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Il Buran ("Бура́н" in russo significa tempesta di neve) fu un programma spaziale sovietico iniziato nel 1976 allo TsAGI con l'obiettivo di costruire una navicella spaziale riutilizzabile simile allo Space Shuttle della NASA.
I politici sovietici erano convinti che lo shuttle americano venisse usato per scopi bellici, quindi lo consideravano come potenziale minaccia agli esili equilibri della Guerra Fredda. Il Buran fu il più costoso e ambizioso programma spaziale dell'Unione Sovietica e si suppone abbia dato un contributo significativo al tracollo economico negli ultimi anni del regime comunista.
Premesse[modifica | modifica wikitesto]
L'idea di un programma basato su navette riutilizzabili nell'Unione Sovietica trae le sue origini all'inizio dell'era spaziale, alla fine degli anni 50. Tale idea, in ogni caso, non fu né seguita, né organizzata; infatti, prima del progetto Buran, nessun programma sfruttò questo principio.
L'idea vide una sua prima applicazione nella progettazione del Burya, un aereo che viaggiasse a altitudini stratosferiche, che aveva probabilmente l'obiettivo di lanciare delle testate nucleari a una distanza tale da poter colpire gli Stati Uniti e poter tornare alla base. Tale progetto arrivò alla costruzione di un prototipo e ad alcuni test di lancio, prima che venisse bloccato dal Comitato Centrale. La cancellazione venne attuata in base alla scelta di sviluppare i missili balistici intercontinentali. La successiva applicazione dell'idea di navette riutilizzabili fu la Zvezda, all'inizio degli anni 60, che portò anche alla costruzione di un prototipo. Alcuni decenni dopo, lo stesso nome venne utilizzato per definire il modulo di servizio della Stazione Spaziale Internazionale. Dopo la prima Zvezda, non vi fu alcun progetto che puntasse al riutilizzo di navette fino all'inizio del progetto Buran.
Sviluppo[modifica | modifica wikitesto]
Lo sviluppo del programma Buran iniziò nei primi anni '70 come risposta al programma Space Shuttle. Nell'ottobre 1974 venne data alla NPO Energia la responsabilità del progetto MKS, comprendente una navetta e un propulsore di nuova concezione.[1] Gli studi di quel periodo porteranno alla nascita del progetto Buran-Energia. L'inizio degli studi del progetto fu possibile in parte grazie al blocco del progetto N1-L3, volto a un possibile trasporto di carichi pesanti fino alla Luna.
Aerodinamica[modifica | modifica wikitesto]
La scelta dell'aerodinamica del Buran fu fatta fra tre diversi tipi di configurazione. La prima che venne presa in considerazione fu quella dello Space Shuttle USA. Infatti l'aerodinamica americana fu ricavata da una serie di studi su 64 configurazioni diverse, studiate nel periodo fra il 1968 al 1972. Gli ingegneri sovietici, di conseguenza, sfruttarono a loro vantaggio un tale studio, utilizzando l'aerodinamica americana come una delle configurazioni da tenere in considerazione.
Nonostante ciò, moltissimi ingegneri che già progettarono la Soyuz si opposero alla scelta di una configurazione alata. Infatti la scelta di tale aerodinamica avrebbe considerato un notevole spreco di peso e numerosi problemi per il controllo termico della navetta. Essi sostennero fortemente una struttura in tre parti formata da una prima parte conica, che avrebbe dovuto ospitare gli astronauti, una seconda parte cilindrica, che avrebbe ospitato il carico, e un'ultima parte cilindrica, formata dai motori. Tale navetta avrebbe dovuto rientrare a velocità subsonica nell'atmosfera, ed essere frenata prima da dei paracadute, poi da dei retrorazzi che le avrebbero permesso di atterrare. Tale navetta ebbe il nome di MTKVA, e ne venne presentata una versione nel maggio 1976, dopo una serie di studi, avente una sezione a forma di triangolo smussato. Tale navetta avrebbe avuto una massa più che doppia dello shuttle e una capacità di carico tripla.
La terza configurazione era di una navetta in grado di essere lanciata con il già testato missile Proton. Venne preso in considerazione un progetto della OBK MiG, detto Spiral, che era in studio sin dal 1965. Tale navetta doveva essere portata in orbita da un vettore ipersonico, per poi portarsi a orbite più distanti tramite l'uso di motori propri.
