Министерство образования и науки Российской Федерации
Государственное образовательное учреждение
высшего профессионального образования
«Омский государственный технический университет»
Производственное объединение «Полет» -
филиал федерального государственного унитарного предприятия
«ГКНПЦ имени М. В. Хруничева»
В. Н. Блинов, Н. Н. Иванов, Ю. Н. Сеченов,
В. В. Шалай
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ.
ПРОЕКТЫ И РЕАЛЬНОСТЬ
Книга 1
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ РОССИИ И УКРАИНЫ
Справочное пособие
Омск
Издательство ОмГТУ
2011

УДК 629.764(035)
ББК 39.62я2
Р19
Р19 Ракеты-носители. Проекты и реальность : справ, пособие : в 2 кн. /
В. Н. Блинов, Н. Н. Иванов, Ю: Н. Сеченов, В. В. Шалай. - Омск : Изд-во
ОмГТУ,2011.
ISBN 978-5-8149-1118-6
Кн. 1 : Ракеты-носители России и Украины. - 380 с.: ил.
ISBN 978-5-8149-1119-3
Представлены систематизированные сведения об основных
технико-экономических характеристиках российских и зарубежных ракет-носителей. Приведена
классификация ракет-носителей по подклассам. Представлены технические характеристики
двигателей и разгонных блоков, используемых при создании ракет-носителей.
Изложены основные тенденции в создании ракет-носителей. Дан обзор использования
ракет-носителей.
В книге 1 изложена информация по российским и украинским ракетам-носителям.
Предназначено для студентов и аспирантов аэрокосмических специальностей вузов.
УДК 629.764(035)
ББК 39.62я2
ISBN 978-5-8149-1119-3 (кн. 1) ® ГОУ ВП0 «Омский государственный
ISBN 978-5-8149-1118-6 технический университет», 2011

СОДЕРЖАНИЕ
СПИСОК ПРИНЯТЫХ СОКРАЩЕНИЙ 5
ВВЕДЕНИЕ 7
1. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «АВРОРА» 8
2. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «АМУР-5» 16
3. ПРОЕКТЫ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ СЕМЕЙСТВА «АНГАРА» 18
4. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «БАЙКАЛ» 29
5. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ВИКТОРИЯ-К» 36
6. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ВОЛНА» 41
7. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ДНЕПР» 45
8. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ЕДИНСТВО» 59
9. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ЕНИСЕЙ-5» 62
10. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЗЕНИТ» 64
11. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЗЫБЬ» 83
12. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «КВАНТ» 84
13. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «КОСМОС-ЗМ» 87
14. ПРОЕКТ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ СЕМЕЙСТВА «МАЯК» 105
15. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «НЕВА» 106
16. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ОНЕГА» 109
17. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ПРИБОЙ» 112
18. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «ПРОТОН» 114
19. ПРОЕКТ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ СЕМЕЙСТВА «РИКША» 134
20. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «РИФ-МА» 139
21. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «РОКОТ» 140
21.1. Конструктивные особенности и эксплуатационные
характеристики ракеты-носителя «Рокот» 140
21.2. Влияние пусков ракет-носителей «Рокот» на окружающую среду ....153
22. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «РОССИЯНКА» 159
23. ПРОЕКТЫ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ СЕМЕЙСТВА «РУСЬ» 162
23.1. Проект ракеты-носителя «Русь» 162
23.2. Проект ракеты-носителя «Русь-М» 162
3

24. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «СОЮЗ» 168
24.1. Ракета-носитель «Союз-У» 168
24.2. Ракета-носитель «Молния-М» 174
24.3. Ракета-носитель «Союз-2» («Союз-2.1А», «Союз-2.1Б») 176
24.4. Проект ракеты-носителя «Союз-1» («Союз-2.1В») 189
24.5. Проект ракеты-носителя «Союз-2.3» 192
24.6. Проект ракеты-носителя «Союз-ST» («Союз-СТ») 196
25. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «СТАРТ» 203
26. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «СТРЕЛА» 220
27. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «ЦИКЛОН» 232
27.1. Ракета-носитель «Циклон-2» 232
27.2. Проект ракеты-носителя «Циклон-2К» 236
27.3. Ракета-носитель «Циклон-3» 244
27.4. Проект ракеты-носителя «Циклон-4» 255
28. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «ШТИЛЬ» 265
29. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЭНЕРГИЯ» 271
30. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ЯМАЛ» 272
31. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ 11К37 275
32. ПРОЕКТ СЕМЕЙСТВА СУПЕРТЯЖЕЛЫХ МЕТАНОВЫХ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ РАЗРАБОТКИ ГКНПЦ ИМЕНИ
М.В. ХРУНИЧЕВА 299
33. ЭКЗОТИЧНЫЙ ПРОЕКТ СЕМЕЙСТВА ТЯЖЕЛЫХ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ 301
34. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ МНОГОКРАТНОГО ПРИМЕНЕНИЯ....303
35. ПРОЕКТ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ 306
36. РАЗГОННЫЕ БЛОКИ 311
36.1. Проекты кислородно-водородных разгонных блоков разработки
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева 312
36.2. Разгонные блоки разработки РКК «Энергия» 315
36.3. Разгонные блоки разработки ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» 323
36.4. Разгонные блоки разработки НПО им. С.А. Лавочкина 324
36.5. Разгонные блоки семейства «Бриз» 334
36.6. Проекты разгонных блоков КБ «Арсенал» 342
36.7. Проекты автономных космических буксиров МКК «Космотрас» 343
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 346
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 347

СПИСОК ПРИНЯТЫХ СОКРАЩЕНИЙ
АК - азотная кислота;
АКБ - автономный космический буксир;
АМС - автоматическая межпланетная станция;
АПБ - агрегатно-приборный блок;
AT - азотный тетраоксид;
БАСУ - бортовая аппаратура системы управления;
БРПЛ - баллистическая ракета подводной лодки;
БРСД - баллистическая ракета средней дальности;
БЦВМ - бортовая цифровая вычислительная машина;
БЦВК - бортовой цифровой вычислительный комплекс;
ГВМ - габаритно-весовой макет;
ГО - головной блок;
ГСО - геосинхронная орбита;
ГСП - гиростабилизированная платформа;
ДЗЗ - дистанционное зондирование Земли;
ДУ - двигательная установка;
ЖРД - жидкостной ракетный двигатель;
ЗК - защитный кожух;
КА - космический аппарат;
КВРБ - кислородно-водородный разгонный блок;
КГЧ - космическая головная часть;
КДУ - корректирующая двигательная установка;
КК - космический корабль;
КРК - космический ракетный комплекс;
КСЭС - космическая солнечная электрическая станция;
ЛКИ - летно-конструкторские испытания;
МБО - мобильная башня обслуживания;
МБР - межконтинентальная баллистическая ракета;
МИК - монтажно-испытательный корпус;
ЛКИ - летно-конструкторские испытания;
НДМГ - несимметричный диметилгидразин;
НИР - научно-исследовательская работа;
НТС - научно-технический совет;
ОКР - опытно-конструкторская работа;
ОСИ - огневые стендовые испытания;
ПЗУ - программно-запоминающее устройство;
ПРО - противоракетная оборона;
ПС - парашютная система;
РБ - разгонный блок;

