1987 r. Pomimo zadekretowanej niedawno przez sekretarza generalnego KPZR Gorbaczowa głasnosti (jawności), zamiast nazwy Skif na obiekcie pojawił się napis Polijus (biegun) i pod taką nazwą obiekt był powszechnie znany, a na kontenerze ochronnym, pełniącym rolę osłony aerodynamicznej wymalowano napis Mir-2. Już 3 lutego został on połączony z Energią o numerze seryjnym I1506SŁ, zwaną także No6SŁ. W dniu następnym kompleks został przewieziony na wyrzutnię, gdzie rozpoczęto przygotowania do wyznaczonego na koniec kwietnia startu. Jednak przed jego przeprowadzeniem Walentin Głuszko chciał pokazać swoje dzieło Gorbaczowowi, ale ten mógł przylecieć na Bajkonur dopiero 11 maja. Do tego czasu rakieta była utrzymywana w reżimie trzydniowej gotowości do startu. Nazajutrz po przylocie Gorbaczow obejrzał całą infrastrukturę i choć początkowo wyrzekł zdanie, że Biuro Polityczne nie da pozwolenia na start tej rakiety, to pod koniec wizyty dał się przekonać. Start wyznaczono na 15 maja 1987 r., na godzinę 15:30 czasu moskiewskiego.

Z powodu problemów z naziemną częścią instalacji tankowania doszło co prawda do kilkugodzinnej zwłoki, jednak o 20:30 rakieta z ogłuszającym rykiem uruchomiła silniki i za kilka sekund oderwała się od wyrzutni. Chwilę później obserwatorów startu zaszokował wyraźnym odchyleniem od pionu od strony Skifa i wydawało się, że zderzy się z wieżą startową. Jednak był to drobny błąd w algorytmie wznoszenia - stabilizacji, wykonywana za pomocą różnicowego ciągu silników, była przeprowadzana dopiero w trzeciej sekundzie po wzlocie, zamiast przed nim. Jednak Energia obliczona była na znacznie większe odchylenia i po ustabilizowaniu pozycji bezpiecznie kontynuowała swój lot. W efekcie tego przechyłu instalacje startowe wyrzutni odniosły dość poważne uszkodzenia. Zamiast choćby 30 sekund, o jakich marzył Gubanow, rakieta funkcjonowała przez 460, czyli cały zakładany czas. Ładunek został wyniesiony na zakładaną wysokość 110 km, Energia w swym pierwszym starcie spisała się na medal.

Jednak doszło do nieoczekiwanego zdarzenia - 51 sekund po oddzieleniu się bloku C Skif powinien rozpocząć manewr obrotu o 180° wokół osi poprzecznej w celu uruchomienia swych silników, by zwiększyć swą prędkość do orbitalnej. Taki obrót był niezbędny, gdyż z powodów konstrukcyjnych Skif startował z pozycji „do góry nogami”. Jednak z powodu błędu oprogramowania manewr obrotu nie zakończył się po osiągnięciu 180°, lecz był nadal kontynuowany. Mimo to zostały uruchomione silniki korekcyjne, które wydały co prawda zakładany impuls 87 m/s, jednak, z powodu rotacji, we wszystkich kierunkach, w wyniku czego sumaryczny przyrost prędkości wyniósł zero, Skif po kilkudziesięciu minutach wraz z pustym zbiornikiem bloku C Energii wszedł w atmosferę nad Pacyfikiem, gdzie częściowo spłonął, a jego pozostałości spoczęły na dnie oceanu. Wina oczywiście nie leżała po stronie Energii, rakieta w 100% spełniła założenia swych projektantów i konstruktorów i była gotowa do realizacji wielkich planów. Już w swym następnym locie miała wynieść na orbitę prom kosmiczny Buran.

