Sojuz (nosno vozilo)

Iz Wikipedije, slobodne enciklopedije
Idi na navigaciju Idi na pretragu
RN 11A511 "Sojuz"
RN 11A511 "Sojuz"
Lansiranje svemirskog broda Sojuz-19 pomoću rakete-nosača Sojuz-U
Opće informacije
Zemlja SSSR
Porodica P-7
Indeks 11A511
Imenovanje lansirno vozilo
Developer OKB-1 , TsSKB-Progress
Proizvođač TsSKB-Progres
Glavne karakteristike
Broj koraka 3
dužina (MS) 49,012 m [1] (50,67 m[2] ) [kom. jedan]
Prečnik 10.303 m[3]
Suva težina 33.750 t (sa nosivošću)[3]
Masa za lansiranje 307.650 t [1]
Vrsta goriva T1 + LOX
Težina goriva 273.900 t
Nosivost 7K-OK , 7K-T , 7K-TA
Masa nosivosti
• u LEO ~ 7.100 t
Sistem kontrole kombinovani, analogni
Istorija pokretanja
Država operacija završena
Lokacije za lansiranje Bajkonur , lokacija br. 1 , br. 31
Broj pokretanja 32 [4] (31 [5] [kom. 2] )
• uspješan 30 [4] [5]
• neuspješno 2 [4] (1 [5] )
Prvi početak 28. novembra 1966
Posljednje lansiranje 14. oktobra 1976
Varijante Sojuz-L , Sojuz-M , Sojuz-U
Prva faza - bočni blokovi "B", "C", "G", "D"
Dužina 19.825 m
Prečnik 2.680-3.820 m (max)
Suva težina 4 ? 3.750 t
Masa za lansiranje 4 ? 43.325 t
Motori za krstarenje 4 × 8D728 ( RD-107 )
Potisak 83,5 tf (na Zemlji ) (101,5 tf (u vakuumu ))
Specifičan impuls 252/313 s
Radni sati 140 s
Gorivo T1 + LOX
Gorivo T1
Oksidirajuće sredstvo LOX
Druga faza - centralni blok "A"
Dužina 28.465 m
Prečnik 2.950 m
Suva težina 6 t
Masa za lansiranje 100.240 t
Motor za krstarenje 8D727 ( RD-108 )
Potisak 79,3 tf (na Zemlji ) (99,3 tf (u vakuumu ))
Specifičan impuls 252/315 s
Radni sati 320 s
Gorivo T1 + LOX
Gorivo T1
Oksidirajuće sredstvo LOX
Treća faza - blok "I"
Dužina 6.745 m
Prečnik 2.660 m
Suva težina 2.710 t
Masa za lansiranje 25.450 t
Motor za krstarenje 11D55 ( RD-0110 )
Potisak (30,38 tf (u vakuumu ))
Specifičan impuls 326 s
Radni sati 240 s
Gorivo T1 + LOX
Gorivo T1
Oksidirajuće sredstvo LOX
Četvrta faza - glavna jedinica sa daljinskim upravljanjem SAS
Dužina 12.913 m
Prečnik 3.000 m
Masa za lansiranje 8.510 t
Motor za krstarenje Turbomlazni motor
Radni sati 161 s
Wikimedia Commons logo Medijski fajlovi na Wikimedia Commons
Strukturni raspored rakete-nosača 11A511 Sojuz

"Union" (VRA indeks SMF [comm 3.] - 11A511) - Sovjetska trostepena raketa - nosač (CR) srednje klase iz porodice P-7 , dizajnirana za ubrizgavanje u kružnu orbitu Zemlje sa stalnim nagibom orbite sa posadom svemirske letjelice kao što su " union " i automatske svemirske letjelice serije " Cosmos ".

Razvijeno i proizvedeno u Kujbiševskom ogranku br. 3 OKB-1 (sada TsSKB-Progres ) pod rukovodstvom Dmitrija Iljiča Kozlova i Sergeja Pavloviča Koroljova na bazi lansirnih raketa R-7A i Voskhod. Idite na odjeljak "# Kreacija 11A511" Soyuz "" ...

Svi Sojuzi 7K-OK , prvih 11 svemirskih letelica Sojuz 7K-T , kao i prvi Sojuz 7K-TA (za orbitalnu stanicu Saljut-3 ) lansirani su pomoću rakete-nosača Sojuz. Od 1966. do 1976. godine izvršena su ukupno 32 lansiranja, od kojih je 30 bilo uspješno. Idite na odjeljak "# Lista svih lansiranja raketa nosača Soyuz" ...

Na osnovu rakete-nosača razvijene su tri modifikacije: „ Sojuz-L “ – za testiranje lunarne kabine raketno-kosmičkog kompleksa N1-LZ ; Sojuz-M - za lansiranje izviđačkih satelita posebne namjene tipa Zenit-4MT u nisku orbitu Zemlje; a potom i Sojuz-U - za lansiranje svemirskih letelica tipa Sojuz i Progres u orbitu oko Zemlje, kao i mnogih letelica serije: Kosmos , Resurs-F , Foton , Bion i niz stranih uređaja. Naknadno su stvorene novije modifikacije, kao i porodica raketa Sojuz-2 , koje se danas široko koriste (2020.) Idite na odjeljak "Modifikacije Soyuz LV" ...

1. oktobra 2001. godine, u čast godišnjice leta Jurija Gagarina u svemir i rakete R-7 , koja se proizvodila u Samari od 1958. godine, podignut je spomenik raketi-nosaču Sojuz Muzeja svemira Samare nazvan po DI Kozlovu. u Samari.

Istorija stvaranja

Preduvjeti

Istorija stvaranja rakete-nosača Sojuz počinje 20. maja 1954. godine , kada su Centralni komitet KPSS i Savet ministara SSSR-a usvojili Rezoluciju br. 956-408 o razvoju interkontinentalne balističke rakete (ICBM) R-7 (indeks URV Strateške raketne snage - 8K71 ), u kojem je Konstruktorski biro -1 pod rukovodstvom Sergeja Pavloviča Koroljeva , formalno postavljen zadatak da stvori balističku raketu sposobnu da nosi termonuklearno punjenje i domet leta od do 10 hiljada kilometara[6] .

Teorijske osnove za stvaranje raketnih motora i elektrana raketnih kompleksa formirane su u NII-1 NKAP SSSR-a pod vodstvom Mstislava Vsevolodoviča Keldysha[6] .

Direktno projektovanje rakete R-7 počelo je u OKB-1 1953. godine pod vođstvom Sergeja Pavloviča Koroljeva, Dmitrij Iljič Kozlov je postavljen za glavnog konstruktora R-7, a Sergej Sergejevič Krjukov je bio zadužen za konstruktorsko odeljenje. OKB-1 za R-7. Novi snažni motori za R-7 razvijani su paralelno u OKB-456 , pod vodstvom Valentina Petroviča Gluška[6] [7] .

Sistem upravljanja projektilima projektovan je u NII-885 (sada FSUE NPTSAP ) pod rukovodstvom Nikolaja Aleksejeviča Piljugina , a proizvodnja je poverena tvornici Harkov Kommunar [8] .

U Institutu za probleme upravljanja Akademije nauka SSSR-a, pod rukovodstvom Borisa Nikolajeviča Petrova , razvijeni su sistem za pražnjenje rezervoara i sistem za sinhronizaciju potrošnje raketnog goriva. Razvoj radio-kontrolnog sistema obavljen je u NII-885 pod vodstvom Mihaila Sergejeviča Rjazanskog [9] .

