ЭНЕРГИЯ

Ракета-носитель "Энергия"

Произведено два запуска ракеты-носителя "Энергия": первый испытательный пуск состоялся 15 мая 1987 года (Байконур, универсальный комплекс стенд-старт) с тяжелым спутником "Полюс", который не вышел на расчетную орбиту ИСЗ из-за сбоя в автономной системе управления после отделения от второй ступени ракеты-носителя "Энергия". второй пуск состоялся со второй (первая - 29 октября 1988 года, прекращение предстартового отсчета Т-00'51") попытки 15 ноября 1988 года (Байконур, штатный стартовый комплекс) с беспилотным многоразовым орбитальным кораблем "Буран" в качестве полезной нагрузки. Ракета-носитель "Энергия" (зарубежное обозначение SL-17) выполнена по двухступенчатой схеме "пакет" с продольной компоновкой четырех блоков первой ступени вокруг центрального блока второй ступени и асимметричным расположением полезного груза. Стартовая масса ракеты может достигать 2400 тонн. Она позволяет выводить на околоземные орбиты полезную нагрузку более 100 тонн как в виде многоразового орбитального корабля, так и в виде самостоятельных крупногабаритных космических аппаратов. В качестве третьей ступени могут использоваться и специальные разгонные ракетные блоки со своей системой управления, несущие полезную нагрузку. По такой схеме могут решаться задачи, связанные с выводом космических аппаратов на геостационарную орбиту, на траектории полета к Луне и планетам. Массы объектов, выводимых на стационарную орбиту, составят около 18 тонн, а разгоняемых по траектории полета к Луне - 32 тонны, Марсу и Венере - до 28 тонн. Каждый блок первой ступени снабжен четырехкамерным жидкостным ракетным двигателем (ЖРД), работающим на жидком кислороде и углеводородном горючем. Тяга двигателя первой ступени составляет 740 тонн у поверхности Земли и 806 - в пустоте. Вторая ступень работает на кислородно-водородном топливе (окислитель - жидкий кислород -186¦С, горючее - жидкий водород -255¦С) и имеет четыре однокамерных ЖРД с тягой каждого 148 тонн у поверхности Земли и 200 - в пустоте. Запуск двигателей первой и второй ступеней осуществляется почти одновременно перед стартом. Суммарная тяга в начале полета - около 3600 тонн. Принятая схема позволяет уйти от проблемы запуска двигателей в невесомости и дополнительно повышает надежность выведения. Блоки первой ступени после выработки топлива отделяются попарно от ракеты, затем разделяются и приземляются в заданном районе. Они могут оснащаться средствами возвращения и посадки, которые размещаются в специальных отсеках. Существуют проекты оснащения блоков первой ступени складываемыми крыльями и системами автоматической посадки, что должно позволить им совершать управляемый планирующий спуск и посадку на посадочную полосу космодрома. После проведения диагностических, профилактических и ремонтно-восстановительных работ возможно их повторное использование. Центральный блок - вторая ступень - отделяется после набора суборбитальной скорости и приводняется в заданном районе акватории Тихого океана. Такая схема выведения позволяет исключить засорение околоземного пространства отработанными крупногабаритными фрагментами ракет-носителей и снизить потребные энергозатраты выведения. Доразгон до орбитальной скорости выполняют двигательные установки полезного груза, орбитального корабля или разгонного блока, тем самым выполняющие функции третьей ступени Сборка ракеты в пакет, ее транспортировка на специальном агрегате-установщике из монтажно-испытательного корпуса на стартовую позицию, обеспечение силовых, пневмогидравлических и электрических связей с пусковым устройством ведутся с использованием переходного стартово-стыковочного блока (ступень "Я"), который после пуска ракеты остается на стартовом комплексе и может использоваться повторно. Важной принципиальной особенностью ракеты-носителя "Энергия" является построение ее на базе блока второй ступени и унифицированных модулей первой ступени. Это придает системе гибкость и позволяет на последующих этапах создать ряд перспективных носителей тяжелого и сверхтяжелого классов в зависимости от числа модулей в их составе. В частности, проработан вариант тяжелого носителя "Энергия-М" грузоподъемностью до 30 тонн на низкой околоземной орбите, состоящий из двух блоков первой ступени и блока второй ступени. Перспективный вариант (РН "Вулкан") с восемью унифицированными блоками первой ступени может стать самым грузоподъемным сверхтяжелым носителем, способным выводить на низкую околоземную орбиту полезный груз массой более 200 (!) тонн. Для управления движением ракеты на участке выведения маршевые двигатели снабжены прецизионной (точность - до 1 процента от диапазона перемещений) электрогидравлической системой рулевых приводов. Они развивают суммарное усилие до 50 тонн в каждой плоскости качания маршевых двигателей первой ступени и более 30 тонн - на второй ступени ракеты. Благодаря прнятым мерам повышения надежности и обеспечения живучести (резервирование основных жизненно-важных систем и агрегатов, включая маршевые двигатели, рулевые приводы, турбогенераторные источники электропитания, пиротехнические средства, разработка комплекса автономного управления с поэлементным и схемным резервированием, установка специальных средств аварийной защиты, обеспечивающих диагностику состояния маршевых двигателей обеих ступеней и своевременное отключение аварийного агрегата при отклонениях в его работе, применение эффективных систем предупреждения пожара и взрыва) при возникновении нештатной ситуации ракета может продолжать управляемый полет даже с одним выключенным маршевым двигателем первой или второй ступени. В нештатных ситуациях при запуске пилотируемого орбитального корабля конструктивные меры, заложенные в ракете, позволяют либо обеспечить выведение корабля на ниэкую "одновитковую" траекторию полета по орбите искусственного спутника Земли с последующей посадкой на один из аэродромов, либо осуществить маневр возврата на активном участке выведения с посадкой корабля на полосу, расположенную вблизи стартового комплекса. Основные геометрические размерности универсальной транспортной космической системы "Энергия-Буран" в сравнении с МТКК "Space Shuttle" (справа) приведены далее (рисунок LMaris Multimedia, 1997 [4]):

Стартовая масса, т 2419 в том числе масса ПН 105 Суммарная мощность, л.с. 170000000 Вид топлива: 1 ступень (блок А) кислород-керосин 2 ступень (блок Ц) кислород-водород Габаритные размеры, м: высота 60 ширина 18 Общая тяга двигателей, тс: у Земли 3582 в вакууме ~ 4000