Buran[edytuj | edytuj kod]

Wielorazowy statek orbitalny OK (Orbitalnyj Korabl, indeks 11F35) był w radzieckiej kosmonautyce konstrukcją nietypowo dużą. O stopniu jej złożoności świadczą liczby. Składał się z ponad 600 jednostek aparatury pokładowej, 50 systemów, 1500 przewodów pneumatycznych i hydraulicznych, 2500 wiązek kabli elektrycznych, 15 000 złączy. Kadłub orbitera został pokryty osłoną termiczną dwojakiego rodzaju - płytkami dwóch rodzajów (twardymi, odpornymi na temperatury do 1250°C na bazie włókna kwarcowego, bądź elastycznymi, odpornymi na temperatury do 370°C na bazie włókien organicznych) bądź w miejscach narażonych na szczególnie wysoki udar termiczny (do 1650°C) z włókien węglowych. Ogółem na promie było zamocowanych 38 600 płytek o łącznej masie 9 ton. Zdwojony silnik manewrowy (indeks 17D12) rozwijał ciąg (w próżni) 2×8,8 tony i dysponował impulsem specyficznym 362 sekund. Prócz tego prom był wyposażony w 38 silniczków sterujących o ciągu 390 kg i osiem orientacji (ciąg 20 kg), wszystkie silniki korzystały z wspólnych zapasów materiałów pędnych. Wersje załogowe promu przewidywano wyposażyć dodatkowo w cztery silniki ratunkowe, na paliwo stałe o ciągu 2850 kg każdy, umożliwiające szybkie oddzielenie się od Energii w wypadku, gdyby doszło do jej grożącej eksplozji awarii.

Lot promu był sterowany przez cztery komputery, a system nawigacyjny Wympieł pozwalał na całkowitą autonomię lotu od startu do lądowania, niezależnie od faktu obecności załogi na pokładzie. Zasilanie OK, po raz pierwszy w ZSRR, pochodziło z ogniw paliwowych, pracujących na ciekłym wodorze i tlenie (moc 30 kW), do tego dochodziło awaryjne 300 kWh zgromadzonych w tradycyjnych akumulatorach. Konstrukcja kadłuba była wykonana z wysokojakościowych stali, stopów aluminiowych i tytanowych oraz kompozytów polimerowych. Kabina statku orbitalnego została podzielona na trzy pokłady: górny (dowódczy, jedyny wyposażony w okna), środkowy (mieszkalny, z miejscami dla pozostałych członków załogi, wyposażeniem bytowym i eksperymentalnym) oraz dolny (agregatowy, zawierający system podtrzymywania warunków życia). W lewej części kabiny był umieszczony luk, w tylnej śluza, wiodąca do ładowni. W ładowni mógł być umieszczony manipulator, a także, według potrzeby, węzeł połączeniowy, środek przemieszczania kosmonauty (plecak manewrowy), dodatkowe zbiorniki paliwa i/lub reagentów systemu wytwarzania energii elektrycznej. Z tyłu umieszczono hermetyczny kontener, zawierający trzy spadochrony wyciągające (o pow. 1 m2 każdy) i trzy hamujące (25 m2 każdy). Początkowo planowano zbudować dwa egzemplarze promu (1.01 i 1.02), przy czym pierwszy miał być bezzałogowy, a drugi dopuszczać pobyt załogi na orbicie (ale nie podczas startu i lądowania). Następnie miano zbudować jeszcze trzy egzemplarze (2.01, 2.02 i 2.03), w pełni przeznaczone dla lotów załogowych. Miały one mieć wprowadzone liczne zmiany, wprowadzone po uzyskaniu danych z lotu Burana, m.in. lżejszą osłonę termiczną w miejscach, gdzie udar termiczny okazał się mniejszy, niż zakładano. Z czasem egzemplarz 1.02 miał zostać przebudowany na wersję załogową.

Lot Burana[edytuj | edytuj kod]

Buran został przywieziony na Bajkonur jeszcze w grudniu 1985 r. Statek był wówczas pozbawiony wielu istotnych instalacji i systemów, więc ich montaż i testowanie zajęły blisko dwa i pół roku. Dopiero 9 maja 1988 r. został on połączony z rakietą nośną z numerem seryjnym 1Ł. Do 15 maja trwały testy połączonych obiektów, 19 maja system został przetransportowany na kompleks startowy. Wielotygodniowe testy wykazały, że systemy radiowe rakiety i promu nie współpracują ze sobą. Miesiąc później rakieta powróciła do MIK. Tam okazało się, że jeszcze na kompleksie startowym jeden z żołnierzy wydrapał na płytkach ochrony termicznej „napis pamiątkowy” - płytki trzeba było wymienić, a żołnierza wykluczono z Komsomołu. Ponownie na starcie Buran znalazł się 10 września. W jego ładowni znajdował się zespół przyrządów pomiarowych wielokrotnego użytku o indeksie 37KB, zbudowany na bazie modułu Kwant stacji orbitalnej Mir. W przyszłości miał on stanowić podstawowe wyposażenie badawczo-naukowe, odpowiednik amerykańsko-europejskiego systemu Spacelab. W pierwszym starcie jego rola została ograniczona do rejestrowania wszystkich parametrów lotu, dodatkowo zapewniał zasilanie statku w energie elektryczną, gdyż ogniwa paliwowe były jeszcze niegotowe i postanowiono skorzystać z zespołu akumulatorów. Start wyznaczono na 29 października. W tym dniu zaledwie 51 sekund przed zapłonem silników, od rakiety nie odsunęło się jedno z ramion dostępnych i start automatycznie przerwano.