U NII-944 (sada - FSUE "NPTSAP") pod rukovodstvom Viktora Ivanoviča Kuznjecova projektovani su žiroskopski uređaji za sistem upravljanja, sisteme za automatsku detonaciju raketa dizajnirao je Boris Evsejevič Čertok u OKB-1, a telemetrijski merni sistem dizajnirao Aleksej Fedorovič Bogomolov u OKB MEI [9] ...

Istovremeno s početkom razvoja nove ICBM stvorena je komisija na čelu s general-pukovnikom Vasilijem Ivanovičem Voznjukom , koja je razmatrala izgradnju posebnog poligona .[6] Lansirni kompleks razvijen je u GSKB "Spetsmash" pod rukovodstvom Vladimira Pavloviča Barmina [9] .

U februaru 1955. godine, za testiranje taktičkih i tehničkih karakteristika perspektivne ICBM pod komandom generala Georgija Maksimoviča Šubnikova , stvoren je novi istraživački poligon br. 5 Ministarstva odbrane SSSR-a ( NIIP-5 ), koji je kasnije postao Baikonur Bajkonur . Gradilište - Kazahstan , željeznička stanica Tyura-Tam , regija Kyzyl-Orda[6] [7] .

Stvaranje rakete R-7

Idejni projekat R-7 bio je gotov u OKB-1 24. jula 1954. godine. Prema projektu ICBM sa lansirnom masom od 280 tona, potiskom na tlo od 404 tone i dužinom od 34,2 m, trebalo je da isporuči bojevu glavu težine 5,4 tone na daljinu od 8240 km [10] . Letna ispitivanja R-7 počela su 15. maja 1957. godine .

Prvo lansiranje bilo je neuspješno. Raketa 8K71 # M1-5 u mjernoj verziji preletjela je oko 400 km i uništena je u požaru. Tek četvrto lansiranje bilo je uspješno, koje se dogodilo 21. avgusta 1957. [11] .

Čak i pre nego što je ICBM R-7 pušten u upotrebu 1959. godine, odlučeno je da se izgradi objekat Angara u blizini naselja Pleseck u oblasti Arhangelsk (sada kosmodrom Pleseck ) posebno za raspoređivanje ove vrste balističke rakete na borbena dužnost [12] .

Iste 1959. godine u SSSR- u je stvorena nova vrsta trupa - Strateške raketne snage (Strategic Missile Forces), koje su počele primati interkontinentalne balističke rakete R-7. Dekretom Centralnog komiteta KPSS i Savjeta ministara SSSR-a br. 192-20 od 20. januara 1960. godine, R-7 ICBM je stavljen u upotrebu. Izvršeno je ukupno 30 lansiranja projektila R-7, od kojih je 20 bilo uspješno [13] .

Stvaranje proizvodne infrastrukture

Uz uvođenje raketa R-7 u upotrebu, industrija se suočila sa teškim zadatkom: obezbijediti potrebnu municiju za novostvorene raketne snage i poligone u izgradnji. Eksperimentalno postrojenje OKB-1 nije imalo dovoljan proizvodni kapacitet za serijsku proizvodnju projektila R-7 [12] .

Stoga je 2. januara 1958. usvojena rezolucija Centralnog komiteta KPSS i Vijeća ministara SSSR-a br. 2-1ss / OV [14] , u kojoj je Kujbiševska državna avijacijska tvornica br. Osoaviakhimu (GAZ br. 1, fabrika Progres ) Ministarstva avio-industrije nije propisano da obustavi proizvodnju aviona Tu-16 , da rekonstruiše proizvodnju i ovlada proizvodnju ICBM R-7, indeks 8K71 , uz puštanje tri leta. proizvodi u četvrtom tromjesečju 1958. [12] [15] [16] .

U Kujbiševu , da bi savladao proizvodnju, Koroljov šalje tim inženjera pod vodstvom Dmitrija Iljiča Kozlova [12] . Rokovi u kojima je bilo potrebno izvršiti ovaj zadatak bili su izuzetno teški, ali osoblje fabrike pod vodstvom direktora fabrike Viktora Jakovljeviča Litvinova i glavnog dizajnera Dmitrija Iljiča Kozlova snašlo se sa zadatkom [12] .

Razvoj rakete u fabrici broj 1 bio je uspešan i već krajem 1958. godine proizvedene su prve tri rakete i isporučene kupcima, a 17. februara 1959. godine uspešno je lansirana prva serijska raketa R-7 sa Bajkonura. test poligon [12] [16] .

Za direktnu konstruktorsku podršku i modernizaciju fabrički proizvedenih projektila u fabrici broj 1, SP Koroljov, naredbom OKB-1 broj 74 od 25. jula 1959. godine , stvoreno je posebno konstruktorsko odeljenje broj 25 OKB-1, koje je, u skladu sa Rezolucijom Centralnog komiteta KPSS i Saveta ministara SSSR-a br. 715-296 od 23. juna 1960. [17] , transformisan je u Ogranak br. 3 sa razmeštanjem u gradu Kujbiševu . Nakon toga, 1974. godine, projektni biro je preimenovan u TsSKB [18] .

Na osnovu dvostepene interkontinentalne balističke rakete R-7, stvorene u konstruktorskom birou S. P. Koroljeva 1953-1957, razvijeno je više od deset modifikacija svemirskih lansirnih raketa (LV) [19] . Trostepena lansirna raketa Sputnjik stvorena na njenoj bazi 4. oktobra 1957. godine lansirala je u orbitu prvi veštački Zemljin satelit PS-1 [19] [20] .

Izrada rakete-nosača R-7A

Paralelno sa R-7, tokom 1958-1959, OKB-1 je zajedno sa TsSKB-om i postrojenjem br. 1 razvio poboljšanu verziju ICBM R-7A (URV Strategic Missile Forces index - 8K74) [21] . Dvostepena raketa R-7 imala je dužinu od 33 metra, maksimalna lansirna težina bila je 278 tona, a maksimalni domet ispaljivanja određen je na 8000 kilometara [16] .

Krajem 1959. godine, paralelno sa puštanjem u prodaju ICBM R-7, započeo je razvoj R-7A, čija je serijska proizvodnja započela u Kujbiševu u trećem kvartalu 1960. [18] . Lansirna težina 8K74 bila je 276 tona (8K71 - 278 tona), dužina 31.065 m, maksimalni domet paljbe nije bio veći od 12.000 km [16] . Konusni adapter pojavio se na odeljku za instrumente R-7A za spajanje manje bojeve glave sa jedinicom „A“. Novi inercijski sistem upravljanja preuzeo je funkcije radio-upravljačkog sistema, sa izuzetkom kontrole dometa. Izvršeno je izvesno olakšanje dizajna rakete (zbog hemijskog mlevenja zidova rezervoara). Vrijeme potrebno za pripremu projektila za lansiranje je smanjeno, što je rezultiralo povećanjem borbene gotovosti [18] .

Prvo lansiranje u sklopu letnih testova obavljeno je 23. decembra 1959. godine, a posljednje 7. jula 1960. godine. R-7A ICBM je usvojen od strane Strateških raketnih snaga dekretom Centralnog komiteta KPSS i Savjeta ministara SSSR-a br. 1001-416 od 12. septembra 1960. [22] .

U američkom Ministarstvu odbrane i NATO-u, projektil je dobio oznaku SS-6 i Sapwood , respektivno. Glavna raketna i artiljerijska uprava Ministarstva odbrane SSSR-a koristila je indeks 8K74 [16] .

