"БУРАН" - радянський крилатий орбітальний корабель багаторазового використання. Призначений для виведення на орбіту навколо Землі різних космічних об'єктів та їх обслуговування; доставки модулів і персоналу для зборки на орбіті великогабаритних споруд і міжпланетних комплексів; повернення на Землю несправних або тих які виробили свій ресурс супутників; освоєння устаткування і технологій космічного виробництва і доставки продукції на Землю; виконання інших вантажопасажирських перевезень за маршрутом Земля-космос-Земля, вирішення ряду оборонних завдань.
Зовнішня конфігурація.

Орбітальний корабель (ОК) "Буран" виконаний за літакової схемою: це "бесхвостка" з низькорозташованим трикутним крилом подвійний стріловидності по передній кромці; аеродинамічні органи управління включають елерони, балансування щиток, розташований в хвостовій частині фюзеляжу, і кермо напряму, який, "расшеплюється" по задній кромці, виконує також функції повітряного гальма; посадку "по-літаковому" забезпечує трьохопорне (з носовим колесом) випускаюче шасі.

Внутрішня компоновка, конструкція.

У носовій частині "Бурана" розташовані герметична вставна кабіна обсягом 73 кубічних метрів для екіпажу (2 - 4 чол.) І пасажирів (до 6 чол.),

Відсіки бортового устаткування і носової блок двигунів управління.
Середню частину займає вантажний відсік який відкриваються вгору стулками, в якому розміщуються маніпулятори для виконання вантажно-розвантажувальних і монтажно-складальних робіт і різних операцій з обслуговування космічних об'єктів. Під вантажним відсіком розташовані агрегати систем енергопостачання і забезпечення температурного режиму. У хвостовому відсіку встановлені агрегати рухової установки, паливні баки, агрегати гідросистеми. У конструкції "Бурана" використані алюмінієві сплави, титан, сталь та інші матеріали. Щоб протистояти аеродинамічному нагріванню при спуску з орбіти, зовнішня поверхня має теплозахисне покриття, розраховане на багаторазове використання.
На менш піддану нагріванню верхню поверхню встановлюється гнучкий теплозахист, а інші поверхні покриті теплозахисними плитками, виготовленими на основі волокон кварцу і витримують температуру до 1300 С. В особливо теплонапружених зонах (в складках фюзеляжу і крила, де температура сягає 1500 - 1600 С) застосований композиційний матеріал типу вуглець-вуглець. Етап найбільш інтенсивного нагрівання супроводжується утворенням навколо нього шару повітряної плазми, однак конструкція не прогрівається до кінця польоту більш ніж до 160 С. Кожна з 36000 плиток має конкретне місце установки, обумовлене теоретичними обводами корпусу. Для зниження теплових навантажень обрані також великі значення радіусів затуплення складок крила і фюзеляжу. Розрахунковий ресурс конструкції - 100 орбітальних польотів.
Рухова установка і бортове обладнання.

Об'єднана рухова установка (ОРУ) забезпечує доведення на опорну орбіту, виконання міжорбітальних переходів (корекцій), точне маневрування поблизу обслуговуваних орбітальних комплексів, орієнтацію і стабілізацію, його гальмування для сходу з орбіти. ОРУ складається з двох двигунів орбітального маневрування, що працюють на вуглеводневому паливі та рідкому кисні, і 46 двигунів газодинамічного управління, згрупованих в три блоки (один носовий блок і два хвостових). Більше 50 бортових систем, що включають радіотехнічні, ТБ і телеметричні комплекси, системи життєзабезпечення, терморегулювання, навігації, енергопостачання та інші, об'єднані на основі ЕОМ в єдиний бортовий комплекс, який забезпечує тривалість перебування "Бурана" на орбіті до 30 діб
Теплота, що виділяється бортовим устаткуванням, за допомогою теплоносія підводиться по радіаційним теплообмінникам, встановленим на внутрішній стороні стулок вантажного відсіку, і випромінюється в навколишній простір (в польоті на орбіті стулки відкриті).
Геометричні і вагові характеристики.