Nowy termin wyznaczono na 15 listopada. Pomimo nadciągającej wichury z deszczem (wiatr osiągał 19 m/s) i niskiej podstawy chmur zdecydowano się skierować prom w pierwszy lot. Start nastąpił o godzinie 06:00:01,5 czasu moskiewskiego. Lot przebiegał idealnie według założeń. W T+30 sekund zdławiono ciąg silników RD-0120 do 70%, osiem sekund później to samo uczyniono z silnikami RD-170. Manewr pozwalał zmniejszyć obciążenia konstrukcji w trakcie przechodzenia przez strefę maksymalnego naporu aerodynamicznego. W 143 sekundzie lotu zakończyły pracę rakiety pomocnicze i osiem sekund później na wysokości 53 km i przy prędkości 1,8 km/s zostały odrzucone. Silniki bloku centralnego pracowały do 463 sekundy, po czym wyłączono je, 15 sekund później Buran odłączył się od bloku centralnego. Znajdował się on wówczas na nietrwałej orbicie o pułapie teoretycznym 11,2-154,2 km. Dwa manewry, wykonane w dwunastej (66,7 m/s) i 47 minucie (41,7 m/s) pozwoliły na osiągnięcie zakładanej orbity na pułapie 251-263 km i inklinacji 51,6°.

Lot przewidziano na dwa okrążenia Ziemi, w związku z czym nie otwierano ładowni promu, tym bardziej, że i tak nie był w niej jeszcze zainstalowany radiacyjny system chłodzenia i nadmiar ciepła odprowadzono za pomocą systemu odparowującego wodę. W kabinie wypełnionej azotem zainstalowano przed przednimi oknami kamerę telewizyjną, która przekazywała do Centrum Kierowania Lotem obraz podczas lotu orbitalnego oraz lądowania. Na początku drugiego okrążenia do komputera Burana załadowano program powrotu. Realizując go, systemy orbitera rozpoczęły przepompowanie nadmiaru paliwa z przednich zbiorników do tylnych, w celu właściwego wyważenia obiektu. Następnie prom został zorientowany do odpalenia powrotnego i o 08:20 nad Pacyfikiem rozpoczęto manewr deorbitacji. Odjęcie od prędkości orbitalnej 162,5 m/s spowodowało, że wejście w atmosferę nastąpiło nad Atlantykiem, z prędkością 27 330 km/h i odległości 8270 km od Bajkonuru. Pomiędzy godziną 8:53 a 9:11 ze statkiem nie było łączności, gdyż opływała go plazma. Maksymalna temperatura, jaką zanotowano na powierzchni osłony nosowej wyniosła 907°C, na krawędziach natarcia skrzydeł zaś 924°C i była nieco niższa od przewidywanej. Będąc w odległości 550 km od Bajkonuru i lecąc na wysokości 50 km z prędkością Ma=10, Buran nawiązał łączność ze stacjami śledzenia kosmodromu. Wchodząc na wysokości 20 km w punkt kontrolny, komputer Burana niespodziewanie zdecydował o wyborze północno-wschodniej trasy podejścia, zamiast jak się spodziewano, południowo-wschodniej. Jednak, uwzględniając parametry zejścia i warunki atmosferyczne okazało się, że było to prawidłowe rozwiązanie.