U porodici lansirnih vozila R-7A mogu se razlikovati sljedeće vrste:

  • 8K78 " Molniya " - četvorostepene lansirne rakete za lansiranje bespilotnih svemirskih letelica u visoke eliptične orbite i međuplanetarne svemirske stanice do Mjeseca, Marsa i Venere [22] [23] ;
  • 8K78MMolniya-M - četvorostepene lansirne rakete sa modernizovanim motorima prvog i drugog stepena. Služio je kao osnova za stvaranje trostepenih varijanti "Voskhod" i "Soyuz" [24] [25] [26] ;
  • 11A57 Voskhod - trostepena lansirna raketa za lansiranje svemirskih brodova Voskhod i izviđačkih satelita Zenit [22] [27] ;
  • 8K72 Vostok i 8A92 Vostok-2 - trostepene lansirne rakete za lansiranje automatskih svemirskih letelica u srednje kružne orbite [28] [29] ;
  • 11A510 - specijalna verzija rakete-nosača 8A92 za lansiranje dva prototipa svemirske letjelice US-A , koju je razvio OKB-52 [30] ;
  • 11A59 Polyot - dvije faze lansiranja vozila za pokretanje Polyot-1 i Polyot-2 satelita [22] [31] ;
  • 11A511 Sojuz - trostepene lansirne rakete za lansiranje svemirskih letjelica s ljudskom posadom i bespilotnih letjelica u niske zemaljske orbite [22] .

Od 2011. godine proizvedeno je više od 1.760 projektila svih modifikacija lansirnih vozila, baziranih na interkontinentalnoj balističkoj raketi R-7 [22] .

Stvaranje 11A511 "Sojuz"

После успешных запусков ракет-носителей « Восток » и « Восход » в 1958—1963 годах, С. П. Королёв приступил к разработке принципиально нового направления в пилотируемой космонавтике [32] .

Рассматривались не только простые полёты, максимум с пассивным сближением кораблей за счёт начального баллистического построения, но и групповые полёты, активное сближение, стыковка, переход космонавтов из корабля в корабль. Для осуществления длительных полётов предусматривалось обеспечение более или менее комфортных условий для космонавта, для чего в состав корабля нового поколения вводился бытовой отсек [32] .

Задумывался и облёт Луны экипажем из двух человек, для чего на околоземной орбите должен был собираться комплекс в составе пилотируемого корабля «Союз-7К» и ракетного разгонного блока «Союз-9К», который, в свою очередь, заправлялся топливом на орбите танкером-заправщиком «Союз-11К». Корабль «Союз-7К», ракетный блок «Союз-9К» и танкер-заправщик «Союз-11К» предполагалось использовать для вывода на орбиту ракетой-носителем среднего класса. Однако энерговооруженности наиболее мощной [33] , на тот момент, РН 11А57 («Восход»), по состоянию на 1963 год было недостаточно для реализации предполагаемой миссии. Кроме того, весьма остро стоял вопрос об оснащении пилотируемого космического корабля «Союз-7К» активной системой аварийного спасения (САС), способной в случае нештатной ситуации, грозящей жизни экипажа, на всех участках полёта ракеты-носителя, надёжно выполнить действия по спасению космонавтов [16] [32] [34] .

Также следует заметить, что в 1962—1963 годах в куйбышевском Филиале № 3 велись работы по созданию автоматических космических аппаратов типа « Зенит-4МТ » для введения топографической съёмки в интересах МО СССР, которые также требовали повышения энергетики базовой ракеты-носителя [35] .

Таким образом, возникла необходимость разработки новой модификации ракеты-носителя. Впоследствии эта модификация получила индекс 11А511 и наименование «Союз», она использовалась для запуска пилотируемых космических кораблей типа « Союз », а в дальнейшем и для грузовых транспортных кораблей типа « Прогресс » [36] [16] .

Трёхступенчатая РН среднего класса 11А511 «Союз» была разработана КФЦКБЭМ в 1966 году в соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1184—435 от 3 декабря 1963 года и предназначалась для выведения на околоземную орбиту комплексов « Союз-7К », « Союз-9К » и « Союз-11К » и в основном разведывательных космических аппаратов серии « Космос », разработанных также Куйбышевским филиалом [36] .

РН «Союз» как модернизация РН «Восход»

Ракета-носитель 11А511 «Союз» создавалась на базе РН 11А57 « Восход ». [34] Основным изменением подвергся блок 3-й ступени, которой был модернизирован с целью дальнейшего повышения энергетических характеристик ракеты-носителя.

Разработка данной модификации началась в середине 1963 года . К тому времени ОКБ-1 разрабатывало пилотируемый комплекс «Союз» 7К-9К-11К для облёта Луны. Согласно первоначальным исходным данным (конец 1962 года — начало 1963 года), масса корабля «Союз» на орбите должна была составить 5,8 тонн.

Его запуск предусматривался с помощью унифицированного носителя 11А57 «Восход» на базе ракеты Р-7А. Однако к середине 1963 года, когда в ходе разработки проектная масса корабля превысила 6 тонн, а масса головного обтекателя с двигателями САС приблизилась к 2 тоннам, стало ясно, что РН 11А57 не сможет вывести его на расчётную орбиту. Начался поиск путей модернизации этой РН с целью увеличения грузоподъёмности.

Модернизация ступеней проводилась Куйбышевским филиалом № 3 ОКБ-1, а головного блока — совместно ОКБ-1 и филиалом № 3. Внешне ступени практически не изменились, но были существенно модернизированы:

  • облегчена бортовая кабельная сеть систем управления и телеметрии;
  • телеметрическая система на боковом и центральном блоках заменена новой системой, установленной на блоке «А»;
  • снижено наклонение орбиты космического корабля к плоскости экватора с 64,8° до 51,5°;
  • повышена прочность некоторых силовых элементов первой ступени, так как при новой циклограмме их отделение предусматривалось при повышенном скоростном напоре;
  • из-за разброса параметров, двигатели 8Д727 ( РД-108 ) для блока «А» подбирались индивидуально ( удельная тяга — не менее 252 секунд [ источник не указан 2620 дней ] на уровне моря);
  • уменьшена длина блока «И», облегчена его кабельная сеть;
  • модернизирована система управления третьей ступени.

В таблице представлен план-график доработки основных узлов ракеты-носителя 11А57 и наземного оборудования для проведения испытаний РН 11А511 и комплекса «Союз» (объекты «7К», «9К» И «11К») [36] .

Особенности конструкции РН «Союз»

Двигательные установки первой и второй ступени РН «Союз»

Ракета-носитель «Союз» легко узнаваема по четырём коническим боковым блокам первой ступени, что отличает все «Союзы» от других ракет-носителей, а также характерному головному обтекателю с четырьмя прямоугольниками решетчатых стабилизаторов и специфической «башне» системы аварийного спасения на вершине.

Характеристики основных узлов РН «Союз»

Общая длина ракеты-носителя составляет не более чем 50,67 м и зависит от типа запускаемого космического корабля. Максимальный поперечный размер ракеты-носителя измеряется по концевикам воздушных рулей и составляет 10 м и 30 см. Стартовая масса не более 308 тонн, а общая масса топлива не более чем 274 тонны. Сухая масса ракеты-носителя с транспортными патронами и полезной нагрузкой не более чем 34 тонны и зависит от типа запускаемого космического корабля.

Двигательные установки РН «Союз» позволяют развивать суммарную тягу 413 тс на уровне моря и более чем 505 тс в вакууме.

