7. juli. 2009.
Ko je čitao (ili će da pročita) prethodna dva[1] teksta iz ovog serijala („Ko je ubio Energiju?" i „Sudbina Poljusa"), nije mu promaklo da je zajednički imenitelj u ovim pričama bila moćna sovjetska raketa „Energija". Ako se tome doda i njena slavna prošlost vezana za svemirski orbiter „Buran", smatrao sam da je ovaj tekst o raketi-nosaču „Energija" kao poručen za kraj serijala. Da se upoznamo malo bolje sa ovom raketom.
Raketa-nosač (RN) „Energija" (rus. „Энергия[2]"), prema ruskim oznakama, proizvodni broj 11K25[3], a prema zapadnoj klasifikaciji SL-17, bila je prva sovjetska raketa koja je koristila kriogeno[4] gorivo (vodonik), i ujedno je bila najmoćnija raketa Sovjetskog Saveza - ukupna snaga njenih motora bila je oko 170 miliona konjskih snaga (127.000 MW).
Raketa je bila dvostepena, i predstavljala je „paket" sastavljen od četiri paralelne kiseoničko-kerozinske raketne jedinice prvog stepena[5] (rus. блоки „А") postavljene oko jedne središnje kiseoničko-vodonične jedinice drugog stepena[6] (rus. блока „Ц"), i asimetrično postavljenog bočnog korisnog tereta.
 |
| Središnji blok „C" rakete-nosača „Energija" |
Zahvaljujući svojoj vrhunskoj konstrukciji, RN „Energija" se smatrala univerzalnom letilicom, sposobnom da u orbitu oko Zemlje iznese korisni teret veći od 100 tona, bilo u vidu višekratne orbitne letilice, bilo u vidu samostojećih kosmičkih letilica teške kategorije (КА). U tome se i sastojala principijelna razlika između ruske „Energija" i američkog „Space Shuttlea": kod šatla snagu za uzletanje ne stvara središnji raketni blok, jer je to samo bezmotorni spoljni rezervoar za gorivo (ET), te spejs šatlovi ne mogu da uzlete bez pomoći samog orbitera, u koji su ugrađena tri kiseoničko-vodonička raketna marševska motora[7] (SSME). Upoređenje izgleda dva svemirska sistema planirana za višekratnu upotrebu dato je na kraju teksta.
Masa „Energije" na startu dostizala je 2.400 tona. Svaka jedinica prvog stepena bila je snabdevena sa po jednim četvorokomornim motorom na tečno gorivo РД-170, koji su sagorevali tečni kiseonik i ugljovodonično gorivo (kerozin РГ-1). Potisak motora RD-170 na Zemljinoj površini iznosio je 740 tona (7.256 kN), a 806 tona (7.905 kN) u vakuumu. Svake sekunde kroz motor težak 10 tona cirkulisalo je 2,340 kg goriva, dok je pritisak u komorama za sagorevanje dostizao neverovatnih 245 bara (24,5 MPa).
Motor prvog stepena RD-170, (ЖРД РД-170 (11Д521), proizvođača НПО „Энергомаш" pod rukovodstvom akademika V. P. Gluška. Bio je predviđen za rakete nove generacije, i bio je u to vreme najjači na svetu i jedan od najsloženijih motora na tečno gorivo ugrađivan u rakete. Bio je i izuzetno ekonomičan, jer su gasovi iz gasnih turbina vraćani na dodatno sagorevanje u glavne komore za sagorevanje, što im je davalo rekordni potisak i specifični impuls u njihovoj klasi. Turbogasni agregati su imali snagu od 250.000 KS - kao 3 atomska ledolomca!
Prva testiranja paljenja motora obavljena su krajem decembra 1984. - 8 godina nakon završetka planova - što je svetski rekord u raketnoj industriji, i ilustruje kompleksnost problema sa kojima su se konstruktori susretali. Kasnije su varijante ovih motora korišćene za I stepen rakete-nosača "Зенит", i od taka imaju oznaku РД-171 (11Д520). Drugu varijantu мотора, РД-180, koriste Аmerikanci u raketama Atlas V, gde jedan motor zamenjuje tri prethodno ugrađivana u prve stepene ovih raketa. Varijanta РД-191 koristi se danas za rakete iz porodice "Ангара".