Na wysokości 7 km prom spotkał się z samolotem MiG-25, stanowiącym asystę lądowania (pilotował go Magomied Tołbojew, jeden z kandydatów do pilotowania Burana). O godzinie 9:24:42, na zaledwie jedną sekundę przed zaplanowanym czasem, podwozie główne Burana dotknęło nawierzchni pasa przy prędkości poziomej 256 km/h i pionowej 30 cm/s. Odchylenie od zakładanego punktu wynosiło zaledwie 15 metrów licząc wzdłuż pasa i 5,8 metra od jego osi. Dobieg trwał 42 sekundy, w tym czasie prom przejechał 1620 metrów, odchylenie od osi spadło do 3 metrów. W ciągu 10 minut Buran wyłączył wszystkie systemy i był gotów do odbioru przez ekipę naziemną. Oględziny wykazały, że odpadło do niego dziesięć płytek, a kilkadziesiąt doznało uszkodzeń. Był to wynik zbliżony do pierwszego lotu Columbii (6 ubytków i 40 uszkodzeń). Lot 1K1 pierwszym egzemplarzem i pierwszy lot zakończył się pełnym sukcesem.

Zakończenie programu[edytuj | edytuj kod]

Po pierwszym locie Burana przewidywano następujący przebieg zdarzeń. W czwartym kwartale 1991 r. miał polecieć drugi egzemplarz (1.02) do dwudniowego bezzałogowego lotu 2K1. W pierwszej połowie 1992 r., w locie 2K2 badano by zachowanie się promu na orbicie w ciągu tygodnia. W 1993 r. na orbitę tym razem już na 15-20 dni znów udał by się Buran (2K2) przy czym połączyłby się ze stacją Mir, a jej załoga dokonałaby inspekcji jego kabiny. W roku następnym na pokładzie trzeciego promu (2.01) do lotu 3K1 wystartowała by już załoga. Jednak już podczas dziewiczego lotu Burana nad programem zaczęły gromadzić się gęste chmury. Po pierwsze wojsko, widząc amerykańskie doświadczenia z odpowiednikiem systemu (w tym utratę Challengera), stwierdziło na początku 1988 r., że nie będzie korzystać z promu kosmicznego. W maju 1989 r. Rada Obrony pod przewodnictwem Gorbaczowa skonstatowała, że ładunków dla promów nadal nie ma i co prawda poleciła ich szybkie skonstruowanie, jednocześnie jednak ograniczając liczbę promów z pięciu do trzech. Zmniejszono też ilość lotów próbnych Energii z dziesięciu do pięciu.

Tym samym program lotu 2K2 miał być zrealizowany już w locie 2K1, przy czym rozszerzono go o całodobowe testowanie przez załogę Mira systemów, w tym manipulatora. Następnie, po oddzieleniu się od Mira, prom miał oczekiwać na orbicie na załogę, która dotarła by do niego na pokładzie Sojuza-TM, a po połączeniu testowałaby wszystkie jego systemy w ciągu doby. Dopiero po jej odlocie (na stację Mir) prom powróciłby na Ziemię. Misja miała się rozpocząć w grudniu 1991 r. Jednak pomimo wysiłków NPO Energia, która zawiadywała po rezygnacji Ministerstwa Obrony całością projektu, nie udało się go utrzymać. Olbrzymie wydatki, jakie musiał pochłaniać, były nie do podźwignięcia dla chylącego się ku rozpadowi politycznemu i gospodarczemu Związku Radzieckiego. W 1991 r. MTKS został oficjalnie przeniesiony z priorytetowego programu zbrojeniowego do państwowego programu kosmicznego, w którym praktycznie został na rok zamrożony, a po tym czasie nakazano przerwanie wszystkich prac i zakonserwowanie sprzętu na czas nieokreślony. Sytuacja taka trwała aż do 2002 r., gdy Roskosmos nakazał utylizację całego pozostałego po projekcie sprzętu.

Pozostałości[edytuj | edytuj kod]

Porzucony kompleks startowy 250, z którego wykonano zaledwie dwa loty Energii, w przyszłości ma być wykorzystywany w ramach wspólnego kazachsko-rosyjskiego programu Baiterek, jako wyrzutnia dla planowanej rakiety Angara. Natomiast Burana (1.01) i jego prawie gotową rakietę Energia spotkał znacznie gorszy los. 12 maja 2002 r. podczas remontu dachu na pozycji 112 doszło do zarwania się stropu, w wyniku czego śmierć poniosło ośmiu robotników. Szczątki walącej się konstrukcji spadły na orbiter miażdżąc go całkowicie. Program Energia/Buran realizowany przez osiemnaście lat nakładem 16,4 miliardów rubli, przy którym brało udział ponad milion ludzi, dosłownie legł w gruzach.