РДТТ - ракетный двигатель твердого топлива;
РН - ракета-носитель;
РП - район падения;
РСУ - реактивная система управления;
СЗБ - сборочно-защитный блок;
С К - стартовый комплекс;
СМТ - система малой тяги;
СОЗ - система обеспечения запуска;
СПГ - сжиженный природный газ;
ССО - солнечно-синхронная орбита;
СУ - система управления;
УКСС - универсальный комплекс стенд-старт;
УРБ - универсальный ракетный блок;
УРМ - универсальный ракетный блок;
У СЗБ - унифицированный сборочно-защитный блок;
ШПУ - шахтная пусковая установка

ВВЕДЕНИЕ
История развития ракетной техники неразрывно связана с ее постоянным
совершенствованием. Происходит постоянное усложнение задач, поставленных
перед изделиями ракетной техники. При этом упор делается на повышение
результатов космической деятельности.
Современные средства выведения являются сложными и дорогостоящими
техническими устройствами. Поэтому естественным является стремление к
снижению стоимости разработки и изготовления ракет-носителей и разгонных
блоков при безусловном сохранении надежности и безотказности их
функционирования в полете.
Решению данной задачи, в определенной степени, способствует
разработка средств выведения с широким применением унифицированных базовых
конструкций (универсальных модулей) и доступной элементной базой.
В настоящей книге справочного пособия представлена информация по
разрабатываемым и изготавливаемым ракетам-носителям и разгонным блокам
России (СССР) и Украины.
Издание снабжено широким библиографическим списком
использованной периодической литературы.
Авторы выражают признательность Морозову Б.В. за помощь в
подготовке материалов настоящего справочного пособия.

1. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «АВРОРА»
Проект РН «Аврора» - это проект модернизации РН «Союз». Существует
два проектных варианта данной РН: трехступенчатый (без РБ) и
четырехступенчатый (с РБ «Корвет»).
Первый вариант РН «Аврора» спроектирован для доставки полезного
груза на низкую околоземную орбиту.
Второй вариант РН «Аврора» предназначен для доставки полезного груза
на орбиту переходную к геостационарной и геостационарную орбиту.
Для пусков обоих типов РН «Аврора» планировалось использоватт один
и тот же стартовый комплекс.
Пуски РН «Аврора» планировалось выполнять с о. Рождества в
Индийском океане (в 1,5 тыс. км к северо-востоку от Австралии).
РН «Аврора» с РБ «Корвет» имеет стартовую массу 379 т.
Трехступенчатый вариант РН «Аврора» при старте с о. Рождества
способен доставлять на низкую орбиту высотой 200 км с наклонением 11,3°
полезный груз массой 11,86 т.
Четырехступенчатый вариант РН «Аврора» при старте с о. Рождества
способен вывести на орбиту переходную к геостационарной орбите с
наклонением 11,3° высотой 200 км х 36000 км КА массой 4,35 т, а на геостационарную
орбиту - КА массой 2,6 т.
При запусках на приэкваториальную орбиту с наклонением 11,3° трасса
полета РН «Аврора» пройдет над западной частью Индийского океана между
островами Индонезии и Австралией. На протяжении первых 4500 км эта трасса
не подходит к суше ближе, чем на 40 км и лишь потом пересекает южную часть
острова Новая Гвинея и идет дальше уже над Тихим океаном. При пусках на
орбиты среднего наклонения (51,6°) трасса идет на юго-восток, пересекая
территорию Западной Австралии. При пусках на солнечно-синхронные орбиты
трасса идет на юго-юго-запад. По данному направлению до самой Антарктиды
суши нет. Районы падения четырех блоков первой ступени РН, головного
обтекателя, второй ступени и третьей ступени РН (при пусках четырехступенчатой
РН с довыведением с помощью РБ) лежат соответственно в 366 км, 940 км,
1600 км и 7000-7300 км от места старта.
Отработавшие ступени РН будут падать исключительно в океан, что
несколько упрощает проблему с полями падения. Однако при пусках на
приэкваториальную орбиту районы падения ступеней РН лежат в районах с достаточно
напряженным судоходством.
Общий вид РН «Аврора» представлен на рис. 1.1.

Рис. 1.1. Общий вид РН «Аврора» [460]
В таблице 1.1. представлены характеристики РН «Аврора».
Характеристики РН «Аврора» [453]
Таблица 1.1
Наименование
1. Стартовая масса, т
2. Масса КА на опорной орбите при запуске
с космодрома Байконур (Нкр = 200 км,
i = 51°),T
3. Масса КА на геопереходной орбите при
запуске, т:
- с космодрома Байконур;
- с космодрома на острове Рождества
4. Масса КА на геостационарной орбите при
запуске, т:
- с космодрома Плесецк;
- с космодрома Байконур;
- с космодрома на острове Рождества
5. Компоненты топлива всех ступеней РН и
разгонного блока
Величина
379
11,0
3,30
4,35
1,1
1,6
2,6
О2+РГ-1

Наименование
6. Рабочий запас топлива, т:
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН;
- третья ступень РН;
- разгонный блок «Корвет»
7. Тяга двигательных установок в вакууме, тс:
- первая ступень РН (четыре 14Д22);
- вторая ступень РН (один 11Д111 и один
ПД55Р);
- третья ступень РН (один 11Д451);
- разгонный блок (один 11Д58МФ)
8. Максимальная перегрузка, ед.
9. Максимальный скоростной напор, кгс/м2
10. Дальность падения, км: '
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН и головной обтекатель
11. Габаритные размеры РН, м:
- длина;
- максимальный поперечный размер
12. Габаритные размеры первой ступени РН:
- длина;
- диаметр
13. Габаритные размеры второй ступени РН:
- длина;
- диаметр
14. Габаритные размеры третьей ступени РН:
- длина;
- диаметр
15. Габаритные размеры разгонного блока
«Корвет»:
- длина;
■ -диаметр
16. Габаритные размеры головного обтекателя:
- длина;
- диаметр;
- диаметр зоны размещения полезного груза
Величина
4x37,75
151,8
28,0
10,0
4x104,1
1x188+1x28.0
30,6
8«,0
4,5
3500
50
1535
49,815
8,6... 10,3
19,602
3,480
27,625
3,440
6,889
3,440
5,180
3,454
16,065
4,140
3,650
В программе по созданию РН «Аврора» предусматривалось участие
Росавиакосмоса, РКК «Энергия», самарского завода «Прогресс», московского КБ
общего машиностроения, австралийской компании «Эйша пасифик спейс
сентр».
10

