“彩虹“弹道返回舱

返回舱由设备舱和有效载荷舱组成。主要构造材料为铝合金 AMg6,具有高可制造性和强度(抗拉强度σ = 320 MPa)的特点,除了铝合金外，尾锥的设计还使用了钛合金(OT4-1;ВТ1-0)。前舱为有效载荷舱(容积 160 立方米)是用于容纳空间站工作人员在舱内安装的返回有效载荷,舱室舱口的通道截面直径为400毫米。返回舱的尾部是设备舱，他由一个密封隔间和一个与设备舱对接的非增压尾舱组成。密封隔间在与有效载荷舱对接后，进入一个单一的加压空间。 舱室的密封部分装有着陆系统、无线电系统、天线喇叭和天线开关、电源、冲击过载传感器和其他自动化元件。 尾部常压舱由降落伞系统容器和外部环形舱组成。 舱内包含降落伞系统的制动器，光脉冲信标，天线装置和主圆顶，折叠状态下安装了充气气球以确保浮力。在降落伞容器外侧的常压外环形舱室中，安装了气压继电器传感器、降落伞容器盖弹射系统和着陆后的返回舱测向天线。设备舱是一个电连接系统,为了确保在地面和空间站上准备和测试返回舱系统的可能性，在返回舱的尾部有电压力密封件。选定的布局方案保证了在制造和运行的各个阶段准备返回舱的便利性，并满足质量定心和惯性要求。

1 - 外壳; 2 - 内部隔热; 3 - 有效载荷容器; 4 - 外部热保护; 5 - 增压罐; 6 - 降落伞系统; 7 - 安装测向天线; 8 - 鼓风机系统; 9 - 压力开关。

在开发太空舱外部隔热涂层时，借鉴了科罗廖夫能源火箭航天集团在使用联盟号-TM返回舱期间积累的经验。在正面钝圆锥形表面和胶囊底部区域，使用了两层涂层，其外层由 ПКТ-11-КФЛ材料(二氧化硅穿孔织物ПВП-КТК+胶木清漆ЛБС-4 γ = 1300 kg/m3) 组成，底层是ВИМ-2材料(γ = 140~150 kg/m3)，它是一种基于有机硅粘合剂二氧化硅纤维的绝热材料。ВИМ-2以板材或成型件的形式涂敷在需要保护的表面上，并用冷固化粘合剂固定，同时使用高温粘合剂连接到外部隔热涂层。ВИМ-2和 ПКТ-11-КФЛ 连接处的工作温度不超过 700°C。舱口边缘和压力密封件由玻璃纤维部件制成。有效载荷容器的内部隔热使用了内衬氟纶织物的玄武岩纤维板，使得内部温度保持在 -60~+ 135°C。

1 - 底面 2 mm 外层+ 20 mm 内层;2 - 侧锥面 10 mm 外层+ 10 mm 内层;3 - 侧锥面 8 mm 外层+ 17 mm 内层; 4 - 正钝面 25 mm 外层+19 mm 内层。

胶囊的气动布局选择了圆锥形配置，鼻部呈分段球形变钝，尾部有稳定的锥形裙部。气动特性是在空气动力学装置的实验和计算中确定的。升力和阻力系数与特征面积 Sp = 0.478 m2 相关，压力中心与特征长度L= 1.4 m相关。阻力系数的变化取决于马赫数M和攻角α，超音速时压力中心Cd也随攻角和马赫数变化。俯仰力矩系数的值通过质心，压力中心和阻力系数确定。当质心偏离胶囊轴线时，通过质心和胶囊轴线的平面内的俯仰力矩系数根据位移值确定。这种情况下平衡迎角出现在质心一侧。偏航力矩系数由三个系数确定：几何轮廓加工不平整引起的横摇力矩系数，横滚力矩系数和螺旋偏转系数。三个系数均服从正态分布。对于外部几何轮廓制造的可接受公差，依照计算和飞行试验结果，攻角α= 0 时的横摇力矩系数值不超过 ±0.00003。 横滚力矩系数和螺旋偏转系数随攻角和滑移角的变化是针对 1 mm 和 2 mm 的振动确定的。 如果振动尺寸在指定范围内变化，则假定系数与振动大小成正比。通过俯仰力矩和偏航力矩，确定胶囊在大气中的运动。

为了参加欧洲航天局举办的竞标，科罗廖夫能源火箭航天集团根据与德国ОНВ SYSTEM公司的合同，在竞争的基础上开发了小型轨道飞行器的初步设计。 该飞行器重 765 公斤，返回有效载荷为 150 公斤，包括一个现代化的返回弹道舱“彩虹”和一个配备系统和仪器的轨道舱。它在400 公里的轨道高度执行实验计划，并进行持续时间为五天的太空飞行。科罗廖夫在鹿儿岛试验场使用日本 M3-SII 运载火箭将飞行器送入轨道，并将太空舱降落在澳大利亚的伍麦拉试验场。科罗廖夫还准备了初步设计的附录，其中涵盖了这个国际小型轨道飞行器的整个设计流程。

科罗廖夫的提议无疑具有优势，主办方更喜欢另一款赫鲁尼切夫国家航天科研生产中心的"快车"航天器。由于赫鲁尼切夫是初次设计该航天器，相关技术并不成熟，因此尽管从彩虹返回舱借用了一些系统(降落伞系统等)并且科罗廖夫的员工在"快车"的实验测试过程中提供了协助，1995年"快车"号飞船的第一次发射仍然以失败告终。