Drugi stepen rakete (blok „C") bio je snabdeven sa 4 jednokomorna motora takođe na tečno gorivo tipa РД-0120, konstruisana u slavnom voronježkom konstruktivnom birou КБ „Химавтоматикa[8]" prema planovima inženjera V. S. Račuka (Владимир Сергеевич Рачук). Svaki motor, težak 4 tone, stvarao je potisak od 147,6 t (1.448 kN) na Zemljinoj površini, a oko 190 t (1.864 kN) u vakuumu, sagorevajući čisto kiseoničko-vodoničko gorivo (oksidator - tečni kiseonik - bio je na temperaturi od -186°C, a gorivo - superohlađeni tečni vodonik - na temperaturu od -255°C).
Raketni motor na tečno gorivo II stepena ЖРД РД-0120 (11Д122). Prvi put je lansiran 15. maja 1987. a do kraja 1998. imao je ukupno 8 lansiranja. Za to vreme (uključujući i 800 probnih testova) radio je više od 170.000 sekundi (48 sati). Najduže u jednom uključivanju (1.202 sek.), motor je radio januara 1988. Svake sekunde motor je trošio 377 kg oksidatora (tečnog kiseonika) i 62-78 kg tečnog vodonika (odnos 6:1, uz dopuštenu toleranciju od ±7-10%). Motori su radili u ekstremnim uslovima: podnosili su pritisak i do 700 atm i temperaturu od -250°C do +850°C. Pri razradi englesko-sovjetskog projekta „HOTOL" (1982), motor RD-0120 je korišćen 26 puta.
Ukupan potisak rakete u trenutku lansiranja bio je oko 3.550 tona. Motori RD-170, specijalno proizvedeni za „Energiju" a takođe korišćeni i za prvi stepen RN „Zenit", imali su prvoklasne performanse i nisu imali takmaca na zapadu. Takođe, motori RD-0120 - prvi veliki sovjetski motori koji su kao gorivo koristili tečni vodonik, imali su svoje vrline. Iako su se za pogon drugog stepena koristili jednokratno (samo jednom), od njih su očekivana vrhunska svojstva. Konstruktori su morali da obezbede visoke zadate karakteristike motora, uz minimalnu gasnodinamičku potrošenju, regenerativno hlađenje, kao i veliku postojanost ugrađenih materijala u sredini tečnog vodonika.
Sledi šematski prikaz konstrukcije rakete-nosača „Energija" (11K25), koja je zapravo seminarski rad studenata Moskovskog instituta za avijaciju, Romana Solomkina i Vadima Lukaševiča (2005).
Uveličana slika: http://www.buran.ru/images/jpg/mtkkman2.jpg
Konstrukcija i uređenje rakete „Energija":
1 - gasni generatori sistema za pritisak u rezervoaru za gorivo drugog stepena - središnjeg bloka „C"; 2 - rezervoar oksidatora (tečn. kiseonika) drugog stepena; 3 - senzor nivoa oksidatora u rezervoaru; 4 - međurezervoarski prostor; 5 - zaobljeno dno rezervoara za oksidator, sa elementima za prevenciju vrtloženja i stvaranja talasa u oksidatoru; 6 - ojačanje gornjeg sistema za kačenje pojedinačnih jedinica prvog stepena; 7 - antene na spoljnoj strani međurezervoarskog prostora: 8 - prostor za instrumente bočnih jedinica „A" prvog stepena; 9 - kontejneri za komprimovani gas; 10 - blok motora na čvrsto gorivo (РДТТ) parnih jedinica „A" (parablok); služe za odvajanje od središnje jedinice; 11 - cevovod oksidatora u rezervoaru goriva (tečni vodonik) drugog stepena; 12 - rezervoar za gorivo (tečni vodonik, ovde prikazan u zelenoj boji) drugog stepena; 13 - disperzori („damperi") talasanja na površini tečnog vodonika u rezervoaru za gorivo drugog stepena; 14 - bočne jedinice „A" (4 kom.) prvog stepena; 15 - disperzori („damperi") talasanja na površini tečnog kiseonika u