Росавиакосмосом в 2001 г. было заключено соглашение о сотрудничестве
с австралийской стороной.
К 2003 году были завершены работы над проектом стартовой площадки
для РН «Аврора».
Изначально на РН «Аврора» (ранее известной также под обозначением
«Ямал») планировалось заменить двигатель РД-108 центрального блока на
двигатель НК-33 (11Д111), разработанный в свое время в куйбышевском КБ
Н.Д. Кузнецова для варианта лунной РН Н-1.
Общий вид блока «А» РН «Аврора» показан на рис. 1.2.
Рис. 1.2. Блок «А» РН «Аврора»
Боковые блоки РН «Аврора» заимствовала от РН «Союз-2».
В качестве третьей ступени РН «Аврора» планировалось использовать
усовершенствованный блок «И» с модификацией двигателя РД-0124
воронежского КБХА [398].
Общий вид блока «И» РН «Аврора» представлен на рис. 1.3.
11

Рис. 1.3. Блок «И»
Усиленный вариант блока «И» РН «Союз» с увеличенным запасом
топлива служит третьей ступенью РН «Авроры». На ней устанавливается один четы-
рехкамерный двигатель РД-0124Э (11Д451).
Система управления РН «Аврора» разработана на основе системы
управления РБ ДМ.
В качестве четвертой ступени РН планировалось использовать РБ
«Корвет» или «Таймыр», проектируемые РКК «Энергия» на базе основных решений
РБ семейства ДМ.
Основным силовым элементом конструкции РБ «Корвет» является
каркасный межбаковый отсек, связывающий в единую силовую схему бак
горючего и бак окислителя с фермой подвески.
Бак окислителя имеет форму чечевицы; бак горючего - тора. Ось тора
наклонена по отношению к продольной оси РБ «Корвет» для уменьшения
незабора топлива.
К каркасному отсеку с помощью стержней крепится маршевый двигатель
11Д58МФ (модификация двигательной установки РБ ДМ).
Аппаратура и агрегаты пневмогидравлической системы подачи
компонентов топлива устанавливаются в основном на верхнем днище бака горючего.
Общий вид блока РБ «Корвет» показан на рис. 1.4.
12

02780
Рис. 1.4. РБ «Корвет»
На стержнях верхней опорной фермы установлены антенны аппаратуры
спутниковой навигации и системы «Квант-ВД».
Для обеспечения ориентации и стабилизации РБ «Корвет» на пассивных
участках полета используются два блока вспомогательных двигательных
установок, работающих на газообразном кислороде и нафтиле РГ-1.
Сухая масса РБ «Корвет» - 1649 кг. Масса заправки РБ «Корвет» -Ют
[474].
Ракета космического назначения «Аврора» включает в свой состав
ракету-носитель и космическую головную часть.
Трехступенчатая РН «Аврора» выполнена по схеме с продольным
делением блоков первой (блоки Б, В, Г и Д) и второй (блок А) ступеней РН.
Третья ступень (блок «И») располагается последовательно с блоком А и
стыкуется с его передним ферменным отсеком.
Все двигатели работают на жидком кислороде и нафтиле РГ-1
(«космический» керосин).
На центральном блоке РН «Аврора» планировалось использовать
комбинацию из одного ЖРД НК-33 (11Д111) в центре и одного четырехкамерного
рулевого ЖРД РД-0124Р (модификация ЖРД РД-0124 третьей ступени РН
«Союз-2») по периферии. Запас топлива на центральном блоке по сравнению с
РН типа «Союз» увеличен на 50 т.
На четырех блоках первой ступени РН «Аврора» будут стоять ЖРД
РД-117А (14Д22), разработанные для РН «Союз-ФГ». От ранее
использовавшихся ЖРД РД-117 и РД-118 (соответственно 11Д511 и 11Д512) они
отличаются новыми центробежными однокомпонентными форсунками.
13

На РН «Аврора» планировалось использовать надкалиберный головной
обтекатель с внешним диаметром 4140 мм и длиной 16065 мм. Зона полезного
груза под головным обтекателем имеет диаметр 3650 мм, хотя при
использовании специальных переходников диаметр зоны полезного груза увеличивается
до 3750 мм. Длина зоны полезного груза под головным обьекателем в
четырехступенчатом варианте составляет 5000 мм, а в трехступенчатом - 10000 мм.
Структурный состав РН «Аврора» показан на рис. 1.5.
Рис. 1.5. РН <(Аврора» [471]
14

Головной обтекатель РН «Аврора» имеет диаметр 4,1 м [411].
РБ с двигателем 11Д58М и заправкой до 10 т топлива оснащался
стандартными европейскими интерфейсами для сопряжения с коммерческими КА.
РН «Аврора» является экспортным вариантом РН «Ямал», создаваемой на
базе РН семейства «Союз».
Характерной чертой ракетно-космического комплекса «Аврора»
предполагалась адаптация проверенного практикой российского оборудования к
новым условиям.
Проект РН «Аврора» не был реализован из^за нехватки финансовых
средств [387].
15

2. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «АМУР-5»
ГКНТЩ им. М.В. Хруничева разработал проект РН «Амур-5»,
относящейся к классу сверхтяжелых РН.
Основные параметры РН «Амур-5» представлены в таблице 2.1 [534].
Таблица 2.1
Основные параметры РН «Амур-5»
Параметр
1. Масса полезного груза на орбите высотой 200 км и
наклонением 51,8°, т
2. Масса полезного груза на геостационарной
орбите, т
3. Относительная масса полезного груза, %
4. Стартовая масса, т
5. Стартовая тяговооруженность
6. Компоненты топлива:
- первая ступень РН;
— вторая ступень РН;
- третья ступень РН
7. Маршевые двигатели (суммарная тяга, т):
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН;
- третья ступень РН
8. Рабочие запасы топлива, т:
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН;
- третья ступень РН
9. Масса головного обтекателя, т
РН «Амур-5»
125,0
30,0
4,8
2583,0
1,43
Жидкий кислород +
керосин
Жидкий кислород +
керосин
Жидкий кислород +
жидкий водород
4хРД-170(2960)
1 хРД-170(806)
2хРД-0146(20)
1 хрД-0120(196)
1620,0
420,0
160,0
7
Трехступенчатая РН «Амур-5» строится по смешанной схеме.
Первые две ступени РН, оснащенные кислородно-керосиновыми
двигателями РД-170, работают со старта параллельно, а третья ступень РН с
кислородно-водородным двигателем РД-0120 включается после отделения от второй
ступени РН. Все четыре боковых блока и центральный блок имеют диаметр
4,1 м, тогда как третья ступень РН - 7,7 м.
Общий вид РН «Амур-5» представлен на рис. 2.1.
16