Трёхступенчатая ракета-носитель «Союз» состоит из:

  • первой ступени, которая состоит из четырёх стартовых ускорителей — блоков «Б», «В», «Г» и «Д»;
  • второй ступени, которая состоит из центрального блока «А»;
  • третьей ступени — блок «И»;
  • адаптера полезного груза, головного обтекателя и системы аварийного спасения экипажа.

Ракета-носитель 11А511 «Союз» позволяет выводить на низкую околоземную орбиту полезные нагрузки массой до 7,1 тонн.

В качестве двигательных установок ракеты-носителя «Союз» были использованы доработанные двигатели двухступенчатой МБР Р-7А и трёхступенчатой ракеты-носителя среднего класса «Восход».

Первая ступень

Первая ступень состояла из четырёх конусообразных боковых блоков — ускорителей «Б», «В», «Г» и «Д» с автономными двигателями на каждом ускорителе. Все боковые блоки были размещены вдоль центрального блока «А» во взаимно перпендикулярных плоскостях стабилизации [37] .

Боковые блоки при полёте ракеты-носителя упирались своими передними опорами в специальные кронштейны центрального блока, что были размещены на силовом шпангоуте бака окислителя. Специальная конструкция кронштейнов обеспечивала восприятие только продольных нагрузок, передаваемых с боковых блоков, и не препятствовала свободному отделению передних опор боковых блоков при исчезновении продольной силы при выключении двигателей боковых ускорителей [37] .

Отделение ускорителей происходило примерно на 118 секунде после старта.

Конструкция

Конструктивно-компоновочная схема бокового блока ракеты-носителя «Союз» была типовая для всех ракет-носителей из семейства Р-7 и состояла из следующих частей:

  • силового конуса;
  • бака с окислителем — несущей конструкции конической формы в верхней части бокового блока. В баке была предусмотрена специальная система вскрытия, которая срабатывала при отделении ускорителя. Система вскрытия позволяла разгерметизировать конструкцию бака и перенаправить исходящие газы по специальному соплу во внешнюю среду, создавая при этом силу, отводящую боковой блок при разделении ступеней;
  • межбакового отсека — конструкции в центральной части ускорителя, выполненной в виде конической оболочки. В отсеке размещались приборы и элементы автоматики, обеспечивающие управление боковым блоком в период совместного функционирования в составе ракеты-носителя. Для обеспечения доступа к приборам в обшивке были предусмотрены специальные герметичные люки [38] ;
  • бака с горючим — несущей конструкции конической формы в центральной части ускорителя, что крепилась к заднему торцевому шпангоуту межбакового отсека. Внутри бака проходит тоннельная труба, в которой проложен расходный трубопровод окислителя [38] ;
  • отсека баков перекиси водорода и жидкого азота — тороидальной конструкции в нижней части ускорителя, которая служила переходным звеном между хвостовым отсеком и топливными баками [39] ;
  • хвостового отсека — конструкции в нижней части ускорителя специальной цилиндрической формы. В хвостовом отсеке размещался маршевый двигатель и один аэродинамический руль с электрическим приводом. Задняя часть наружной поверхности отсека имела отражательный экран, защищающий донную часть ракеты от действия тепловых потоков факела.

Сухая масса конструкции бокового блока составляла не более 3,75 т. В боковые блоки перед стартом заправляли 155—160 тонн топлива.

Двигательная установка

Принципиальная схема работы ТНА ЖРД РД-107 и РД-108

В качестве маршевых двигательных установок (ДУ) первой ступени использовались четыре четырёхкамерных жидкостных ракетных двигателя открытого цикла РД-107 (индекс 8Д728 ), разработанного Валентином Петровичем Глушко в НПО «Энергомаш» [1] . Двигатели были закреплены на переднем торцевом шпангоуте хвостового отсека [39] .

Каждый двигатель РД-107 имел четыре основные неподвижные и две поворотные рулевые камеры сгорания, закреплённых в шарнирных подвесах. Давление в основных камерах сгорания составляет 58 кг/см 2 , в рулевых камерах сгорания — 54 кгс/см 2 [40] . Масса сухого двигателя РД-107 составляла 1155 кг [41] . Полная масса — 1300 кг [37] .

Подача топлива в двигательные установки осуществлялась с помощью турбонасосного агрегата (ТНА). Турбина ТНА раскручивалась парогазом , полученным в газогенераторе при каталитическом разложении концентрированной 82 % перекиси водорода . Управление вектором тяги, вместо применения газовых рулей, производилось за счёт поворота малых рулевых камер сгорания. Данная схема работы позволила снизить потери тяги при изменении её вектора [37] .

Вторая ступень

Вторая ступень включала массу конструкций центрального блока «А» с полезной нагрузкой и топливом, остающимся в баках блока после окончания работы первой ступени. Отделение второй ступени происходило примерно на 278 секунде после старта [37] .

Конструкция

Конструктивно-компоновочная схема центрального блока ракеты-носителя «Союз» была схожа с центральным блоком второй ступени РН «Восход» и состояла из следующих частей:

  • Приборного отсека.
  • Бака с окислителем — конструкции в двух оболочек в форме усечённых конусов, обращённых большими основаниями друг к другу. Длина отсека составляла не более чем 9,5 м, а диаметр, в среднем, составлял 2 м.
  • Межбакового отсека длиной 1 м и диаметром не более чем 2 м.
  • Бака с горючим — конструкции цилиндрической формы с торосферическими днищами в центральной части второй ступени, что крепилась к переднему торцевому шпангоуту бака с окислителем. Длина отсека составляла не более чем 7,9 м, а диаметр не более чем 2 м. Внутри бака была проложена расходная магистраль окислителя [42] .
  • Отсека бака с жидким азотом в виде тороидального подвесного бака, что крепился к отсеку с перекисью водорода. Во внутренней полости бака проходили трубопроводы горючего и окислителя.
  • Отсека бака перекиси водорода — конструкции в нижней части ускорителя, что служила переходным звеном между хвостовым отсеком и баком с жидким азотом. Длина бака составляла 1,8 м и представлял собой несущий кольцевой цилиндрический бак с днищами в виде бочок [42] .
  • Хвостового отсека — конструкции в нижней части ускорителя специальной цилиндрической формы. Хвостовой отсек имел длину 2,75 м и диаметр 2 м. В хвостовом отсеке размещался маршевый двигатель с четырьмя обтекателями, расположенными на внешней оболочке в плоскости стабилизации [43] .

Сухая масса конструкции центрального блока «А» составляла не более чем 6 т. В центральный блок перед стартом заправляли в общей сложности не более чем 90—95 тонн топлива.

Двигательная установка

ЖРД РД-108 в Музее космонавтики и ракетной техники в Санкт-Петербурге

На второй ступени ракеты-носителя в качестве маршевого двигателя использовался жидкостной двигатель РД-108 (индекс 8Д721 ), также разработанный в НПО «Энергомаш».

Двигатель РД-108 был закреплён на переднем торцевом шпангоуте хвостового отсека с помощью трубчатой рамы. Двигатель состоял из четырёх неподвижных камер сгорания и четырёх поворотных камер, отклоняемых на ±35° и служащих исполнительными органами системы управления [43] . Двигательные установки совместно с остальными органами управления ракетой, обеспечивали необходимое положение ракеты в пространстве на активном участке траектории и самостоятельно управляли ракетой на втором участке. Двигатель представлял собой ЖРД открытого цикла с общим ТНА, системой газогенерации и автоматикой системы наддува. Схема подачи топлива была аналогична двигателям РД-107 боковых ускорителей [40] .

