РАКЕТОНОСИТЕЛЬ "ЭНЕРГИЯ" - универсальная ракетно-космическая транспортная система. Создана в НПО "Энергия" в 1976-1987 гг. как составная часть программы многоразового воздушно-космического корабля "Буран", собственное наименование получила при первом полете 15 мая 1987 г. Предполагалось, что в зависимости от численности и типа применяемых унифицированных ракетных блоков 1-й и 2-й ступеней УРКТС сможет выводить на низкую околоземную орбиту от 60 до 200 т (в т.ч. воздушно-космический самолет массой до 100 т), а при использовании только блоков 1-й ступени в составе других РН ("Зенит") - от 12 до 40 т. Для блоков 1-й ступени была создана парашютно-ракетная система спасения, но ее возможности остаются неизвестными.

    Массы полезных грузов, выводимых:  
 на низкие орбиты ИСЗ  - до 100 т
 на геостационарную орбиту - до 20 т
 на траекторию полета к Луне - до 32 т.

    Предназначалась для выполнения следующих задач:  
 - носитель для МТКК «Буран»;
 - носитель для обеспечения пилотируемых и автоматических экспедиций на Луну и Марс;
 - для запуска орбитальных станций нового поколения;
 - для запуска сверхтяжёлых геостационарных спутниковых платформ;
 - для запуска тяжёлых военных грузов.

    Работы по программе «Энергия—Буран» начались в 1976 году после закрытия программы Н-1.

    Ракета выполнена по двухступенчатой пакетной схеме. Первую ступень составляют четыре боковых блока с кислородно-керосиновыми четырёхкамерными двигателями РД-170, возвращаемые на Землю с помощью парашютов. Ресурс модулей первой ступени составляет около 10 запусков. Блоки являются доработкой первой ступени ракеты-носителя «Зенит».

     Вторая ступень оснащена четырьмя кислородно-водородными двигателями РД-0120 и является несущей конструкцией. Используется боковое крепление груза.

     Стартовая масса «Энергии» — около 2400 тонн. Ракета (в варианте с четырьмя боковыми блоками) способна вывести на орбиту около 100 тонн полезного груза, в 5 раз больше, чем эксплуатируемый носитель «Протон». Возможны, но не были испытаны также варианты компоновки с двумя («Энергия-М»), с шестью и с восемью («Вулкан») боковыми блоками, последний — с рекордной грузоподъёмностью до 200 тонн.

     Макет ракеты-носителя «Энергия» с МТКК «БуранГоловным разработчиком ракеты являлось подмосковное НПО «Энергия», производство осуществлялось на куйбышевском заводе «Прогресс». Блоки ракеты доставлялись на специальном самолёте-транспортировщике ВМ-Т с аэродрома Безымянка на космодром Байконур (на аэродром «Юбилейный»), где в монтажно-испытательном корпусе (МИК) на площадке 112 осуществлялась сборка ракеты и подготовка к пуску.

     Было выполнено лишь два пуска этого уникального комплекса:   
  15 мая 1987 с экспериментальной нагрузкой: спутник «Полюс» (массогабаритный макет «Скиф-ДМ», прототип орбитальной лазерной платформы), не выведен на орбиту из-за сбоя системы ориентации самого КА;
  15 ноября 1988 в составе комплекса МТКК «Буран».

     В начале 1990-х работы по программе «Энергия-Буран» были приостановлены. К моменту окончательного закрытия программы (1993) на космодроме «Байконур» в различной стадии готовности находились не менее пяти ракет-носителей «Энергия». Две из них в незаправленном состоянии до 2002 года хранились на космодроме Байконур и являлись собственностью Казахстана; были уничтожены 12 мая 2002 при обрушении крыши монтажно-испытательного корпуса на площадке 112. Три находились на различных стадиях строительства на стапелях НПО «Энергия» (ныне РКК «Энергия»), но после закрытия работ задел был уничтожен, уже изготовленные корпуса ракет либо разрезаны, либо выброшены на задний двор предприятия, где продолжают пребывать до сих пор.

     Несмотря на прекращение эксплуатации этого носителя, технологии, разработанные для «Энергии», используются и в настоящее время: двигатель боковых блоков «Энергии» РД-170, самый мощный (по состоянию на 2005 год) жидкостный двигатель в истории космонавтики, используется (под обозначением РД-171) на первой ступени ракеты-носителя «Зенит» (в том числе в проекте «Морской старт»), а двигатель РД-180, спроектированный на основе РД-171 — в американской ракете Атлас-5.

     Ракетный блок 2-й ступени (блок "Ц") - первый в СССР ракетный блок с водородными двигателями, дошедший до стадии летных испытаний. Для предотвращения выхода гигантской конструкции (длина около 60 м, диаметр - 7.9 м), применена схема выведения, при которой "полезная нагрузка" выводится на суборбитальную траекторию и "добирает" необходимую скорость своим ходом, после отделения от блока "Ц", предотвращая загрязнение космоса это по крайней мере в полтора раза уменьшает грузоподъемность.

     Две чёрные «шашечки» на борту ракеты — точки лазерной телеметрии и коррекции.