Рис. 2.1. РН «Амур-5»
В целом компоновкой РН «Амур-5» повторяет
конструктивно-компоновочную схему РН «Ангара-5». По массе полезного груза, выводимого на
низкую околоземную орбиту (125 т) — РН «Амур-5» стоит в одном ряду с
американским супертяжеловесом РН Ares V [271].
17

3. ПРОЕКТЫ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
СЕМЕЙСТВА «АНГАРА»
Создание семейства ракет-носителей под общим названием «Ангара»
началось в России еще в 1992 году, когда правительство поставило перед
ведущими космическими КБ глобальную цель: стать на 100% независимыми в
космической деятельности. Нужна была РН, которую можно было бы
экономически эффективно и надежно запускать с единственного российского космодрома
в Плесецке (Архангельская область). В 1994 году победу в конкурсе одержал
ГКНПЦ имени Хруничева, который и приступил к разработке РН.
Первоначально испытательный запуск РН «Ангара» с космодрома
Плесецк был запланирован на 2003 год. Однако из-за проблем с финансированием
работ по созданию наземного комплекса работа затянулась.
Самое главное преимущество РН «Ангара», как и планировалось, в том,
что она дает России возможность запускать тяжелые РН прямо со своей
территории, а не с космодрома Байконур, который расположен в Казахстане
(несмотря на то, что договор об аренде Байконура подписан до 2050 года). Таким
образом, будет обеспечен немного более дорогой (из-за большего удаления точки
запуска от экватора), но зато независимый доступ в космос. Благодаря РН
«Ангара» с Плесецка можно будет запускать как тяжелые КА, так и относительно
легкие КА [280].
ГКНПЦ имени Хруничева рассчитывает выйти на мировой рынок
запусков. Использование РН «Ангара» сможет обеспечить клиентам более
экономически интересные условия вывода на орбиту КА, чем их конкуренты на
американских РН Atlas 5 или европейских РН Ariane 5.
Создание РН «Ангара» является задачей особой государственной
важности. Его заказчиками определены министерство обороны и Федеральное
космическое агентство, а космический центр имени Хруничева - головным
разработчиком, отвечающим за разработку, изготовление, испытания семейства
РН «Ангара».
Достоинства РН «Ангара» - унифицированность (вне зависимости от
варианта для нее будут единая система управления и единый стартовый
комплекс) и экологическая чистота [279].
На рис. 3.1. показаны макеты РН «Ангара-1.1» и «Ангара-1.2» (старый
вариант) [347].
В линейку РН семейства «Ангара» разработки ГКНПЦ им. М.В.
Хруничева входят РН от легкого до тяжелого классов - от «Ангары-1.2» до
«Ангары-7В».
На рис. 3.2. показаны макеты РН семейства «Ангара»: -5П, -5, -3 и -1.2.
18

Рис. 3.1. Макеты РН «Ангара-1.1» и «Ангара-1.2» (старый вариант) [347]
Рис. 3.2. Макеты РН семейства «Ангара»: -5П, -5, -3, и -1.2 [347]
19

Выгодной особенностью новой РН является работа на экологически
чистых компонентах топлива - кислороде и керосине. Среди всех кислородно-
керосиновых ракетных двигателей, существующих в мире, например двигатель
14Д23/РД-0124А обладает самым высоким удельным импульсом тяги [274].
РН «Ангара» стали первыми «кислородно-керосиновыми» изделиями для
ГКНПЦ им. Хруничева. Они существенно отличаются от «гептиловых» РН,
ранее освоенных этим предприятием. Прежде всего, в производстве используется
совершенно другая технология изготовления и подготовки внутренних
поверхностей под кислород. Соответственно ужесточились требования по чистоте. На
ракетно-космическом заводе ГКНПЦ им. Хруничева пришлось создавать
специальные «чистые» помещения под производство блоков РН «Ангара» [275].
Основные характеристики РН семейства «Ангара» (уточняемые в
процессе их создания), разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева приведены в
таблице 3.1.
Таблица 3.1
Основные характеристики РН семейства «Ангара»
Наименование
1. Класс РН
2. Космодром
3. Стартовая
масса, т
4. Стартовая
тяговоору-
женность
5. Максимальный
поперечный
размера
6. Длина, м
7. Компоненты
и рабочий запас
топлива, т:
- первая ступень
РН;
- вторая
ступень РН;
- третья
ступень РН
РН
«Ангара-А 1.2»
Легкий
Плесецк
171
1,146
3,6
41,5
Жидкий
кислород +
керосин (130)
Жидкий
кислород +
керосин
РН
«Ангара-A3»
Средний
Плесецк
481
1,22
8,7
43,6
Жидкий
кислород +
керосин(260)
Жидкий
кислород +
керосин
Жидкий
кислород +
керосин
РН
«Ангара-А5»
Тяжелый
Плесецк
773
1,27
8,7
48,6
Жидкий
кислород +
керосин (520)
Жидкий
кислород +
керосин
Жидкий
кислород +
керосин
РН
«Ангар а-А5»
Тяжелый
Байконур
(«Байтарек»)
773
1,27
8,7
52,0
Жидкий
кислород +
керосин (520)
Жидкий
кислород +
керосин
Жидкий
кислород +
керосин
РН
«Аигара-А7»
Тяжелый
Плесецк
1133
1,21
10,2
52,0
Жидкий
кислород f
керосин(780)
Жидкий
кислород +
керосин
20

Наименование
8. Тип и тяга
двигательной
установки, т:
- первая
ступень РН;
- вторая
ступень РН;
- третья
ступень РН
9. Масса
полезного груза,
выводимого
РН, т:
- па орбите
М = 200 км,
i = 63°;
- на
геопереходной орбите;
- на
геосинхронной орбите
10.
Относительная масса
полезного груза,
%
РН
«Ангара-А 1.2»
1 х РД-191
(196/213)*
1 х РД-0124А
(-/30)
3,8
2,22
РН
«Ангара-A3»
2 х РД-191
(392/426)
1 х РД-191
(196/213)
1 х РД-0124А
(-/30)
14,6
3,6(сКВСК)
2,4 (с РБ
«Бриз-М»
2,0 (с КВСК)
1,0 (с РБ
«Бриз-М»
3,04
РН
«Ангара-А5»
4 х РД-191
(784/852)
1 х РД-191
(196/213)
1 хрд-0124А
(-/30)
24,5
7,5(сКВТК)
5,4 (с РБ
«Бриз-М»
4,6 (с КВТК)
3,0 (с РБ
«Бриз-М»
3,17
РН
«Ангара-А5»
4 х РД-191
(784/852)
1 х РД-191
(196/213)
1 х РД-0124А
(-/30)
25,6
8,2 (с КВТК)
6,8 (с РБ
«Бриз-М»
5,0 (с КВТК)
3,7 (с РБ
«Бриз-М»
3,31
РН
«Ангара-А7»
6 х РД-191**
(1176/1296)
1 х РД-191**
(196/216)
35,0
12,5
(с КВТК-А7)
7,6
(с КВТК-А7)
3,09
Примечание: * - тяга, тс (в числителе - на Земле, в знаменателе - в пустоте);
** - с выдвижным сопловым насадком.
РН «Ангара» создается исключительно на основе
кислородно-керосиновых ступеней, водород планируется применять только в перспективных
разгонных блоках.
Универсальный ракетный модуль - «фундамент» семейства РН «Ангара».
Принцип создания - как в детской игре «лего» - в зависимости от полезной
нагрузки меняется различное количество блоков и РН может быть легкого,
среднего или тяжелого класса [276].
Универсальный ракетный модуль на компонентах кислород - керосин
представляет собой законченную конструкцию, состоящую из баков
окислителя и горючего, соединенных проставкой, и двигательного отсека [277].
21