Pozostałe egzemplarze jeszcze istnieją - 1.02 (prawdopodobna nazwa Buria) został ukończony w 95% i był dostarczony na kosmodrom w marcu 1988 r., gdzie znajduje się do dziś, 2.01 zaś 30-50% kompletacji niszczeje na wolnym powietrzu w moskiewskiej dzielnicy Tuszyno. Spośród egzemplarzy testowych, dwa modele są dostępne dla publiczności. Makieta OK-M (0.01), służąca do prób startowych stoi w parku im. Gorkiego, a 0.02 trafiła po długiej tułaczce do muzeum techniki w niemieckim Speyer.


Różnice między wahadłowcami Buran a orbiterami NASA[edytuj | edytuj kod]

Wahadłowiec Buran został opracowany po promie kosmicznym Columbia (który był pierwszym ukończonym orbiterem systemu STS) i istnieje wiele podobieństw w wyglądzie tych pojazdów. Z tego powodu spekulowano, podobnie jak w przypadku podobieństw ConcordeTu-144, że dużą rolę w budowie Burana odegrało szpiegostwo przemysłowe. Tym niemniej, pomimo zbliżonego wyglądu zewnętrznego, istnieje wiele różnic w konstrukcji pojazdów. Samo podobieństwo zewnętrzne tłumaczy się podobnymi założeniami aerodynamicznymi lub też użyciem przez Rosjan wczesnych zdjęć lub rysunków kadłuba pojazdu amerykańskiego.

Podstawowe różnice:

  • Buran nie został zaprojektowany jako kompletny system, ale jako ładunek wynoszony przez rakietę Energia, której przeznaczeniem z kolei nie było wynoszenie jedynie promu, lecz różnych innych ładunków o masie do 80 ton. W amerykańskim programie kosmicznym również rozważano podobne podejście, nazwane shuttle-C, ale nie wyszło ono poza etap testów na modelach.
  • Sama rakieta Energia mogła być konfigurowana do wynoszenia różnych ładunków i posiadać różne konfiguracje, np. przeznaczone do przenoszenia do 200 ton ładunku (nigdy nie zbudowana) lub dostarczania ładunku na Księżyc (również nigdy nie zbudowana).
  • Buran został zaprojektowany od początku do lotów zarówno załogowych jak i bezzałogowych, posiadając program automatycznego lądowania. Wersja załogowa nie została nigdy zbudowana. Wahadłowce amerykańskie zostały wyposażone w system automatycznego lądowania na późniejszym etapie (po raz pierwszy w misji STS-121[1]), ale nigdy nie został on użyty, jako że przeznaczono go do użycia jedynie w sytuacjach awaryjnych.
  • Buran nie posiada głównego silnika rakietowego, co pozwoliło na zwiększenie ładunku promu. Rakieta nośna Energia została zaprojektowana tak, aby możliwe było jej powtórne użycie, jednak nigdy nie zbudowano jej w takiej wersji. Amerykańskie promy posiadają własny napęd, wymagając jedynie dołączenia zewnętrznego zbiornika paliwa przy starcie, który następnie jest odrzucany i spala się w atmosferze. Dodatkowo używane są silniki pomocnicze, które również są odrzucane w atmosferze, ale lądują w oceanie i możliwe jest ich ponowne użycie.
  • W konstrukcji Burana przewidziano miejsce na dwa silniki odrzutowe, pozwalające na bardziej swobodne manewrowanie przy lądowaniu niż ma to miejsce w przypadku amerykańskich promów, które w atmosferze stają się szybowcami. Tym niemniej z powodu ograniczeń w masie startowej pierwszej wersji rakiety Energia, silniki te nigdy nie zostały zamontowane ani użyte.
  • Buran potrafiłby wynieść ładunek 30 ton w standardowej konfiguracji. Amerykańskie promy mogły wynosić do 25 ton, ale późniejsze modyfikacje polegające na zmniejszeniu masy wahadłowców o kilka ton pozwoliły odpowiednio zwiększyć masę wynoszonego ładunku.
  • Podobnie większy jest ładunek, z którym Buran może powrócić z orbity – 20 ton, dla wahadłowca NASA jest on ograniczony do 15 ton.
  • Stosunek ciągu do ciężaru wynosi 6,5 w przypadku Burana i 5,5 w przypadku promu STS.
  • Płytki osłony termicznej są inaczej układane w przypadku obydwu konstrukcji. Radzieccy inżynierowie uważali swój sposób za bardziej wydajny. Buran nie posiada charakterystycznego, ciemnoszarego fragmentu osłony umieszczonego na dziobie, złożonego z płytek kompozytowych na bazie włókien węglowych i grafitu.
  • Silniki manewrowe Burana używane na orbicie używają jako paliwa nafty lotniczej (kerozyny) i tlenu, silniki orbitera STS działają na bardziej toksyczne paliwo (monometylohydrazyna i czterotlenek azotu). Co więcej, silniki manewrowe Burana są wydajniejsze (ciąg 180 kN wobec 55 kN promu NASA).
  • Buran zaprojektowano do transportu w pozycji poziomej, dzięki czemu może być dostarczony na wyrzutnię dużo prędzej niż transportowane w pozycji pionowej wahadłowce amerykańskie. Firma Antonow zbudowała specjalnie do celu transportowania Burana największy jak do tej pory samolot transportowy na świecie Antonow An-225.
  • Rakieta nośna Energia nie została pokryta pianką, której rozdarcie doprowadziło do katastrofy promu Columbia. Co więcej, rakiety pomocnicze nie zostały skonstruowane z segmentów podatnych na przecieki przez uszczelki, co z kolei spowodowało katastrofę promu Challenger. Tym niemniej rakiety pomocnicze na paliwo ciekłe używane przez Burana są trudniejsze do przygotowania i utrzymania w stanie napełnienia przez dłuższy czas, dodatkowo są też bardziej narażone na wybuch niż silniki na paliwo stałe używane przez promy amerykańskie. Z kolei po uruchomieniu, silniki na paliwo ciekłe są bardziej kontrolowalne.