Il 12 febbraio1976 il progetto ebbe un'importante svolta. Un decreto del governo impose una serie di specifiche tecniche al progetto MKS, e il controllo del progetto andò sotto il Ministero della Difesa. Vennero imposti il MTKVA e il razzo Vulkan, progettato dalla NPO Energia, come punti di partenza per lo studio del nuovo sistema di navette riutilizzabili. Il MTKVA, però, dava dei forti dubbi riguardo alla sua configurazione di atterraggio verticale, che causava degli ovvi problemi di sicurezza sia nella progettazione che nell'esecuzione dell'arrivo a terra.
Nonostante ciò, quasi tutti i sistemi interni della navetta vennero studiati in maniera indipendente. Inoltre l'idea di un booster a combustibile solido venne scartata quasi subito a favore dei già studiati propulsori a comustibile liquido (kerosene/ossigeno)
La costruzione del Buran iniziò nel 1980 e nel 1984 venne completato il primo modello a grandezza naturale. Il primo volo suborbitale di un modello in scala (BOR-5) venne invece effettuato nel luglio 1984. Venne costruito un veicolo di prova con quattro jet montati sulla coda della navetta; solitamente ci si riferisce a questo prototipo con la sigla OK-GLI, o come al "modello aerodinamico del Buran". I motori erano usati per un decollo in una normale pista e quando la navetta avesse raggiunto la quota desiderata, tali motori venivano spenti e veniva monitorata la discesa. Questo permise di avere delle preziosissime informazioni riguardo alla manovrabilità del Buran e si discostava sensibilmente dai test americani effettuati sulla navetta Enterprise. L'Enterprise, dall'altro lato, era stato progettato per essere eventualmente utlizzato come navetta spaziale; di conseguenza non era possibile installare delle strutture invasive come dei motori a reazione. Vennero fatti 24 voli di prova prima che la navetta fosse ritenuta "inutilizzabile".
Somiglianze con lo Space Shuttle[modifica | modifica wikitesto]
Poiché il Buran debuttò con alcuni anni di ritardo rispetto agli Space Shuttle americani e data la notevole somiglianza tra le due navette, durante la Guerra Fredda si parlò di possibile spionaggio da parte dei russi. In realtà, nonostante l'aerodinamica esterna risulti la stessa, internamente i sistemi vennero progettati e sviluppati separatamente.
- Il Buran è stato progettato per effettuare missioni con e senza equipaggio umano e quindi in grado di atterrare autonomamente. In realtà non fu mai fatto volare con astronauti a bordo.
- L'orbiter non aveva un sistema principale di propulsione a razzo. La struttura cilindrica più grande era il razzo Energia, senza serbatoi di propellente esterni.
- Il Buran aveva quattro booster anziché due. Inoltre utilizzavano propellente liquido (kerosene/ossigeno).
- Il razzo Energia era completamente riutilizzabile (nello Space Shuttle erano riutilizzabili il sistema di propulsione dell'orbiter e i due Solid Rocket Booster ma non il serbatoio centrale)
- Il Buran era in grado di portare in orbita 30 tonnellate (potendone riportare a terra 20), lo Shuttle 25 (15 riportabili a terra).
- Il Buran è stato progettato per essere trasportato alla rampa di lancio in posizione orizzontale su speciali vagoni ferroviari, per poi essere posto in posizione verticale presso il luogo del lancio. Ciò garantisce un più rapido trasporto rispetto allo Space Shuttle, che viene trasportato in posizione verticale e avanza molto lentamente.
Dati tecnici[modifica | modifica wikitesto]
Analisi dei pesi
- Massa totale della struttura / Landing Systems: 42,000 kg
- Mass of Functional Systems and Propulsion: 33,000 kg
- SSME 14.200
- Massimo carico: 30.000 kg
- Massimo peso al decollo: 105.000 kg
Dimensioni
- Lunghezza: 36,37 m
- Apertura alare: 23,92 m
- Altezza: 16,35 m
- Lunghezza del vano di carico: 18,55 m
- Diametro del vano di carico: 4,65 m
Propulsione
- Potenza totale dei motori orbitali: 17.600 kg
- Impulso specifico dei motori orbitali: 362 sec
- Impulso totale di manovra: 5 kg-sec
- Potenza totale del sistema di controllo a reazione: 14.866 kg
- Impulso specifico RCS medio: 275-295 sec
- Carico massimo di propellente: 14.500 kg