Универсальный ракетный модуль УРМ-1 на компонентах «жидкий
кислород - керосин» представляет собой законченную конструкцию, состоящую
из баков окислителя и горючего, соединенных проставкой, и двигательного
отсека [348]. Каждый УРМ-1 оснащается одним маршевым жидкостным
ракетным двигателем РД-191 разработки НПО «Энергомаш» (г. Химки Московской
обл.). Этот однокамерный ЖРД создается на базе четырехкамерного двигателя,
применявшегося на ускорителях первой ступени РН «Энергия» и «Зенит»
(РД-170/171).
При создании двигателя РД-191 НПО «Энергомаш» были применены
самые современные технологии и новые способы компоновки, в результате чего
удалось обеспечить те тактико-технические характеристики, которые нужны
РН «Ангара». У нового двигателя высокий к.п.д. и при своей массе он выдает
гораздо больше мощности, чем его предшественники [278].
Общий вид двигателя РД-191 представлен на рис. 3.3.
Рис. 3.3. Двигатель РД-191
Универсальный ракетный модуль УРМ-2 по компоновке во многом
аналогичен модулю УРМ-1, но оснащен двигателем РД-0124А разработки КБ
химавтоматики (г. Воронеж). Этот четырехкамерный ЖРД создается для
использования как в составе УРМ-2, так и модифицированного блока «И»
РН«Союз-2-1Б».
Семейство ракет-носителей «Ангара» включает в себя РН четырех типов
от легкого до тяжелого классов в диапазоне грузоподъемностей от 1,5 т до 30 т
на низкой околоземной орбите.
22

В качестве нижних ступеней РН легкого класса «Ангара-А 1.1» и -А 1.2
используется один, а РН тяжелого класса «Ангара-А5» - пять УРМ-1.
Рассматривается возможность применения РН с тремя модулями. В
качестве верхних ступеней на РН «Ангара-А1.2» и «Ангара-А5» используется УРМ-
2 как вторая и третья ступень РН соответственно.
Пуски всех РН серии «Ангара» планируется проводить с космодрома
Плесецк с использованием наземной инфраструктуры, созданной ранее для РН
«Зенит».
В качестве верхних ступеней на РН легкого класса «Ангара-1.1»
планируется использовать разгонный блок «Бриз-КМ» прошедший летные испытания в
составе конверсионной РН «Рокот», а на РН «Ангара-А5» - разгонный блок
«Бриз-М» и кислородно-водородный разгонны блок КВРБ.
Вариант РН «Ангара-5» с разгонным блоком «Бриз-М» представлен на
рис. 3.4.
Рис. 3.4. Вариант РН «Ангара-5» с разгонным блоком «Бриз-М» [405]
Первоначально легкая РН «Ангара-1.2» имела два варианта исполнения.
Один вариант представлял конфигурацию РН с универсальным ракетным
модулем УРМ-2 диаметром 3,6 м. Второй вариант РН имел диаметр блока второй
ступени 2,9 м [269].
В итоге был выбран «тонкий» вариант РН «Ангара-1.2».
23

Сейчас РН «Ангара-1.2» легкого класса имеет блок второй ступени РН
того же диаметра, что и универсальный ракетный модуль УРМ-1. При
стартовой массе 171т грузоподъемность этой РН при запуске с Восточного (или
Байконура) составляет 3,8 т.
РН «Ангара-3» способна доставить на низкую орбиту 15,1 т, а РН
«Ангара-5» - 25,8 т. При этом стартовая масса РН «Ангары-5» в процессе разработки
уменьшилась на 14 т, чем указывалось ранее: 759 т против 773 т. очевидно
проектанты «оптимизировали» конструкцию либо применили другие решения,
например, перелив топлива из боковых блоков в центральный.
Двухступенчатая РН «Ангара-5П» предназначена для запуска
пилотируемых кораблей. Ранее для этого варианта указывалась максимальная масса
полезного груза до 20 т при старте с Байконура. Сейчас фигурируют цифры от
14,5 до 18,0 т. Стартовая масса (713 т) также уменьшена по сравнению с
первоначальными данными (примерно 730 т).
На межгосударственном уровне должен быть урегулирован ряд вопросов,
касающихся падения блока второй ступени РН «Ангара-5» на территории
Монголии.
РН «Ангара-7» имеет проекты трех вариантов.
Общий вид трех вариантов проектов РН «Ангара-7» представлен на рис. 3.5.
Рис. 3.5. Варианты РН «Ангара-7»
24

Основные параметры РН «Ангара-7П» и «Ангара-7В» представлены в
таблице 3.2 [534].
Таблица 3.2
Основные параметры РН «Ангара-7П» и «Ангара-7В»
Параметр
1. Масса полезного груза на орбите
высотой 200 км и наклонением 51,8°, т
2. Масса полезного груза
на геостационарной орбите, т
3. Относительная масса полезного
груза, %
4. Стартовая масса, т
5. Стартовая тяговооруженность
6. Компоненты топлива:
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН;
- третья ступень РН
7. Маршевые двигатели
(суммарная тяга, т):
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН;
- третья ступень РН
8. Рабочие запасы топлива, т:
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН;
- третья ступень РН
9. Масса головного обтекателя, т
РН «Ангара-7П»
36,0
7,5
3,2
1125,0
Менее 1,22
Жидкий кислород +
керосин
Жидкий кислород +
керосин
6 хрд-191 (1176)
1 х РД-191 (216)
765,9
240,0
3,5
РН «Ангара-7В»
40,5
-
3,51
1154,0
1,19
Жидкий кислород +
керосин
Жидкий кислород +
керосин
Жидкий кислород +
жидкий водород
6 х РД-191 (1176)
1 х РД-191 (216)
2хРД-0146(20)
1 *РД-О12О(196)
765,9
240,0
19,6
5,8
Примечание: тяга двигателей первой ступени РН приведена у Земли, последующих -
в вакууме.
Расчеты показывают, что по относительной массе полезного груза (3,2%)
РН «Ангара-7» лишь незначительно уступает трехступенчатой РН «Ангаре-5»
(3,4%). Если же рассмотреть критерий «тяговой отдачи» (отношение массы
полезного груза к сумме начальных тяг всех ступеней РН), то по этому
показателю семиблочная РН «Ангара» превосходит пятиблочную РН (2,62% против
2,55%). Можно предположить, что увеличение центрального блока благотворно
сказалось на распределении масс ступеней РН. Кроме того, такое решение
позволяет уменьшить глубину дросселирования двигателя центрального блока,
снизить гравитационные потери и повысить средне-траекторный удельный
импульс.
25