Давление в основных камерах сгорания составляло 58 кг/см 2 , в рулевых камерах сгорания — 54 кгс/см 2 . Давление на выходе из сопла в двигателе РД-108 составляло 0,23 кг/см 2 [40] . Масса сухого двигателя составляла 1195 кг [37] [41] .

Третья ступень

В качестве третьей ступени использовался модернизированный блок «И» от ракеты-носителя 11А57 «Восход».

Конструкция

Конструктивно-компоновочная схема блока «И» ракеты-носителя «Союз» состояла из:

  • сбрасываемого переходного отсека — особой конструкции для крепления блока полезной нагрузки с головным обтекателем на верхнюю часть блока «И» третьей ступени;
  • бака с горючим — сферической конструкции в верхней части блока;
  • отсека систем управления и измерения;
  • бака с окислителем — сферической конструкции в нижней части блока;
  • хвостового отсека — отсека для размещения двигательных установок блока третьей ступени ракеты-носителя.

Общая длина блока «И» третьей ступени составляла не более 6,745 м, а диаметр — не более 2,66 м. Общая масса составляла немного более 25 тонн.

Двигательная установка

РД-0110 в экспозиции Музея космонавтики и ракетной техники

В качестве двигателя на блоке третьей ступени использовался высоконадёжный жидкостной ракетный двигатель открытого цикла РД-0110 (индекс 11Д55 ), разработанный Семёном Ариевичем Косбергом в ОКБ-154 [1] .

Двигатель РД-0110 с турбонасосной подачей топлива, имел четыре основные неподвижные и четыре поворотные рулевые камеры сгорания, закреплённых в шарнирных подвесах. Давление в основных камерах сгорания составляло 69,5 кгс/см 2 [44] .

Общая длина двигателя не превышала 2,2 м, а масса — 408 кг. Максимальное время работы двигателя было ограничено отметкой в 250 секунд [44] .

Используемое топливо

В качестве компонентов топлива во всех ступенях ракеты-носителя использовался реактивный керосин Т-1 [45] . В качестве окислителя использовали — жидкий кислород (LOX), весьма пожароопасный и даже взрывоопасный тип окислителя, хотя и не токсичный [46] .

Также для обеспечения работы вспомогательных систем ракета заправлялась небольшим количеством перекиси водорода и жидкого азота .

Тактико-технические характеристики ступеней РН «Союз»

Тактико-технические характеристики ступеней РН «Союз»
Ступени (блок) Длина, м Макс. попе-речный размер, м Макс. диаметр, м Стар-товая масса, т Сухая масса, т Масса топлива, т Двига-тельная установка Разработчик ДУ Тип ДУ Марка топлива Окислитель НТ на уровне моря, тс НТ в ваку-уме, тс Удельный импульс на уровне моря, с Удельный импульс в вакууме, с Расход горю-чего, кг/с Расход окис-лителя, кг/с Степень расши-рения сопла Время отде-ления, с Макс. время работы, с
I ступень (блоки Б, В, Г, Д) 19,825 3,82 2,68 43,325 3,75 39,475 РД-107 В. П. Глушко ЖРД открытого цикла керосин Т-1 жидкий кислород 83,5 101,5 252 313 88,3 218,4 149/1 Т+118 140
II ступень (блок А) 28,465 2,95 2,95 100,24 6,00 93,3 РД-108 В. П. Глушко ЖРД открытого цикла керосин Т-1 жидкий кислород 79,3 99,3 252 315 84,8 202,7 153/1 Т+286 320
III ступень (блок И) 6,745 2,66 2,66 25,45 2,71 22,7 РД-0110 С. А. Косберг ЖРД открытого цикла керосин Т-1 жидкий кислород 30,38 326 Т+526 240

Система аварийного спасения экипажа

Особенности конструкции САС ракеты-носителя «Союз»

САС ракеты-носителя « Союз-У »

Самым существенным отличием РН «Союз» от предыдущих носителей типа Р-7, предназначенных для пилотируемых полётов, стала разработанная ОКБ-1 система аварийного спасения (САС) нового типа. САС «взводится» за 15 минут до старта ракеты-носителя и обеспечивает спасение экипажа в случае аварии ракеты как на стартовой площадке, так и на любом участке полёта.

РН «Союз» проектировалась для вывода на околоземную орбиту космических кораблей одноимённой программы « Союз ». Корабль «Союз» состоит из трёх отсеков — бытового (иногда, преимущественно в англоязычной литературе, неточно именуемого «орбитальным»), приборно-агрегатного и спускаемого аппарата (СА). СА с космонавтами находится в середине связки, поэтому для спасения экипажа, приходится уводить от основного тела ракеты связку из бытового отсека и СА, вместе с головным обтекателем (ГО).

Расположение двигательных установок САС по тянущей схеме — сверху на штанге, а не в нижней части, под космическим кораблем, диктовалось соображениями экономии веса и горючего, так как сразу после набора ракетой-носителем достаточной высоты, штанга вместе с двигателями отстреливалась от ГО [47] .

На створках головного обтекателя РН «Союз» установлены твердотопливные ракетные двигатели (РДТТ) разделения, уводящие отделяемый головной блок с экипажем, на участке между отделением двигательной установки САС и сбросом головного обтекателя. На вершине модуля расположен небольшой двигатель для увода в сторону головного обтекателя после срабатывания основного твердотопливного двигателя отделения [47] .

Твердотопливная двигательная установка САС представляет собой два многосопловых блока твердотопливных двигателей (для разделения и увода отделяемого головного блока) и четыре небольших управляющих РДТТ.

Корабль соединяется с головным обтекателем тремя опорами, которые окружают спускаемый аппарат и «упираются» в нижний шпангоут бытового отсека. На этом шпангоуте спускаемый аппарат как бы «висит».

Усилие от ДУ САС на СА передаётся через два силовых пояса (верхний и нижний) и специальный ложемент в который установлен спускаемый аппарат. Также существует дополнительное крепление в верхней части головного блока фиксирующее бытовой отсек.

В 1965 году в ходе разработки САС выяснилось, что при возникновении аварии сброс ГО целиком невозможен без сильного удара по приборно-агрегатному отсеку. Для устранения данной проблемы было решено разделить обтекатель на две части поперечным стыком, чтобы при срабатывании ДУ САС от ГО отделялась только его верхняя часть. При этом нижняя часть ГО вместе с приборно-агрегатным отсеком космического корабля оставалась с ракетой.

Для сохранения устойчивости в полёте на ГО стали устанавливать четыре решетчатых стабилизатора. Такая конструктивно-компоновочная схема отделяемого головного блока САС стала базовой для всех модификаций ракет серии «Союз» и КК «Союз» в будущем.