W ramach programu wykonano tylko jeden bezzałogowy lot orbitalny (start: 15 listopada 1988). Po wykonaniu dwóch okrążeń Ziemi nastąpiło automatyczne lądowanie na Bajkonurze.

W chwili pierwszego i jedynego startu nie był jeszcze gotowy system podtrzymywania życia, niemożliwy był więc lot załogowy. Sytuacja finansowa ZSRR nie pozwalała na kontynuację programu. Lot Burana był swoistym 'aktem rozpaczy' zdesperowanego zespołu konstruktorów pod wodzą Gleba Łozino-Łozinskiego, który tylko w ten sposób mógł udowodnić, że całość prac nie poszła na marne.

Program rosyjskiego wahadłowca został zamknięty przez prezydenta Jelcyna w ramach cięć budżetowych w roku 1993.

Skonstruowane egzemplarze[edytuj | edytuj kod]

Zdjęcie Numer seryjny Data ukończenia Użycie Stan aktualny[2]
Pojazdy produkcyjne
Buran on An-225 (Le Bourget 1989) 1.JPEG OK-1K1 – "Buran" (11F35 K1) 1986 Lot bezzałogowy (1988) Zniszczony w 2002 w katastrofie hangaru
OK-1K2 – nieformalnie "Pticzka" (11F35 K2) 1988 Ukończony w 95-97%, nie użyty Własność Kazachstanu, w kosmodromie Bajkonur, w budynku MIK.
Old planes in Gromov Flight Research Institute territory (03).jpg OK-2K1 "Bajkał" (?) (11F35 K3) 1990? Ukończony w 30-50% Częściowo odtworzony (jako część ekspozycji w czasie pokazów lotniczych), w Instytucie Badań Lotniczych im. Gromowa w Żukowskim
OK-TK(?) (11F35 K4) 1991? Niekompletny Fragmenty znajdują się przed fabryką Tuszyno.
2.03 (11F35 K5) 1992? Niekompletny Zdemontowany.
Modele do testów aerodynamicznych i statycznych
Buran baikonur.jpg OK-M (później OK-ML-1) 1982 Testy statyczne Model do testów statycznych: części, obciążenie statyczne w normalnej temperaturze, bezwładność, masa ładunku, testy złącz (pionowych i poziomych) z pojazdem startowym. Znajduje się na terenie kosmodromu Bajkonur.
OK-KS (003) 1982 Testy statyczne integracji i układów elektrycznych Model do testów statycznych: elektronika i elektryka. Znajduje się na terenie fabryki Energia w miejscowości Korolow.
OK-MT (później OK-ML-2) 1983 Makieta inżynieryjna Model do testów statycznych: dokumentacja, metody tankowania płynów i gazów, integralność systemu hermetycznego, procedury wchodzenia i wychodzenia załogi, podręczniki. Znajduje się na terenie kosmodromu Bajkonur.
Buran.2.jpg OK-GLI (Buran Analog BST-02) 1984 Testy aerodynamiczne Analogiczny model do testów aerodynamicznych. Wykonał 9 testowych kołowań i 25 lotów w atmosferze. Wykupiony przez Technik-Museum Speyer, przetransportowany do Niemiec w 2008.