Прикидочные расчеты показывают, что при непрерывном выведении
(на орбиту 200 км х 200 км наклонением 51,8°) без дросселирования РН «Анга-
ра-7» не может вывести полезный груз массой более 32 т (если исходить из
предположения, что конечная масса центрального блока не превышает 16 т).
Указанная грузоподъемность РН может быть достигнута либо при
дросселировании центрального блока (например, до уровня 60-65 % от номинала начиная
с тридцатой секунды полета), либо при переходе к схеме с довыведением.
Возможно и одновременное применение обоих способов. Наконец, не исключено и
применение перелива топлива из УРМ-1 в центральный блок.
К видимым недостаткам РН «Ангары-7» можно отнести небольшую тяго-
вооруженность - менее 1,22, что делает проблематичным увод РН со
стартового комплекса при отказе одного из двигателей РН на старте.
РН «Ангара» дает России неоспоримые конкурентные преимущества по
сравнению с западными аналогами в области коммерческих запусков.
Уникальность РН «Ангары» в том, что с одного стартового стола могут быть запущены
все три класса РН. Этого нет нигде в мире. Там под каждый комплекс строится
отдельная пусковая установка [272].
Советский Союз, а затем и Россия за последние 20 лет не создвавали
новых РН. РН «Ангара» - это первая за последние 20 лет новая чисто российская
разработка.
На рис. 3.6. показаны ракеты-носители семейства «Ангара» (в варианте
с увеличенным диаметром второй ступени РН).
Рис. 3.6. Ракеты-носители семейства «Ангара»
(в варианте с увеличенным диаметром второй ступени РН)
26

Пуск южнокорейской РН Naro фактически положил начало ЛКИ РН
«Ангары». Циклограммы работы первой ступени южнокорейской РН и
УРМ-1 в составе ее российской «сестры» практически не отличаются. Кроме
того, УРМ-1 с успехом проходит огневые стендовые испытания.
ЛКИ комплекса «Ангара» начнутся с РН легкого класса, несмотря на то,
что конкретные полезные грузы для нее пока нее не определены. Не ясно и
будущее средней РН «Ангара-3», но, судя по всему, это не сильно беспокоит ее
создателей: никакой специфики в «тройке» нет, и она может быть «создана» в
любой момент путем изъятия из РН «Ангара-5» двух боковых блоков.
Программа экспериментальной отработки РН «Ангара» предусматривает
проведение трех огневых стендовых испытаний (ОСИ) УРМ-1 по следующим
циклограммам:
- работа в составе первой ступени РН легкого класса («Ангара-1.1» и -1.2
nKSLV-l)-OCH-l;
- работа в составе бокового блока РН тяжелого класса «Ангара-А5» -
ОСИ-2;
- работа в составе центрального блока РН «Ангара-A3» и «Ангара-А5» -
ОСИ-3.
Успешное проведение всех трех прожигов будет служить основанием
принятия решения о допуске УРМ-1, а по завершении в НИЦ РКП отработки
УРМ-2, и РН «Ангара» к летно-конструкторским испытаниям.
На рис. 3.7. показана установка для проливочных испытаний УРМ-1.
Рис. 3.7. Установка для проливочных испытаний УРМ-1
На рис. 3.8. показан вывоз из МИКа макета УРМ-1 (в корсете на
установщике) для примерки на стенд НИИХиммаш.
27

Рис. 3.8. Макет УРМ-1 в корсете на установщике вывозят из МИКа
для примерки на стенд НИИХгшмаш
Циклограммы работы УРМ-1 в составе бокового и центрального блоков
тяжелой «Ангары-А5» и средней «Ангары-АЗ» практически идентичны.
Поэтому результаты ОСИ-2 и ОСИ-3 могут быть распространены и на РН
«Ангара-A3»: дополнительные испытания не нужны [275].
Прожиги модульных частей РН «Ангара» - УРМ-1 и УРМ-2 - являются
наиболее ответственным моментом наземной отработки РН перед началом
ЛКИ. Поскольку двигатель РД-0124А, применяемый на УРМ-2, является
модификацией ЖРД блока «И» РН «Союз-2-1Б», уже испытанного в полете, каких-
либо существенных проблем с огневыми испытаниями УРМ-2 не ожидается
[282].
Экологически чистый российско-казахстанский стартовый комплекс
«Байтерек» планируется создать на космодроме Байконур на базе ракеты-
носителя «Ангара». Начало реализации проекта «Байтерек» намечено на 2013-
2014 гг. [273].
Российская сторона до ввода в эксплуатацию стартового комплекса
космического ракетного комплекса «Байтерек» должна обеспечить летные
испытания РН «Ангара» на космодроме Плесецк.
В 2008 году Ростехнадзор утвердил положительное заключение
государственной экологической экспертизы по перспективному космическому
ракетному комплексу «Ангара» [281].
28

4. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «БАЙКАЛ»
На 44-ом парижском авиасалоне Россия продемонстрировала
оригинальную модель РН. Одноступенчатая РН «Байкал» - смесь ракеты и самолета.
Модель РН «Байкал» представлена на рис. 4.1.
Рис. 4.1. Модель РН «Байкал» на парижском авиасалоне
Двадцатисеми метровый модуль «Байкал» является базой (в качестве
первой ступени) для РН «Ангара». Но модуль «Байкал» также может быть и
автономной РН. В этом случае РН «Байкал» может непосредственно обеспечивать
доставку на околоземную орбиту полезного груза массой до 3,7 т [366].
После отделения от верхней ступени РН модуль «Байкал» возвращается
на стартовую позицию.
На рис. 4.2 и 4.3 представлены габаритные размеры РН «Байкал».
Рис. 4.2. РН «Байкал»
29