Тактико-технические характеристики САС РН «Союз»

  • Длина — 19,825 м;
  • Максимальный диаметр — 3 м;
  • Масса с полезным грузом ( Союз 7К-ОК ) — 8,51 т;
  • Масса полезного груза ( Союз 7К-ОК ) — 6,56 т;
  • Время сброса двигательных установок САС — Т + 157 секунд;
  • Время сброса головного обтекателя — Т + 161 секунда. [48]
  • Масса САС: 1,95 т

Сценарий работы САС в случае аварии

В зависимости от момента аварии, спасение экипажа было предусмотрено по одной из трёх основных программ [49] :

1. Программа применялась от момента включения САС в дежурный режим на стартовой позиции (за 10—15 минут до старта ракеты) до момента сброса головного обтекателя, вместе с которым (или несколько ранее) сбрасывалась твердотопливная двигательная установка. По этой программе в момент возникновения аварии включалась сигнализация на пульте космонавтов, аварийно выключались двигательные установки ракеты-носителя (только при авариях после 20 с полёта), космический корабль разделялся по стыку между СА и приборно-агрегатным отсеком, фиксировались силовые связи, удерживающие СА и бытовой отсек внутри головного обтекателя. Далее разделялся поперечный стык в средней части ГО и раскрывались решетчатые стабилизаторы. Одновременно с раскрытием стабилизаторов запускается основной твердотопливный двигатель. В процессе работы основного двигателя включаются рулевые двигатели увода, формирующие траекторию увода отделяемого головного блока. ОГБ должен подняться на высоту не менее, чем 850 метров и быть уведённым от места старта в сторону не менее, чем на 110 метров.

В районе вершины траектории увода происходит отделение СА от бытового отсека и включается твердотопливный двигатель разделения, обеспечивающий увод головного обтекателя вместе с бытовым отсеком на безопасное расстояние от СА. После отделения спускаемого аппарата включается система управления спуском, которая должна демпфировать угловые возмущения СА, полученные при разделении. Затем по команде программно-временного устройства (при аварии на малых высотах) или по команде барометрического датчика (при аварии на больших высотах) начинался ввод парашютной системы. При аварии в первые 26 секунд полёта предполагается посадка СА на запасном парашюте , а после 26 секунды полёта — на основном. В процессе спуска на парашюте бортовые системы СА подготавливались к посадке. При срабатывании РДТТ экипаж может испытывать перегрузки до 10g. Тяга РДТТ составляет 76 тс, а время работы — менее 2 секунд.

По данному сценарию было осуществлено спасение экипажа корабля Союз Т-10-1 , ракета-носитель которого взорвалась прямо на стартовом столе [49] .

2. Программа срабатывает при авариях между 161 и 522 секундами полёта. По этой программе в момент аварии включается сигнализация на пульте космонавтов, аварийно выключаются двигательные установки ракеты-носителя, бортовые системы СА переводятся в аварийный режим работы.

По истечении определённой временной задержки отделялся бытовой отсек, а затем разделялся СА и приборно-агрегатный отсек. После разделения, система управления спуском разворачивала спускаемый аппарат в плоскости тангажа и при входе в атмосферу обеспечивала его спуск в режиме «максимального аэродинамического качества». При дальнейшем снижении СА, система приземления работала по штатной программе;

3. При аварии после 522 секунды и до выхода на орбиту производится разделение отсеков космического корабля по штатной схеме, но спуск должен был проходить по баллистической траектории, при этом перегрузки могут превышать 10g.

Модификации РН «Союз»

На базе ракеты-носителя 11А511 «Союз» было разработано две модификации: « Союз-Л » и «Союз-М», а впоследствии РН стала основой для ракеты-носителя « Союз-У ». [50]

РН «Союз-Л»

Для проведения отработки лунной кабины (объект « Т2К ») ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ на базе ракеты-носителя 11А511 «Союз» была разработана её модификация — РН « Союз-Л ». Данная модификация отличалась необычной надкалиберной формой головного обтекателя. [50]

В 1970—1971 годах с космодрома Байконур было осуществлено 3 пуска ракеты-носителя 11А511Л с космическими аппаратами « Космос-379 », « Космос-398 » и « Космос-434 ». [50]

РН «Союз-М»

Для вывода на орбиту военно-исследовательского корабля Союз «7К-ВИ» , над разработкой которого в середине 1960-х годов трудились коллективы Куйбышевского филиала ЦКБЭМ и завода «Прогресс», на базе ракеты-носителя 11А511 была разработана модификация 11А511М « Союз-М ». [50]

После закрытия программ по военным модификациям корабля « Союз », изготовленные на тот момент ракеты-носители были переоборудованы под возможность запуска разведывательных спутников типа Зенит-4МТ «Орион» (индекс — 11Ф629), разработки всё того же «ЦСКБ-Прогресс». [51]

В 1971—1976 годах с космодрома Плесецк с помощью «11А511М» были успешно запущены восемь космических аппаратов специального назначения типа Зенит-4М «Орион». [52] [53] .

Все запуски ракеты-носителя «Союз-М» производились с космодрома Плесецк (космодром) , со стартовых площадок № 41/1 и № 43/4 . [54]

РН «Союз-У»

В 1970—1973 годах была разработана модификация «Союз-У» (индекс — 11А511У ), которая предназначалась для выведения на околоземную орбиту пилотируемых и грузовых космических кораблей типа « Союз », беспилотных транспортных кораблей типа « Прогресс », космических аппаратов серии « Космос », « Ресурс-Ф », « Фотон », « Бион », а также ряда зарубежных космических аппаратов. Основным отличием ракеты-носителя «Союз-У» от базовой заключалось в применении двигателей первой и второй ступеней с повышенными энергетическими характеристиками [55] .

Состоянием на 18 мая 2012 года было произведено общей сложностью 771 пуск ракеты-носителя данной модификации.

РН «Союз-ФГ»

«Союз-ФГ» — модификация «Союз-У». Установлены двигатели 1-й и 2-й ступеней с новыми форсуночными головками (отсюда «ФГ» в названии ракеты), разработанные для ракеты-носителя «Союз-2», с минимальными доработками аналоговой системы управления. Эксплуатировалась с 2001 по 2019 года, выполнено 70 пусков, из них один аварийный. Эксплуатация прекращена в связи с переходом на «Союз-2».

РН «Союз-2»

Ракета-носитель «Союз-2» — семейство трёхступенчатых ракет-носителей среднего класса, разработанное в «ЦСКБ-Прогресс» на основе ракеты-носителя «Союз-У» путём глубокой модернизации. Первый полет 2004 год, на 2020 год выполнено более 100 пусков.

Масса полезной нагрузки, выводимой на низкую орбиту Земли — от 2800 кг до 9200 кг в зависимости от модификации и точки запуска. Проектное название — «Русь» [56] .

РН «Союз-СТ»

Ракеты-носители «Союз-СТ» — семейство трёхступенчатых ракет-носителей среднего класса, созданных на базе РН «Союз-2» для обеспечения коммерческих запусков с космодрома Куру . Основные отличия ракеты от базового варианта — доработка системы управления под приём телекоманд с земли на прекращение полёта и доработка телеметрии под европейские наземные станции приёма телеметрической информации [57] . Первый полет 2011 год, на 2020 год выполнено 23 пуска.

Ракета-носитель « Союз-СТ-А », созданная на базе ракеты-носителя « Союз 2-1а », способна выводить на геопереходную орбиту ( ГПО ) космические аппараты массой до 2810 кг, а на солнечно-синхронную орбиту ( ССО ) высотой 820 км — аппараты массой до 4230 кг [58] . « Союз-СТ-Б » на базе ракеты « Союз 2-1б », способна выводить на ГПО до 3250 кг, а на ССО — до 4900 кг [58] .

Нереализованные проекты

История запусков ракеты-носителя «Союз»

Ракета-носитель « Союз-ФГ » при запуске космического корабля « Союз ТМА-5 »

Всего было произведено 32 запуска РН «Союз» (один пуск аварийный и одна авария ракеты на стартовой позиции до пуска).

