Антон Первушин - Битва за звезды-2. Космическое противостояние (часть I)

Базовая модель (собственно ракета «Энергия») имеет стартовую массу 2400 тонн. Конечная масса 400 тонн включает массу полезного груза. Суммарная тяга двигателей в момент старта — около 3600 тонн. Общая длина ракеты-носителя «Энергия» — около 58,8 метра.

Ракета способна выводить на низкие орбиты ИСЗ полезную нагрузку до 100 тонн, на геостационарную орбиту — до 20 тонн, на траекторию полета к Луне — до 32 тонн. При этом она обеспечивает всеазимутальность пусков, но за базовые орбиты, определяемые районами падения отработавших ракетных блоков 1-й ступени, приняты орбиты с наклонением: 51, 65 и 97°.

При разработке конструктивно-компоновочной схемы ракеты-носителя ее создателям пришлось учитывать возможности производственно-технологической базы. Так, диаметр ракетного блока 2-й ступени (блок «Ц») был выбран 7,7 метра, так как больший диаметр (целесообразный по условиям оптимальности) реализовать было нельзя из-за отсутствия соответствующего оборудования для механической обработки, а диаметр ракетного блока 1-й ступени (блок «А») 3,9 метра диктовался возможностями железнодорожного транспорта.

Как видите, римские лошади и по сей день определяют собой черты и габариты космической техники.

Большое внимание при проектировании ракеты уделялось выбору компонентов топлива. Рассматривалась возможность использования твердого топлива на 1-й ступени, кислородно-керосинового топлива на обеих ступенях, однако отсутствие необходимой производственной базы для изготовления крупногабаритных твердотопливных двигателей и оборудования для транспортирования снаряженных двигателей исключило возможность реализации этих вариантов.

Двигательная установка ракеты-носителя «Энергия» состоит из четырех четырехкамерных кислородно-керосиновых двигателей «РД-170» (по одному на каждом из четырех блоков 1-й ступени ракеты) и четырех однокамерных кислородно-водородных двигателей «РД-0120» на центральном блоке 2-й ступени, а также пневмогидросистемы, обеспечивающей их функционирование. Тяга у земли двигателя 1-й ступени — 740 тонн, двигателя 2-й ступени — 146 тонн, в пустоте — 190 тонн. Двигатели «РД-170», специально разработанные для ракеты-носителя «Энергия», обладают рекордными параметрами и не имеют аналогов за рубежом, а двигатели «РД-0120» — первые мощные отечественные двигатели, использующие в качестве горючего жидкий водород.

Разновременный запуск всех двигателей ракеты-носителя у земли (двигатели центрального блока запускаются с опережением) и плавный набор ими тяги позволяют минимизировать внешние нагрузки на конструкцию ракеты-носителя и обеспечивают наиболее полный контроль функционирования двигательных установок до отрыва ракеты-носителя от пускового устройства, что исключает ее старт с неисправным двигателем. Широкие диапазоны регулирования тяги двигателей и массового соотношения компонентов топлива, поступающего в камеры, обеспечивают реализацию наиболее оптимальных параметров движения ракеты-носителя и синхронизацию опорожнения топливных баков. Штатное выключение двигателей происходит после их перевода на режим конечной ступени тяги, составляющей 40–50 % от номинального значения.

Ракета-носитель на активном участке полета управляется и стабилизируется путем отклонения вектора тяги двигателей 1-й и 2-й ступеней в двух плоскостях: на 1-й ступени качаются в двух плоскостях четыре камеры сгорания каждого двигателя, а на 2-й ступени — четыре двигателя в двух плоскостях каждый. Для этого двигатели имеют узлы качания, позволяющие изменять положение вектора тяги для управления ракетой-носителем.

Ракетный блок 1-й ступени занимает особое место среди новых проектно-конструкторских решений, так как проектировался унифицированным для семейства ракет-носителей среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов. В соответствии с техническими требованиями, выдвинутыми к ракетно-космическому комплексу, «Энергия-Буран» должен быть многоразовым и использоваться в полете не менее десяти раз. Применительно к ракетному блоку с жидкостным ракетным двигателем такое требование было предъявлено впервые в мировой практике. В результате всесторонних исследований была выбрана парашютно-реактивная схема возвращения блока после его отделения от ракеты-носителя.

Элементы средств возвращения (парашютная система, твердотопливные ракетные двигатели мягкой посадки и разделение параблока на моноблоки, посадочное устройство, система управления возвращением) расположены частично внутри отсеков блока «А», большей частью — под крупногабаритными обтекателями, установленными на его наружной поверхности.