rezervoaru oksidatora prvog stepena; 16 - senzor nivoa oksidatora u rezervoaru prvog stepena; 17 - nogari složenih amortizera (skija) sistema za meko prizemljenje[9]; 18 - rezervoar oksidatora (tečnog kiseonika, ovde prikazan u plavoj boji) prvog stepena; 19 - odsek sistema za meko spuštanje bočnih jedinica prvog stepena; 20 - magistrala (cevovod ø600) za istakanje oksidatora prvog stepena u slučaju nezgode; 21 - kontejneri za komprimovani gas u rezervoarima oksidatora; 22 - regulator protoka na ulazu cevi za oksidator; 23 - motori na čvrsto gorivo za meko prizemljenje jedinica prvog stepena; 24 - kontejneri za komprimovani gas u rezervoarima za gorivo drugog stepena; 25 - magistrala oksidatora unutar rezervoara za gorivo prvog stepena; 26 - disperzori („damperi") talasanja na površini goriva u rezervoaru goriva drugog stepena; 27 - rezervoar za gorivo (kerozin РГ-1, ovde prikazan u žutoj boji) bočne jedinice prvog stepena; 28 - drugi stepen - središnja jedinica „C"; 29 - magistrala za gorivo bočnih jedinica prvog stepena; 30 - mehaničke veze jedinica prvog i dugog stepena; 31 - marševski četvorokomorni motor na tečno gorivo ЖРД РД-170 (po jedan motor u svakoj jedinici „A" prvog stepena); 32 - marševski jednokomorni motor na tečno gorivo ЖРД РД-0120 (4 kom. ucentralnoj jedinici „C" drugog stepena); 33 - senzor nivoa u rezervoaru goriva drugog stepena: 34 - regulator protoka na dnu rezervoara za gorivo drugog stepena; 35 - repni odsek središnje jedinice; 36 - konusno ojačanje jedinice prvog stepena; 37 - repni odsek jedinice prvog stepena; 38 - spremište za kočione i osnovne padobrane sistema za meko spuštanje jedinica „A"; 39 - donji pojas motora na čvrsto gorivo za odvajanje i udaljavanje jedinica „A" (parablokova) prvog stepena; 40 - demontažno dno jedinica „A" (za hidrauliku, pneumatiku, elektriku, i sl.); 41 - ojačanje donjeg sistema za kačenje korisnog tereta („Poljusa" i „Burana"); 42 - gornji sistem za kačenje korisnog tereta; 43 - kočnica za zaustavljanje lansiranja u slučaju opasnosti;
Mjasiščev 3M-T (Мясищев 3М-Т), varijanta strateškog bombardera M-4. Na leđima nosi „Energijin" rezervoar za oksidator, za tečni kiseonik (6. januar 1982.). Rezervoar će biti ugrađen u kompleks „Energija-Buran".
Utovar centralnog kriogenog rezervoara za gorivo (tečni vodonik) za raketu „Energija" na prepravljeni avion M4.
Svi raketni motori „Energije" bili su izuzetno ekonomični - koristili su metod „zatvorenog sistema", kada se gasovi, prošavši kroz turbine, dodatno mešaju i sagorevaju u glavnim komorama za sagorevanje.
Prilikom starta, svi motori su se palili skoro jednovremeno, što je umnogome povećavalo mogućnost upravljanja.
Za kontrolu uspona raketom, marševski motori su bili opremljeni preciznim (do 1% od raspona kretanja) elektrohidrauličnim sistemom za upravljanje. Oni su u svakoj ravni kretanja prvog stepena razvijali snagu od ukupno 50 tona, i više od 30 tona kod drugog stepena.
Nakon što na visini od 50 km i 135 sekundi rada motori potroše gorivo, jedinice prvog stepena se u paru (kao tzv. parablokovi) odvajaju od rakete. Tada njihova brzina iznosi 6.450 km/h. Nakon 15-25 dodatnih sekundi oni se razdvajaju, i nakon 8 minuta pojedinačno sleću uz pomoć padobrana u zadati reon, oko 420-450 km od lansirne rampe.