Первый пуск РН 11А511 «Союз» состоялся 28 ноября 1966 года . На орбиту был выведен беспилотный «Союз» (« Космос-133 »).

Последний пуск состоялся 14 октября 1976 года , на орбиту был выведен транспортный корабль 7К-ТСоюз-23 »).

Список всех запусков ракет-носителей «Союз»

Все запуски ракеты-носителя «Союз» производились с космодрома Байконур , со стартовых площадок № 1 и № 31 , а с 1970 года только со стартовой площадки № 1.

Список запусков ракеты-носителя «Союз»
№ запуска Дата ( UTC ) Номер РН Дата изготовления Полезная нагрузка Тип КК Индекс КК NSSDC ID SCD Стартовый комплекс Результат
1 28 ноября 1966 года У15000-02 1965 Флаг СССР Космос-133 7К-ОК № 2 11Ф615 1966-107A 02601 Флаг СССР Байконур 31 Успех
2 12 декабря 1966 года У15000-01 1965 Флаг СССР 7К-ОК № 1 11Ф615 Флаг СССР Байконур 31 /6 Авария
3 7 февраля 1967 года У15000-04 1965 Флаг СССР Космос-140 7К-ОК № 3 11Ф615 1967-009A 02667 Флаг СССР Байконур 1 Успех
4 23 апреля 1967 года У15000-03 1965 Флаг СССР Союз-1 7К-ОК № 4 11Ф615 1967-037A 02759 Флаг СССР Байконур 1 Успех
5 27 октября 1967 года У15000-05 1965 Флаг СССР Космос-186 7К-ОК № 6 11Ф615 1967-105A 03014 Флаг СССР Байконур 31 Успех
6 30 октября 1967 года Н15000-07 1966 Флаг СССР Космос-188 7К-ОК № 5 11Ф615 1967-107A 03020 Флаг СССР Байконур 31 Успех
7 14 апреля 1968 года Я15000-07 1967 Флаг СССР Космос-212 7К-ОК № 8 11Ф615 1968-029A 03183 Флаг СССР Байконур 31 Успех
8 15 апреля 1968 года У15000-06 1965 Флаг СССР Космос-213 7К-ОК № 7 11Ф615 1968-030A 03193 Флаг СССР Байконур 1 Успех
9 28 августа 1968 года В15000-13 1968 Флаг СССР Космос-238 7К-ОК № 9 11Ф615 1968-072A 03351 Флаг СССР Байконур 31 Успех
10 25 октября 1968 года Я15000-08 1967 Флаг СССР Союз-2 7К-ОК № 11 11Ф615 1968-093A 03511 Флаг СССР Байконур 1 Успех
11 26 октября 1968 года Я15000-10 1967 Флаг СССР Союз-3 7К-ОК № 10 11Ф615 1968-084A 03516 Флаг СССР Байконур 31 Успех
12 14 января 1969 года Я15000-12 1967 Флаг СССР Союз-4 7К-ОК № 12 11Ф615 1969-004A 03654 Флаг СССР Байконур 31 Успех
13 15 января 1969 года Я15000-11 1967 Флаг СССР Союз-5 7К-ОК № 13 11Ф615 1969-005A 03656 Флаг СССР Байконур 1 Успех
14 11 октября 1969 года В15000-14 1968 Флаг СССР Союз-6 7К-ОК № 14 11Ф615 1969-085A 04122 Флаг СССР Байконур 31 Успех
15 12 октября 1969 года Ю15000-19 1969 Флаг СССР Союз-7 7К-ОК № 15 11Ф615 1969-086A 04124 Флаг СССР Байконур 1 Успех
16 13 октября 1969 года Ю15000-18 1969 Флаг СССР Союз-8 7К-ОК № 16 11Ф615 1969-087A 04126 Флаг СССР Байконур 31 Успех
17 1 июня 1970 года Ю15000-21С 1969 Флаг СССР Союз-9 7К-ОК № 17 11Ф615 1970-041A 04407 Флаг СССР Байконур 31 Успех
18 22 апреля 1971 года Х15000-25 1970 Флаг СССР Союз-10 7К-Т № 31 11Ф615А8 1971-034A 05172 Флаг СССР Байконур 1 Успех
19 6 июня 1971 года Х15000-24 1970 Флаг СССР Союз-11 7К-Т № 33 11Ф615А8 1971-053A 05283 Флаг СССР Байконур 1 Успех
20 26 июня 1972 года Ю15000-20 1969 Флаг СССР Космос-496 7К-Т № 33А 11Ф615А8 1972-045A 06066 Флаг СССР Байконур 1 Успех
21 15 июня 1973 года С15000-27 1971 Флаг СССР Космос-573 7К-Т № 36 11Ф615А8 1973-041A 06694 Флаг СССР Байконур 1 Успех
22 27 сентября 1973 года С15000-26 1971 Флаг СССР Союз-12 7К-Т № 37 11Ф615А8 1973-067A 06836 Флаг СССР Байконур 1 Успех
23 30 ноября 1973 года С15000-29 1971 Флаг СССР Космос-613 7К-Т № 34А 11Ф615А8 1973-096A 06957 Флаг СССР Байконур 1 Успех
24 18 декабря 1973 года С15000-28 1971 Флаг СССР Союз-13 7К-Т № 33 11Ф615А8 1973-103A 06982 Флаг СССР Байконур 1 Успех
25 27 мая 1974 года С15000-32 1973 Флаг СССР Космос-656 7К-ТА № 61 11Ф615А9 1974-036A 07313 Флаг СССР Байконур 1 Успех
26 3 июля 1974 года С15000-31 1971 Флаг СССР Союз-14 7К-ТА № 62 11Ф615А9 1974-051A 07361 Флаг СССР Байконур 1 Успех
27 26 августа 1974 года С15000-30 1971 Флаг СССР Союз-15 7К-ТА № 63 11Ф615А9 1974-067A 07421 Флаг СССР Байконур 1 Успех
28 10 января 1975 года Х15000-22 1970 Флаг СССР Союз-17 7К-Т № 38 11Ф615А8 1975-001A 07604 Флаг СССР Байконур 1 Успех
29 5 апреля 1975 года Х15000-23 1970 Флаг СССР Союз-18А 7К-Т № 39 11Ф615А8 Флаг СССР Байконур 1 Частично
30 24 мая 1975 года Ф15000-33 1975 Флаг СССР Союз-18 7К-Т № 40 11Ф615А8 1975-044A 07818 Флаг СССР Байконур 1 Успех
31 6 июля 1975 года Ф15000-34 1975 Флаг СССР Союз-21 7К-Т № 41 11Ф615А8 1975-064A 08934 Флаг СССР Байконур 1 Успех
32 14 октября 1976 года Э15000-35 1976 Флаг СССР Союз-23 7К-ТА № 65 11Ф615А9 1976-100A 09477 Флаг СССР Байконур 1 Успех

Первая телевизионная трансляция запуска советской ракеты в космос состоялась 26 октября 1968 года во время старта космического корабля « Союз-3 », пилотируемого Георгием Береговым .

Инцидент 14 декабря 1966 года

После удачного запуска РН «Союз» 28 ноября 1966 года с аппаратом « Союз 7К-ОК » серии № 2 следующий испытательный запуск был намечен на 14 декабря 1966 года .

