Ракета-носитель (РН) "Энергия" (изделие 11К25, зарубежное обозначение SL-17) - первая советская ракета, использующая криогенное горючее (водород) на маршевой ступени, и самая мощная из отечественных ракет - суммарная мощность двигателей около 170 миллионов лошадиных сил.
Ракета выполнена по двухступенчатой схеме "пакет" с параллельным расположением четырех кислородно-керосиновых ракетных блоков первой ступени (блоки А) вокруг центрального кислородно-водородного ракетного блока второй ступени (блока Ц) и асимметричным боковым расположением полезного груза.
Благодаря своей компоновке РН "Энергия" является универсальной и способна выводить на околоземные орбиты полезную нагрузку массой более 100 т как в виде многоразового орбитального корабля (ОК), так и в виде самостоятельных крупногабаритных космических аппаратов (КА). В этом заключается принципиальное отличие РН "Энергия" от американской системы "Space Shuttle", силовой основой которой является не центральный ракетный блок, а бездвигательный подвесной топливный отсек; поэтому "Space Shuttle" не может летать без орбитального корабля (воздушно-космического самолета), на котором установлены маршевые кислородно-водородные ЖРД SSME.
Стартовая масса ракеты может достигать 2400 тонн. Каждый блок первой ступени снабжен четырехкамерным жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) РД-170, работающим на жидком кислороде и углеводородном горючем. Тяга двигателя первой ступени составляет 740 тонн у поверхности Земли и 806 т - в пустоте. Вторая ступень оснащена четырьмя однокамерными ЖРД РД-0120 с тягой каждого 148 тонн у поверхности Земли и 200 т - в пустоте, работающими на кислородно-водородном топливе (окислитель - жидкий кислород -186ºС, горючее - переохлажденный жидкий водород -255ºС). Суммарная тяга в начале полета - около 3550 т. Двигатели РД-170, специально разработанные для РН "Энергия" и используемые также на первой ступени РН "Зенит", обладают рекордными параметрами и не имеют аналогов за рубежом, а двигатели РД-0120 - первые мощные отечественные двигатели, использующие в качестве горючего жидкий водород. Несмотря на одноразовое применение РД-0120 в составе второй ступени, двигатель имеет трехкратный полетный ресурс. При создании РД-0120 конструкторам удалось обеспечить высокие заданные характеристики при минимальных газодинамических потерях, регенеративном охлаждении, стойкости применяемых материалов в среде жидкого водорода.
Все двигатели построены по наиболее экономичной - замкнутой схеме, при которой отработанный в турбине газ дожигается в основной камере сгорания.
Двигатели запускаются на старте почти одновременно, что позволяет уйти от проблемы запуска двигателей в невесомости и повышает надежность выведения.
Для управления движением ракеты на участке выведения маршевые двигатели снабжены прецизионной (точность - до 1% от диапазона перемещений) электрогидравлической системой рулевых приводов. Они развивают суммарное усилие до 50 т в каждой плоскости качания двигателей первой ступени и более 30 т - на второй ступени ракеты.
Блоки первой ступени после выработки топлива отделяются попарно от ракеты примерно на 140 секунде полета на высоте 53 км при скорости 1,8 км/сек, затем через 15-25 сек они разделяются и через 8 минут приземляются в заданном районе на удалении 426 км от старта. Каждый блок может оснащаться парашютными системами возвращения и твердотопливными двигателями мягкой посадки на амортизационные стойки, которые размещаются в двух специальных отсеках-контейнерах. После проведения диагностических, профилактических и ремонтно-восстановительных работ возможно повторное использование блоков. Существовали проекты оснащения блоков первой ступени складываемыми крыльями и системами автоматической посадки, что позволяло бы им совершать управляемый планирующий спуск и посадку на посадочную полосу космодрома.
Расчетная многократность применения блоков А - до 10 полетов - обеспечивается суммарным ресурсом приборов, агрегатов и систем в 15 полетов и эксплуатационным ресурсом двигателей РД-170 до 27 полетных циклов (с учетом огневых испытаний).
В первых полетах в контейнерах вместо парашютов, средств приземления и системы управления устанавливалась контрольная аппаратура.
Центральный блок - вторая ступень отделяется на 480 секунде после набора суборбитальной скорости на высоте 115 км и падает в заданном районе акватории (в антиподной старту точке) Тихого океана. Такая схема выведения исключает засорение околоземного пространства отработанными крупногабаритными фрагментами ракет-носителей и снижает потребные энергозатраты выведения. Доразгон до орбитальной скорости выполняют двигатели полезного груза, ОК или разгонного блока, выполняющего функции третьей ступени.
В качестве третьей ступени предполагалось использовать разгонные ракетные блоки "Смерч" и "Везувий" со своей системой управления, несущие полезную нагрузку. Такая трехступенчатая РН способна вывести на геостационарную орбиту объекты массой до 18 т, на траекторию полета к Луне - 32 т, к Марсу и Венере - до 28 т. Были разработаны проекты использования "Энергии" для запусков КА массой 5-6 т к Юпитеру и Солнцу.
Сборка ракеты в "пакет", ее транспортировка в горизонтальном положении на специальном агрегате-установщике из монтажно-испытательного корпуса на старт ведется с помощью переходного стартово-стыковочного блока Я, который после установки на него ракеты обеспечивает все необходимые (силовые, пневмогидравлические и электрические) связи с пусковым устройством. Блок Я после пуска ракеты остается на стартовом комплексе и может использоваться повторно.
Первый испытательный пуск РН "Энергия" (11К25, изделие 6СЛ, шифр 14А02, бортовой номер И1506СЛ) с тяжелым спутником "Полюс" состоялся 15 мая 1987 года с универсального комплекса стенд-старт космодрома Байконур. Ракета отработала нормально, выведя "Полюс" на переходную траекторию, но сам аппарат не вышел на расчетную орбиту ИСЗ из-за сбоя в автономной системе управления после отделения от второй ступени ракеты-носителя "Энергия".
Второй пуск "Энергии" (11К25, изделие 1Л, бортовой номер Л1501Л) с беспилотным многоразовым орбитальным кораблем "Буран" в качестве полезной нагрузки состоялся со второй попытки (первая - 29 октября 1988 года, прекращение предстартового отсчета Т=-00'51") попытки 15 ноября 1988 года со штатного стартового комплекса космодрома Байконур.
Узнать гораздо больше про ракету-носитель «Энергия» Вы можете на сайте buran.ru
По материалам сайтов: buran.ru, cardmodels-r.narod.ru
В архиве инструкция по сборке
Название: Ракета-носитель «Энергия»
Формат: PDF + JPG
Качество: отличное
Размер файла: 5.2 Мб
Скачать одним файлом