Рис. 4.3. Н «Байкал» при посадке (вид сверху и главный вид)
Основные характеристики РН «Байкал» представлены в таблице 4.1.
Таблица 4.1
Характеристики РН «Байкал»
Наименование параметра
1. Взлетная масса, т
2. Сухая масса РН, т
3. Длина, м
4. Диаметр, м
5. Максимальный диаметр, м
6. Размах крыльев при посадке, м
7. Двигатели
8. Масса топлива, т:
9. Тяга, кН
10. Возврат к стартовой позиции
в Плесецке с расстояния, км
11. Скорость полета при возврате
на посадочную полосу, км/час
12. Посадочная скорость, км/час
13. Требуемая длина посадочной
полосы, м
Величина параметра
130,4
17,8
27,1
2,9
8,5
17,1
РД-191;
РД-33
109,7 (жидкий О2+ керосин для РД-191);
2,9 (керосин для РД-33)
1920,8 (РД-191);
49 (РД-33)
410
490
280
1200
30

Возможное использование модуля «Байкал» в семействе РН «Ангара»
представлено в таблице 4.2.
Таблица 4.2
Использование модуля «Байкал» в семейства РН «Ангара»
Наименование
1. Взлетная масса, т
2. Количество ступеней
РН
3. Количество
модулей «Байкал»
4. Длина РН, м
5. Масса полезной
нагрузки при выводе на
опорную орбиту высотой
200 км и наклонением
63 град., т
6. Масса полезной
нагрузки при выводе
на геопереходную орбиту
высотой 5500 км и
наклонением 25 град., т
7. Масса полезной
нагрузки при выводе
на геостационарную, т
РН
«Ангара-1.2»
168,9
2
1
44
3,7
-
-
РН
«Ангара-3»
446-478
3
2
46
14
2,5
1,0
РН
«Ангара-5»
709-772
4
4
54
24,5
5,2-6,6
2,8-4,0
РН
«Ангар- 5Е»
700-790
4
4
64
28,5
8
5
Российский многоразовый ускоритель «Байкал» первой ступени РН
семейства «Ангара» спроектирован в ОАО «НПО «Молния» по заказу ГКНПЦ
им. М.В. Хруничева.
Концепция двухступенчатого средства выведения с многоразовой
«атмосферной» первой ступенью РН дает возможность обеспечить гибкость в
использовании различных верхних ступеней РН, среди которых могут и должны
быть многоразовые космические корабли.
Подобная система будет иметь значительно меньшие габариты и массу,
чем одноступенчатая многоразовая система, обладающая аналогичными
показателями масс выводимой на орбиту и доставляемой на Землю полезных
нагрузок, и, следовательно, более высокие технические показатели.
Операция разделения двухступенчатой системы является хорошо
отработанной в мировой практике процедурой и не должна потребовать значительных
затрат.
31

Применение многоразовой «атмосферной» ступени РН для выведения
одноразовых КА может осуществляться не только в рамках концепции
двухступенчатой РН.
Нагрузкой для многоразовой первой ступени РН может быть и сочетание
конечной (целевой) полезной нагрузки с одноразовыми верхними ступенями
РН и разгонными блоками, которые должны быть в составе РН любого класса.
Возможно сочетание многоразовых модулей с одноразовыми ступенями
РН, начинающими работу с поверхности Земли (принцип модульности).
Такая концепция многоразовых ступеней-модулей заложена в основу
перспективных разработок, проводимых ГКНПЦ им. Хруничева совместно с
НПО «Молния» в рамках проекта «Байкал». Использование ступеней-модулей,
имеющих ракетный двигатель для старта и разгона и воздушно-реактивный
двигатель, поворотное крыло, аэродинамические органы управления и шасси
для возвращения и посадки, предусматривается как в виде первых ступеней
легких РН, так и в виде связок или навесных ускорителей в ракетах среднего и
тяжелого классов.
Особенность многоразового ракетного ускорителя «Байкал»: не только
его посадка на землю, но и возвращение его в точку старта с помощью средств
обратного полета, включающих воздушно-реактивный двигатель и систему
управления, отработанную на орбитальном корабле «Буран». По расчетам
разработчиков, применение «Байкала» на РН семейства «Ангара» позволит в
2-3 раза сократить расходы на вывод КА на орбиту.
Многоразовый ракетный ускоритель планировалось оснащать двигателем
РД-191М и турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой
РД-33, применяемым на истребителе МиГ-29.
Многоразвый ракетный ускоритель «Байкал» был рассчитан на 25 пусков.
Характеристики многоразового ракетного ускорителя «Байкал»
представлены в таблице 4.3.
Таблица 43
Характеристики многоразового ракетного ускорителя «Байкал»
Наименование
1. Стартовая масса, т
2. Сухая масса* т
3. Длина, м
4. Высота, м
5. Размах поворотного крыла, м
6. Радиус возвращаемого полета, км
7. Крейсерская скорость полета, км/ч
8. Посадочная скорость, км/ч
9. Пробег при посадке, м
Параметр
130,4
17,8
27,1
8,5
17,1
410
490
280
1200
32

Унифицированный ускоритель «Байкал» может использоваться на РН
различного класса, в т.ч. американских шаттлах, французской Ariane 5 и других
РН.
На РН «Ангара» легкого класса «Байкал» планировался к использованию
в качестве первой ступени РН.
Характеристики РН «Ангара А1-В» с использованием многоразового
ракетного ускорителя «Байкал» представлены в таблице 4.4.
Таблица 4.4
Характеристики РН «Ангара А1-В»
с использованием многоразового ракетного ускорителя «Байкал»
Наименование
1. Стартовая масса, т
2. Масса К А, выводимого на низкую
круговую орбиту (Н = 200 км, i = 90°), т
3. Масса ракетного топлива на первой ступени
РН,т
4. Масса ракетного топлива на второй ступени
РН,т
5. Масса топлива для возврата, т
6. Космодром
Параметр
168,9
1,9
109,7
32,2
2,9
Плесецк
Окупиться создание многоразового ракетного ускорителя может только
при его использовании в более востребованных на рынке РН среднего и,
прежде всего, тяжелого классов.
Всеазимутальные РН «Ангара-В» среднего и тяжелого классов
получаются путем замены боковых универсальных ракетных модулей ускорителями
«Байкал».
На РН «Ангара-A3» среднего класса планировалось устанавливать два
многоразовых ракетных ускорителя «Байкал» (вариант «Ангара АЗ-В»).
Из РН тяжелого класса «Ангара-А5» заменой четырех боковых УРМ на
четыре многоразовых ракетных ускорителя «Байкал» получалась РН
«Ангара А5-В».
Прорабатывался также и вариант использования ускорителей на тяжелой
РН «Ангара-А4» с кислородно-водородной второй ступенью РН (РН «Ангара
А4-В») [472].
Использование двух или четырех многоразовых ракетных ускорителей
«Байкал» на одной РН может создать целый ряд проблем.
Компоновка вариантов РН «Ангара А5-В» и РН «Ангара А4-В» уже
потребовала сделать складными горизонтальные хвостовые стабилизаторы у двух
из четырех ускорителей. Кроме того, могут возникнуть серьезные сложности
при одновременном возвращении на аэродром сразу четырех многоразовых
ракетных ускорителей «Байкал», отделившихся от РН.
33