В качестве полезной нагрузки было решено использовать «Союз 7К-ОК» серии № 1. Поскольку данный аппарат не имел пары, проверить режим автоматической стыковки было невозможно, зато можно было проверить работу бортовых систем корабля. [55]

При подготовке пуска на одном из боковых блоков не сработал пирозапал. Автоматика дала «отбой» и ракета осталась на старте. Начались работы по сливу топлива, персонал покинул бункер и находился у подножия ракеты. Через 27 минут после отмены пуска внезапно сработала система аварийного спасения корабля. Как выяснилось эта система оставалась включенной и продолжала следить за состоянием и положением корабля.

Через некоторое время гироскопические датчики зафиксировали угловое отклонение космического корабля, появившееся из-за вращения Земли, и выдали аварийный сигнал. Спускаемый аппарат и бытовой отсек с помощью твердотопливных двигателей были подняты на высоту около километра где произошло отделение спускаемого аппарата и он спустился на парашюте. [55]

В приборно-агрегатном отсеке, оставшемся на ракете-носителе, загорелся теплоноситель, выливавшийся из трубопроводов, на которых отсутствовали обратные клапаны. Через двадцать семь минут после отделения системы аварийного спасения один за другим последовали несколько взрывов, но этого времени оказалось достаточно, чтобы большинство людей успели покинуть опасную зону. Майор Коростылёв из испытательного управления решил не бежать, а спрятаться за стену ограждения и погиб, задохнувшись в дыму. На следующий день после пожара умерли ещё два солдата.

После катастрофы было решено совершить дополнительные испытательные запуски, а пилотируемые полёты временно приостановить. Для нового пуска начали готовить «Союз 7К-ОК» № 3, старт которого назначили на 15 января 1967 года . Запуск пилотируемых «Союзов» № 4 и № 5 наметили на март 1967 года.

Старт корабля «7К-ОК» № 3 (« Космос-140 ») с манекеном на борту состоялся 7 февраля 1967 года . Пуск был удачным, хотя из-за отказов в системе ориентации корабль израсходовал слишком много топлива, не смог выполнить все поставленные задачи и вынужден был совершить посадку в незапланированном районе — в Аральском море , где, впоследствии и затонул.

Инцидент 5 апреля 1975 года

5 апреля 1975 года , 11:04 утра, космодром Байконур , стартовый комплекс № 1 . Пуск ракеты-носителя «Союз 11А511 », которая должна была вывести на околоземную орбиту космический корабль « Союз-18А ».

На борту космического корабля находился экипаж в составе:

При выведении корабля на орбиту, в работе бортовых систем третьей ступени ракеты-носителя произошёл сбой и автоматика приняла решение на аварийное отделение корабля от носителя. Разделение произошло на высоте около 150 километров над поверхностью Земли.

Спуск космического корабля на Землю произошёл по баллистической траектории с большими перегрузками, достигавшими 15g. Спускаемый аппарат корабля совершил посадку юго-западнее города Горно-Алтайск на склоне горы. После касания земной поверхности спускаемый аппарат покатился вниз по склону и остановился только зацепившись за росшее на краю пропасти дерево. Космонавты спаслись потому, что не произвели отстрел парашюта. Из спускаемого аппарата они были эвакуированы с помощью вертолёта.

Продолжительность полёта космонавтов составила 21 минуту 27 секунд.

См. также

Примечания

Комментарии
  1. Общая длина ракеты-носителя «Союз» зависела от типа полезной нагрузки и модификации.
  2. Различие в количестве пусков связано, с различным подходом к понимаю термина «пуск», «Новости космонавтики» не относят к пускам взрыв РН на стартовом столе 14 декабря 1966 года, произошедший до выдачи сигнала «контакт подъёма», т. е. до отрыва ракеты от стола.
  3. В разные периоды развития ракетно-космической отрасли ракеты и ракеты-носители носили индексы разных управлений. В качестве справки можно привести выдержку из статьи « Космические войска » — «В 1964 году для централизации работ по созданию новых ракет, а также оперативного решения вопросов применения космических средств было создано Центральное управление космических средств ( ЦУКОС ) Ракетных войск стратегического назначения ( РВСН ). В 1970 году оно было реорганизовано в Главное управление космических средств ( ГУКОС ) РВСН». Также в статье « Индекс ГРАУ » указано: «Управление ракетного вооружения РВСН использовало для своих изделий уже существовавший номер отдела 8. Позднее из УРВ РВСН выделилось ГУКОС — Главное управление космических средств, которое при присвоении индексов использовало номер отдела 11. В дальнейшем, в связи с бурным развитием новой техники, УВ ПВО, УРВ РВСН и ГУКОС ввели новые отделы. УРВ РВСН в настоящее время присваивает индексы с номером отдела 15, а ГУКОС использует номера отделов 14 и 17».
Использованная литература и источники
  1. 1 2 3 4 Ракета-носитель «Союз» (11A511) .
  2. Трёхступенчатая ракета-носитель «Союз» .
  3. 1 2 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 81.
  4. 1 2 3 Статистика пусков РН «Союз» .
  5. 1 2 3 Новости космонавтики, 4, 2013 , с. 6.
  6. 1 2 3 4 5 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 17.
  7. 1 2 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 17—18.
  8. Доклад на конференции «Королёвские чтения» .
  9. 1 2 3 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 18.
  10. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 22.
  11. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 23—24.
  12. 1 2 3 4 5 6 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 26.
  13. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 28.
  14. Ивкин, Сухина, 2010 , с. 613—614.
  15. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 38.
  16. 1 2 3 4 5 6 7 Главная ракета XX века .
  17. Советская космическая инициатива в государственных документах (1946—1964 гг.), 2008 , с. 96—100.
  18. 1 2 3 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 29.
  19. 1 2 Ракеты-носители семейства Р-7 .
  20. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 20.
  21. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 29.
  22. 1 2 3 4 5 6 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 30.
  23. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 57.
  24. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 58—59.
  25. Космические средства выведения среднего класса типа «Союз», 1998 .
  26. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 44.
  27. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 60—64.
  28. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 45—49.
  29. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 50—52.
  30. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 54.
  31. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 68.
  32. 1 2 3 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 79.
  33. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 67.
  34. 1 2 Новости космонавтики, 04, 2002 , с. 64.
  35. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 79—80.
  36. 1 2 3 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 80.
  37. 1 2 3 4 5 6 Кобелев В. Н. «Ракеты-носители», 1993 , с. 21.
  38. 1 2 Кобелев В. Н. «Ракеты-носители», 1993 , с. 22.
  39. 1 2 Кобелев В. Н. «Ракеты-носители», 1993 , с. 23.
  40. 1 2 3 ЖРД РД-107 и РД-108 .
  41. 1 2 Основные двигатели разработки НПО «Энергомаш» .
  42. 1 2 Кобелев В. Н. «Ракеты-носители», 1993 , с. 25.
  43. 1 2 Кобелев В. Н. «Ракеты-носители», 1993 , с. 24.
  44. 1 2 РД0107, РД0108, РД0110 .
  45. ГОСТ 10227-86 .
  46. Lewis, 1924 .
  47. 1 2 Популярная механика, 1998 .
  48. Ракета-носитель «Союз» (11A511) .
  49. 1 2 Космические Аппараты , galspace.spb.ru.
  50. 1 2 3 4 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 94.
  51. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 95.
  52. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 94—95.
  53. Encyclopedia Astronautica .
  54. Gunter's space page .
  55. 1 2 3 Ракеты-носители созданные в КБ Королёва .
  56. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 154—175.
  57. Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 176—177.
  58. 1 2 Самарские ступени «Семёрки», 2011 , с. 178.

Литература

Статьи

Ссылки

Русскоязычные ресурсы

Ресурсы на других языках