Реферат: Ракета-носитель "Энергия"
Для управления движения ракеты на участке выведения маршевые двигатели снабжены прецизионной (точность – до 1% 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 принятым 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 внештатной 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 низкую «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 характеристики ракеты-носителя «Энергия»:
Параметр Значение или характеристика Стартовая масса, т 2419
В том числе масса ПН 105
Суммарная мощность, л. с. 170000000
Вид топлива:
Первая ступень (блок А) кислород-керосин
Вторая ступень (блок Ц) кислород-водород
Габаритные размеры, м:
Высота 60
Ширина 18
Общая тяга двигателей, тс:
У Земли 3582
В вакууме ~4000
Схема отделения ступеней.
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. |
Использованная литература:
Интернет сайт http://www.buran.ru.