OK-??? (Model 005?) Testy statyczne Pojazd do testów wibracji i próżniowych. Położenie nieznane.
OK-TVI Platforma do testów cieplnych i próżniowych Model do testów statycznych: badania w komorze cieplnej/próżniowej, sprawdzanie wymogów temperaturowych. Położenie nieznane.
Buran 8M front view.JPG OK-??? (Model 008?) Testy statyczne, medyczno-biologiczne Makieta kabiny. Na terenie szpitala klinicznego nr 83 w Moskwie.
OK TVA Gorky Park.jpg OK-TVA Testy statyczne Pojazd do testów strukturalnych: obciążenia i naprężenia, nagrzewania i wibracji. Znajduje się w Parku Gorkiego (Moskwa).
Pojazdy zbudowane w mniejszej skali
BOR-4S.jpg BOR-4 1982-1984 Pomniejszony model samolotu kosmicznego Spiral Model samolotu kosmicznego Spiral w skali 1:2. 5 startów. NPO Molnija (Moskwa).
Bor-(5).jpg BOR-5 ("Kosmos") 1983-1988 Model Burana w skali 1:8 do lotów suborbitalnych 5 startów, żaden z modeli nie latał wielokrotnie, przynajmniej 4 modele zachowane. NPO Molnija (Moskwa). Obecnie w ekspozycji Museum Technik Speyer[3].
Symulator lotu poziomego GLI Strojenie oprogramowania kontroli lotu
Modele do tunelu aerodynamicznego Skale od 1:3 do 1:550 85 zbudowanych modeli
Modele do badania dynamiki gazów Skale od 1:15 do 1:2700

Planowane, niewykonane misje[edytuj | edytuj kod]

  • Misja 2 – Pierwszy bezzałogowy lot orbitera 1.02, czwarty kwartał 1991
  • Misja 3 – Druga misja wahadłowca 1.02 (7 – 8-dniowa), miał zadokować do stacji MIR i wrócić bezpiecznie na ziemię, pierwszy kwartał 1992
  • Misja 4 – Drugi lot orbitera 1.01, 15 – 20-dniowa, 1993
  • Misja 5 – Pierwszy załogowy lot projektu, pierwszy lot 2.01, przełom 1995/1996

Dane techniczne[edytuj | edytuj kod]

Rozpiętość: 23,90 m
Długość: 36,37 m
Wysokość: 16,40 m
Szerokość kadłuba: 5,5 m
Pojemność ładowni 320 m³
Kubatura kabiny załogi: 73 m³
Powierzchnia nośna 250 m²
Wydłużenie 2,28
Masa własna 6,2×104 kg
Masa startowa 1,05×105 kg
Max. masa lądowania 8,2×104 kg
Masa ładunku użytecznego (orbita 250 km) 3×104 kg
Masa ładunku użytecznego (orbita 450 km) 2,7×104 kg
Masa ładunku powracającego 1,3×104 kg
Prędkość lądowania 340 km/h

Przypisy

  1. Space.com: Shuttle to Carry Tools for Repair and Remote-Control Landing (ang.). [dostęp 2011-05-11].
  2. Energia Buran Where are they now. k26.com/buran/. [dostęp 2006-08-05].
  3. BOR-5 (ang.). Technology Museum Speyer. [dostęp 2012-03-20].

Linki zewnętrzne[edytuj | edytuj kod]