Svaka jedinica je mogla da se spusti na zemlju uz pomoć padobranskog sistema i motora na tvrdo gorivo i da aterira na nogare sa amortizerima, koji su se nalazili u specijalnim kontejnerima u trupu svake jedinice. Nakon obimnih dijagnoza, popravki i zamena delova, bilo je moguće ponoviti lansiranje iste jedinice prvog stepena. U fazi projektovanja pojavljivao se i sistem sa sklapajućim krilima i automatskim sistemom za prizemljenje jedinica prvog stepena rakete („Энергия-2" „Ураган" ili ГК-175-2), što bi omogućilo kontrolisano spuštanje jedinica i ateriranje direktno na aerodromsku pistu.
„Енергија-2". Projektovana površina krila: 395 m2; raspon krila: 26 m; kosina prednjeg brida krila: 45°; brzina od 1,6 Mahova pri napadnom uglu od 18°, a 1-1,22 Maha pri napadnom uglu od 40°.
Postojala je i mogućnost nošenja korisnog tereta na Mars. „Buran" je nosio 350 m3 goriva, a „Uragan" 610 m3.
Varijanta mnogokratnog raketnog sistema GK-175 koja sadrži drugi stepen (centralna jedinica „C") sa krilima i „obične" jedinice „A" („Energijine") u startnoj konfiguraciji. Vide se i točkovi stajnog trapa, jer je ova konfiguracija bila planirana za sletanje na konvencionalnu pistu. Maksimalna projektovana temperatura na nosu korpusa i na napadnim ivicama krila bi bila 1.500° C, na napadnim površinama trupu oko 1.170° C, a na delovima u „senci" 180-300° C.
„Энергия-2" („Ураган"). Za razliku od „Energije", koja je trebalo da bude poluiskoristljiva za sledeće lansiranje (slično kao šatlovi), „Energija-2" je trebala da bude kompletno iskorišćena za sledeće letove. Središnja jedinica je trebalo da sleti na isti način kako je to trebalo da uradi i višekratni orbiter „Buran".
U projektnoj varijanti „Energije-M"[10] razmišljalo se o ideju sa jedinicama „A" sa krilima. Raspon im je bio 6 metara, što bi omogućavalo manju brzinu ateriranja od 300 km/h.
Ova varijanta rakete mogla je da u nisku orbitu oko Zemlje (LEO) iznese 34 t, u geostacionarnu (GEO) 7 t, na orbitu prema Mesecu 12 t, a prema Marsu 9,5 t korisnog tereta.
Tehnička maketa РН"Энергия-М" (217 ГК) bila je 25. decembra 1991. postavljena na univerzalni lansirni kompleks. ene-m1.jpg, ene-m2.jpg, ene-m3.jpg, ene-m4.jpg,
Planirani broj uzastopnih lansiranja jedinica „A" prvog stepena - do 10 uzletanja - proizašao je iz sumarnih rezultata uređaja, komponenti, i sistema u 15 letova, i eksploatacionim rezultatima motora RD-170 dobijenim u 27 poletnih ciklusa (baziranih na probnim paljenjima na poligonima).
Centralna jedinica - drugi stepen, odvajao se na visini od 115 km i 480 sekundi (8 minuta) nakon lansiranja, i nakon postizanja suborbitalne brzine, počinjao da pada u zadati prostor akvatorijuma (na antipodnu tačku lansirnoj) u Tihom okeanu. Takav je način isključivao mogućnost zagađivanja okolozemnog prostranstva otpadnim fragmentima rakete-nosača, i smanjivao je potrebe za gorivom. Dodatni impuls do orbitne brzine, raketi su mogli da daju motori tzv. korisnog tereta (misli se na „Poljus), orbitalna letilica (misli se na „Buran"), ili neki dodatni blok koji bi imao funkciju trećeg stepena.
U svojstvu tog trećeg stepena predlagano je da se za nošenje korisnog tereta iskoriste potisci raketnih blokova „Смерч" (14С40) (srp. „Tornado") i „Везувий"[11] i njihovi sistemi upravljanja. Takva trostepena raketa bila bi sposobna da u geostacionarnu orbitu (GEO) iznese 18-19 tona tereta, u orbitu prema Mesecu 32 tone, a prema Marsu i Veneri 26-28 tona. Projekat je razmatrao i ideju da se uz pomoć „Energije" prema Jupiteru i Suncu lansiraju mase od 5-6 tona.