Довжина "Бурана" становить 35,4 м, висота 16,5 м (при випущеному шасі), розмах крила близько 24 м, площа крила 250 квадратних метрів, ширина фюзеляжу 5,6 м, висота 6,2 м; діаметр вантажного відсіку 4,6 м, його довжина 18 м. Стартова маса до 105 т, маса вантажу, що доставляється на орбіту, до 30 т, що повертається з орбіти - до 15 т. Максимальний запас палива до 14 т.

Великі габаритні розміри "Бурана" ускладнюють використання наземних засобів транспортування, тому на космодром він (так само, як і блоки РН) доставляється по повітрю модифікованим для цих цілей літаком ВМ-Т Експериментального машинобудівного заводу ім. В.М.Мясищева (при цьому з "Бурана" знімається кіль і маса доводиться до 50 т) або багатоцільовим транспортним літаком Ан-225 в повністю зібраному вигляді.
Виведення на орбіту.

Запуск "Бурана" здійснюється за допомогою універсальної двоступеневої РН "Енергія", до центрального блоку якої кріпиться пирозамков. Двигуни 1-й і 2-й ступенів РН запускаються практично одночасно і розвивають сумарну тягу 34840 кН при стартовій масі РН з "Бураном" близько 2400 т (з них близько 90% становить паливо). У першому випробувальному запуску безпілотного варіанта, що відбувся на космодромі Байконур 15 листопада 1988 року, РН "Енергія" вивела "Буран" за 476 сек. на висоту близько 150 км (блоки 1-го ступеня РН відділилися на 146-й сек. на висоті 52 км). Після відділення ОК від 2-го ступеня РН був здійснений дворазовий запуск його двигунів, що забезпечило необхідний приріст швидкості до досягнення першої космічної і вихід на опорну кругову орбіту. Розрахункова висота опорної орбіти "Бурана" становить 250 км (при вантажі 30 т і заправці паливом 8 т). У першому польоті "Буран" був виведений на орбіту висоту 250,7 / 260,2 км (нахил орбіти 51,6) з періодом обертання 89,5 хв. При заправці паливом в кількості 14 т можливий перехід на орбіту висотою 450 км з вантажем 27 т. При відмові на етапі виведення одного з маршових РРД 1-й або 2-го ступеня РН її ЕОМ "вибирає" в залежності від набраної висоти або варіанти виведення ОК на низьку орбіту або на одновиткового траєкторію польоту з наступною посадкою на одному із запасних аеродромів, або варіант виведення РН з ОК на траєкторію повернення в район старту з наступним відділенням ОК і посадкою його на основний аеродром. При нормальному запуску ОК 2-й ступінь РН, кінцева швидкість якої менше першою космічною, продовжує політ по балістичної траєкторії до падіння в Тихий океан.

Повернення з орбіти.

Для сходу з орбіти ОК розгортається двигунами газодинамічного управління на 180 (хвостом вперед), після чого на нетривалий час включаються основні ЖРД і надають йому необхідний гальмівний імпульс. ОК переходить на траєкторію спуску, знову розгортається на 180 (носом вперед) і виконує планування з великим кутом атаки. До висоти 20 км здійснюється спільне газодинамічне і аеродинамічний управління, а на заключному етапі польоту використовуються тільки аеродинамічні апарати управління. Аеродинамічна схема "Бурана" забезпечує йому достатньо високий аеродинамічний показник, що дозволяє здійснити керований планований спуск, виконати на трасі спуску бічний маневр протяжністю до 2000 км для виходу в зону аеродрому посадки, провести необхідне предпосадкове маневрування і здійснити посадку на аеродром. У той же час конфігурація крила і прийнята траєкторія спуску (крутизна планування) дозволяють аеродинамічним гальмуванням погасити швидкість ОК від близької до орбітальної до посадочної, рівної 300 - 360 км / ч. Довжина пробігу становить 1100 - 1900 м, на пробігу використовується гальмівний парашут. Для розширення експлуатаційних можливостей "Бурана" передбачалося використання трьох штатних аеродромів посадки (на космодромі (ВПП посадочного комплексу довжиною 5 км і шириною 84 м в 12 км від старту), а також в східній (Хороль Приморського краю) і західної (Сімферополь) частинах СРСР. Комплекс радіотехнічних засобів аеродрому створює радіонавігаційне і радіолокаційне поля (радіус останнього близько 500 км), що забезпечують раннє попередження ОК, його виведення до аеродрому і високоточну (у тому числі автоматичну) посадку на ВПП.