Конструктивно-компоновочная схема

       
  1 -    газогенератор системы наддува топливных баков второй ступени - центрального блока Ц;
  2 -    бак окислителя (жидкий кислород, условно показан синим цветом) второй ступени;
  3 -    датчики уровня в баке окислителя второй ступени;
  4 -    межбаковый отсек второй ступени;
  5 -    сферическое днище бака окислителя второй ступени с элементами предотвращения воронкообразования и колебаний уровня (поверхностных волн) окислителя;
  6 -    верхний силовой узел крепления блока первой ступени;
  7 -    антенны на внешней поверхности межбакового отсека;
  8 -    приборный отсек бокового блока А первой ступени;
  9 -    емкости со сжатым газом;
 10 -    блок РДТТ отделения попарно блоков А (параблоков) первой ступени от центрального блока второй ступени;
 11 -    трубопровод окислителя внутри бака горючего (жидкий водород) второй ступени;  
 12 -    бак горючего (жидкий водород, условно показан зеленым цветом) второй ступени;
 13 -    гасители (демпферы) колебаний (волн) верхнего уровня жидкого водорода в баке горючего второй ступени;
 14 -     боковые блоки А (4 шт.) первой ступени;
 15 -     гасители (демпферы) колебаний (волн) верхнего уровня жидкого кислорода в баке окислителя первой ступени;
 16 -     датчики уровня окислителя в баке первой ступени;
 17 -     стойки сложенного амортизатора (лыжи) системы спасения (мягкой посадки) в отсеке средств спасения;
 18 -     бак окислителя (жидкий кислород, условно показан синим цветом) первой ступени;
 19 -     отсек средства спасения бокового блока первой ступени;
 20 -     магистраль (трубопровод)аварийного слива окислителя блока первой ступени;
 21 -     емкости со сжатым газом в баке окислителя;
 22 -     воронкогаситель на входе в трубопровод окислителя;
 23 -     блок РДТТ мягкой посадки блока первой ступени;
 24 -     емкости со сжатым газом в баке горючего второй ступени;
 25 -     магистраль окислителя внутри бака горючего первой ступени;
 26 -     гасители (демпферы) колебаний (волн) в баке горючего первой ступени;
 27 -     бак горючего (керосин, условно показан желтым цветом) бокового блока первой ступени;
 28 -     вторая ступень- центральный блок Ц ;
 29 -     магистраль горючего бокового блока первой ступени;
 30 -     механические связи крепления блоков первой и второй ступеней;
 31 -     маршевый четырехкамерный ЖРД РД-170 (по одному двигателю на каждом блоке А первой ступени);
 32 -     маршевый однокамерный ЖРД РД-0120 (4 шт. на центральном блоке Ц второй ступени);
 33 -     датчики уровня в баке горючего второй ступени;
 34 -     воронкогасители на днище бака горючего второй ступени;
 35 -     хвостовой отсек центрального блока второй ступени;
 36 -     силовой конус блока первой ступени;
 37 -     хвостовой отсек блока первой ступени;
 38 -     отсек тормозных и основных парашютов системы мягкой посадки блока А;
 39 -     нижний пояс РДТТ отделения и увода блоков А (параблоков) первой ступени;
 40 -     разъемные соединения на нижнем торце блока А (гидравлические, пневматические, электрические и др.);
 41 -     нижний пояс узлов крепления полезного груза;
 42 -     верхний узел крепления полезного груза;
 43 -     стоп-кран для аварийного прекращения полета .

Характеристики

       
   Стартовая масса МКС (масса перед отделением ОК), т     2375* (178,5)
   Масса ракеты-носителя, т      2270
   первая ступень (блок "А", 4 шт.), т      1490,4
 в т.ч.:   
   запас окислителя (кислород), т      886,8
   запас горючего (керосин РГ-1), т      341,2
   вторая ступень (блок "Ц", 1 шт.), т      776,2
 в т.ч.:  
   запас окислителя (кислород), т; (объем бака, м3)     602,775 (552)
   запас горючего (водород), т; (объем бака, м3)     100,868 (1523)
 Двигатель блока "А" (РД-170, 11Д521):    
   тяга на уровне моря, тс      740
   тяга а вакууме, тс      806
   удельный импульс на уровне моря, с      308,5
   удельный импульс в вакууме, с      336,2
 Двигатель блока "Ц" (4 шт. РД-0120, 11Д122):    
   тяга на уровне моря, тс      147,6 (148**)
   тяга а вакууме, тс      190 (200**)
   удельный импульс на уровне моря, с      353,2
   удельный импульс в вакууме, с      454,7
 Геометрические характеристики МКС:    
   общая длина, м      58,765
   максимальная ширина (по размаху крыла ОК), м      23,92
   максимальная ширина на установщике, м      24,50
 Геометрические характеристики РН в целом:    
   длина, м      58,765
   максимальный поперечный размер, м      17,65
 Геометрические характеристики первой ступени:    
   длина, м      39,46
   диаметр баков, м      3,92
 Геометрические характеристики второй ступени:    
   длина, м      58,765
   диаметр баков (без теплоизоляции), м      7,75
 Кратность использования (ресурс):    
   первая ступень, полетов      10
   вторая ступень, полетов      1
   Азимуты пуска, град.     51-83, 97, 101-104, 110
   Максимальная перегрузка в полете, ед. g      3
   Количество пусков в год (на первом этапе)     6