Izgradnja rakete u „paketu", njen transport u horizontalnom položaju na specijalnoj šinskoj jedinici[12] od probno-montažne hale do startne pozicije, obavljalo se uz pomoć specijalne tranzicione jedinice - блок Я[13] - koja, nakon što bi raketa bila instalirana, obezbeđivala sve potrebne (energetske, pneumatsko-hidrauličke i električne) veze sa letilicom. Nakon ispaljivanja rakete, ovaj blok je ostajao na bajkonurskom startnom kompleksu i mogao je ponovo da se koristiti.
Стартово-стыковочный блок Я. Vidi se ansambl „Energija-Poljus" sa tranzicijonom jedinicom „Я". Spoljna površina je napravljena od kompozitnog materijala otpornog na toplotu ЖСП - karbonskih vlakana i silikatnog stakla. Da bi sprečili prolazak gasova između panela, napravljeni su unutra lavirinti i ispunjeni masom „Viksint".
Visoka pouzdanost i sposobnost preživljavanja „Energije" proizlazila je iz specijalnih mera i veoma zasićenih programa razrade eksperimentalnih uređeja, kao i iz beskrajnih ispitivanja rada motora na poligonima.
Na raketi je vođeno računa o očuvanju osnovnih vitalnih sistema i agregata, uključujući tu marševske motore, upravljački pogon, turbogeneratorske izvore elektrosnabdevanja, pirotehnička sredstva, itd.
Kompleks autonomnog upravljanja raketom bio je projektovan i sa pojedinačnim i sa složenim komandovanjem. „Energija" je bila opremljena posebnom opremom za zaštitu od havarija[14] koja je trebalo da obezbedi dijagnostiku stanja marševskih motora oba stepena i na vreme isključi zaštitnu jedinicu ako se pojave problemi u njenom radu. Pored toga, dodat je i vrlo efikasan protivpožarni sistem[15].
U razvoju matematičkog softvera i programa za kontrolu regularnih uslova leta, bilo je potrebno izanalizirati preko 500 potencijalno opasnih situacija, i pronaći odgovarajuće algoritme za njihovo pariranje.
Zato, čak i u ekstremno abnormalnim situacijama, bilo je moguće upravljati letom, pa čak i ako bi otkazao jedan marševski motor prvog ili drugog stepena. Pri opasnim situacijama prilikom lansiranja orbitera „Buran" bilo je predviđeno hitro uvođenje orbitera u nisku „jednokružnu" orbitu i sletanje na jedan od planiranih aerodroma, ili pak izvođenje takvog manevra koji bi letilicu vratio na normalni aerodrom polaznog kosmodroma u Bajkonuru.
Do prvog starta rakete-nosača „Energija" bio je kompletiran obiman program konstruktivno i naučnoistraživačkih radova. U tu svrhu je napravljeno preko 230 eksperimentalnih jedinica, 85 modela za aero-tunele u razmerama od 1:3 do 1:550, 34 velika konstruktivna ansambla, ukupno 5 letilica u punoj razmeri (vidi http://www.buran.ru/htm/rocrt3.htm), dok je broj sprovedenih testova iznosio preko 6.500. Pored toga, moduli jedinica „A" kasnije su uspešno prošli 6 letnih testiranja rakete srednje klase „Зенит".
Prvo probno lansiranje RN „Energije" (11К25, proizvod 6СЛ, šifra 14А02, redni broj И1506СЛ) sa teškim satelitom „Скиф-ДМ" (17Ф19ДМ), odn. „Полюс" obavljeno je 15. maja 1987. godine sa univerzalnog kompleksa za stojeći start (УКСС) u Bajkonuru, u Kazahstanu. Raketa je svoj posao odradila normalno, izvela „Poljus" na prilaznu trajektoriju, ali uređaj nije dospeo na planiranu orbitu zbog kvara na autonomnom kontrolnom sistemu nakon odvajanja od drugog stepena „Energije".
Drugo lansiranje RN „Energije" (11К25, proizvod 1Л, redni broj Л1501Л) sa bespilotnom orbitnom letilicom „Buran" kao korisnim teretom, bio je drugi pokušaj (prvi, 29. oktobra 1988., okončan je prekidom brojanja u T-51 sekundu), i izveden je15. novembra 1988. sa startnog kompleksa u Bajkonuru.
Lansirna rampa broj 250 (Площадка 250, 17П31).
Lansirna rampa broj 250 (Площадка 250, 17П31).
http://maps.google.ru/?ie=UTF8&ll=46.00823,63.304596&spn=0.021938,0.054588&t=h&z=15
Upoređenje američkog „Space Shuttlea" i sovjetskog tandema „Energija-Buran". I pored velike sličnosti, u konstrukciji i principijenim postavkama to su dve različite letilice. Netreba smesti s uma da su u to vreme Sovjeti u mnogim oblastima teorijske i praktične kosmonautike još uvek bili ispred svih svojih takmaca.
"Вулкан" (133ГК) sa 8 bustera, varijanta „Energije" koja je trebalo da nosi teret na Mars. Masa pri startu: 4.747 t; masa korisnog tereta podignutog na orbitu 170 × 230 km i nagiba 50,7°: 172 t; masa korisnog tereta podignutog na geostacionarnu orbitu uz pomoć dodatne jedinice „Везувий": 36 t; masa korisnog tereta podignutog na orbitu ka Mesecu: 43 t; masa korisnog tereta podignutog na orbitu ka Marsu: 52 t.
Prvi stepen je trebalo da ima 8 četvorokomornih motora 11Д521, drugi stepen 4 motora 11Д122, a blok „V" jedan 11Д57М.
[1] Ako ćemo baš da budemo precizni, njima treba dodati i par drugih tekstova, recimo, jedan tekst pisan pre par godina, „Buran", ili „Britanski šatl: HOTOL i Skylon", ili „Spirala", i svakako serija napisa o šatlovima, koja su prethodila mom odlasku u Cape Kennedy.
[2] Po ukazu #132-51 Ministarskog saveta SSSR-a i CKKP SSSR-a od 17. februara 1976. godine, tada je otpočela konstrukcija Univerzalnog raketno-kosmičkog transportnog sistema „Рассвет" (srb. „Razumevanje"). Malo kasnije to ime je preimenovano u „Енергия".
[3] Sovjeti, a danas i Rusi, imaju jedno vojno telo, sekretrijat u ruskom Ministrstvu odbrane, GRAU, Главное ракетно-артиллерийское управление МО РФ (ГРАУ), čiji je zadatak da daje neindustrijske oznake ruskoj municiji i opremi.
[4] To su goriva koja zahtevaju jako nisku temperaturu da bi ostala tečna. Često se, pogrešno, tečni kiseonik naziva kriogenim gorivom, iako svi znaju da je on oksidator a ne gorivo. Kod nekih raketa, pre nego što uđe u komoru za sagorevanje, kriogeno gorivo najpre cirkuliše oko mlaznica motora i hladi ih. To je prvi sugerisao nemački konstruktor za vreme II sv, rata, Eugen Sänger, koji je kasnije radio za Amerikance, tako da je, рецимо, i „Saturn V" koristio isti trik.
[5] Dužina pojedinačnе jedinice I stepena: 38,3 m, prečnik: 3,9 m, ukupna količina goriva: 1.220-1.240 t, ukupna masa blokova nakon odvajanja: 218-250 t.
[6] Dužina jedinice II stepena: 58,1 m (46,9 m), prečnik: 7,7 m (8,4 m), količina goriva: 690-710 t )760 t), masa pri odvajanju: 78-86 t (33,5 t). U zagradi su date vrednosti za glavni (spoljni) tank prosečnog „Space Shuttlea".
[7] Rusi imaju izraz „mаршевые двигательи" za one osnovne raketne motore koji teraju letilicu do cilja, ili aktivnog prestanka leta letilice. Naziv služi da bi se ti motori odvojili od motora za start ili dodatno ubrzavanje, za rulanje, orijentaciju, i sličnih pomoćnih motora.
[8] Biro je osnovan 1941., kada se zavod N33 podelio a budući konstrukcioni biro se preselio u Novosibirsku oblast. Početkom 1962. pod komandom ing. A. D. Konopatova stvaraju motore za tri stepena rakete-nosač „Протон", a njihovi motori nose sonde ka Mesecu, lansiraju Lunohode, postavljaju u orbitu automatsku stanicu „Протон", stanicu „Зонд", itd. Uporedo, rade motore i za vojne potrebe i njihove rakete.
[9] Parovi rezervoara („parablokovi") odvajali su se od rakete nakon 135 sek. leta i na visini oд 50 km, pri brzini od oko 1.800 m/s. Zatim su se jedinice parablokova razdvajale na visini od 65-70 km, pri brzini od 1.720-1.760 m/s. Pre ponovnog ulaska u atmosferu, na visini od oko 80 km, uključuivao se sistem za orijentaciju. Jedinica je padala sa nosem napred, a štitila ju je sopstvena termoizolacija. Brzina je tada bila 1.780 m/s, a onda se izbacivao padobran za usporavanje pada. Nakon 450 sek. jedinica je bila na visini od 5 km (brzina 70 m/s), i uključivao se četvorokupolni glavni padobrani, zakačeni za zadnji kraj jedinice. Nakon toga, vezovi padobrana su se premeštali ka težištu jedinice, tako da je padala horizontalno, brzinom od 13-19 m/s. Amortizovani nogari (skije) su se otvarali i postavljali u radni položaj. Na visini 30-50 m uključivali su se motori za meko spuštanje. Jedinica je konačno bila na zemlji, 11-12 minuta nakon starta rakete-nosača „Energije".
[10] Planirane su 3 osnovne konfiguracije rakete „Energija", već u zavisnosti od broja motora montiranih na osnovni rezervoar. „Energija-M" je bila osnovna konfiguracija, imala je dva bustera „Zenit", koji su imali samo jedan motor RD-0120 umesto dva. „Energija-M" je trebala da bude naslednik rakete „Proton", ali je ipak 1993. započeto sa proizvodnjom rakete-nosača „Angara". Sledeća verzija je bila „Energija-2", za koju je planirano da čitava bude višekratna, pa su na osnovni rezervoar montirana delta-krila, što je omogućavalo raketi da sleti na pistu. Poslednja konfiguracija je bila „Vulkan" ili „Herkules" (to ime je trebala da nosi raketa za Mesec, N1). U toj konfiguraciji je bilo montirano 8 bustera „Zenit", a teret je bila „Energija-M", koja je i sama imala dva bustera. Ta konfiguracija je bila najmoćnija, i mogla je da na orbitu iznese više od 175 tona.
[11] U SSSR-u je u oktobru 1984. utvrđen program za period 1986-95. po kome se kao dodatni, treći stepen za „Buran-T" (verzija „Energije" sa 4 bustera sa krilima i središnjom jedinicom takođe sa krilima) predlagao jedinicu sa oksidatorsko-vodoničnim pogonom, „Smerč". Tom rilikom je određeno i sledeće: za raketu "Протон" (8К82К) koristiće se dodatni blok "Шторм", "Вихрь" - za rakete-nosače11К37 (kasnije će to biti verzija za „Зенит") i РЛА-125 (poznata kao „Гроза"), i "Везувий" - za raketu-nosač "Вулкан".
[12] Sa raketom na leđima, voz se kreće u proseku brzinom od 5 km/h. Masa voza (bez lokomotive i rakete): 2.756 t; nosivost: 571 t.
[13] To je jednostavni pravougaonik, 20,25 × 11,50 ×1,20 m, težak 150 tona.
[14] Prema statističkim analizama, utvrđeno je da su kod raketa na tečno gorivo problemi sa pogonom uzrok 41% ukupnog broja nesreća. To je razumljivo, jer su raketni motori tehnički izuzetno složeni
[15] Dokazano je da je takva konstrukcija rakete, koja bi garantovala potpuno „dihtovanje" dodirnih površina i spojeva, praktično nemoguća. Čak i kod normalnog rada motora, dolazi do nagomilavanja vodonika, kerozina i oksidatora u delovima rakete. Vodonik sa vazduhom ili kiseonikom pravi vrlo eksplozivne smere, a i kerozim sa istim postaje opasan već u koncentracijama od 2,15% odn. 1,83%.
KOJI TELESKOP DA KUPIM?