Характеристики семейства РН «Ангара-В» с использованием
многоразового ракетного ускорителя «Байкал» представлены в таблице 4.5.
Таблица 4.5
Характеристики семейства РН «Ангара-В»
с использованием многоразового ракетного ускорителя «Байкал»
Наименование
1. Стартовая
масса, т
2. Количество
многоразовых
ракетных
ускорителей
на первой
ступени РН
3. Компоненты
топлива на
первой ступени
РН
4. Компоненты
топлива
на второй
ступени РН
5. Масса К А,
выводимая
с космодрома
Плесецк на
низкую орбиту, т
6. Масса КА,
выводимая с
космодрома
Плесецк на
гео переходную
орбиту, т
7. Масса КА,
выводимая
с космодрома
Плесецк на
геостационарную
орбиту, т
РН «Ангара
А1-В»
168.9
1
О2+РГ-1
АТ+НДМГ
1,9
-
-
РН «Ангара
АЗ-В»
446
2
О2+РГ-1
О2+РГ-1
9,3
1,0
-
РН «Ангара
А5-В»
709
4
О2+РГ-1
02+РГ-1
18,4
4,4
2,5
РН «Ангара
А4-В»
700
4
О2+РГ-1
О2+Н2
22,0
5,66
3,2
34

Центр Хруничева и НПО «Молния» также исследовали вариант запуска
РН «Ангара» с многоразовым ракетным ускорителем «Байкал» с самолета-
носителя Ан-124 «Руслан», что тоже является развитием концепции
многоразовых «атмосферных» ступеней РН.
Кроме того, в рамках перспективных исследований ГКНПЦ им.
Хруничева изучались полностью многоразовые системы, состоящие из многоразового
ракетного ускорителя «Байкал» и многоразовой второй ступени РН. Однако их
реализация является делом более отдаленного будущего.
Последовательное развитие «атмосферных» ступеней РН неизбежно
должно привести к созданию гиперзвуковых самолетов-носителей
«космических» ступеней РН. Таким самолетам до выхода на уровень одноступенчатого
аэрокосмического многоразового средства выведения останется только пройти
этап оснащения высокоэффективной комбинированной двигательной
установкой. Для их создания, очевидно, потребуются более совершенные технологии,
чем имеются сейчас.
35

5. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ВИКТОРИЯ-К»
Государственный ракетный центр «КБ академика В.П. Макеева»
предлагает проект сверхтяжелой РН «Виктория-К», учитывающий особенности
российских условий.
В проекте используются только двигатели, серийно выпускаемые
отечественной промышленностью и работающие на топливе, имеющемся на наших
космодромах. Изготовление РН предполагается на существующих заводах,
испытания - на имеющихся стендах, транспортировка - на существующих видах
транспорта и т.д.
В силу этого РН «Виктория-К» можно создать довольно быстро и
сравнительно дешево.
При разработке РН «Виктория-К» большое значение придается
обеспечению транспортабельности ее блоков в максимальной заводской готовности.
Для РН «Виктория-К» предполагается использовать только серийно
выпускаемые российские двигатели, в т. ч. новейшей разработки.
К числу таковых относятся, в первую очередь, двигатели РД-170,
РД-180 и РД-191. Все они разработаны одним предприятием (НПО «Энерго-
маш» им. В. Глушко) и представляют собой унифицированное семейство
двигателей, в частности унифицированы камеры сгорания.
Четырехкамерный двигатель РД-170 является самым мощным из когда-
либо созданных двигателей. Тяга двигателя на Земле составляет 740...784 т,
в пустоте - 806...848 т. Двигатель обладает высоким массовым совершенством
и удельным импульсом 337 с (наивысший результат для
кислородно-керосинового двигателя первых ступеней). Двигатель РД-170 создан в 80-е годы
прошлого века, хорошо отработан, и надежен. Лучшего двигателя для первой
ступени сверхтяжелой РН в мире не существует. Собственно, в этом качестве он
уже использовался - в составе РН «Энергия».
Двухкамерный двигатель РД-180 и однокамерный двигатель РД-191
разработаны на базе узлов и агрегатов двигателя РД-170. Они имеют сходное с
последним энергомассовое совершенство и тягу соответственно в два и чеыре
раза меньшую, чем у двигателя РД-170.
Упомянутые двигатели имеют одинаковые условия работы (наземный
запуск) и эксплуатации, у них унифицированные агрегаты автоматики, рулевые
приводы, широкий диапазон регулирования тяги, большой ресурс работы,
высокая надежность и т.д.
Двигатель РД-170 серийно выпускается для украинских РН «Зенит».
Двигатель РД-180 серийно выпускается для американской РН Atlas 5.
Двигатель РД-191 проходит огневые испытания и будет серийно
выпускаться для российской РН «Ангара».
36

Лучшего набора двигателей для создания перспективной РН
сверхтяжелого класса сегодня не существует ни в одной стране мира.
Для разгонного блока со стартовой массой на опорной орбите порядка
100 т требутся эффективный, серийно выпускаемый керосиновый двигатель
тягой 20...50 т. В проекте РН «Виктория-К» в качестве такового предполагается
использовать двигатель РД-0124. Он разрабатывается КБХА для верхних
ступеней РН «Союз-2», «Ангара» и «Воздушный старт». Тяга двигателя РД-0124
составляет 30 т, удельная тяга - 359 с.
РН, созданные в СССР и США в 60-80 годы прошлого века, имели в
своем составе крупногабаритные ракетные блоки, требующие специальных мер по
их транспортировке. В США блоки РН Saturn-5 транспортируются на
специальных баржах. В СССР географические условия не позволяли применить этот
метод. Сборка блоков РН Н-1 осуществлялась прямо на космодроме в
специально построенном цехе. А для РН «Энергия» были разработаны специальные
самолеты «ВМТ» и «Мрия» с размещением груза сверху, на внешней подвеске.
Для РН «Виктория-К» такие подходы представляются
бесперспективными. Транспортировка ее блоков предполагается обычными видами
железнодорожного и авиационного транспортов - соответственно на грузовых
платформах и внутри грузового отсека самолета АН-124 «Руслан» [247].
На рис. 5.1. показана железнодорожная и авиационная транспортировка
блоков РН «Виктория-К».
Рис. 5.1. Блоки РН «Виктория-К»
могут перевозиться по воздуху или железной дорогой
С целью обеспечения транспортабельности РН «Виктория-К» создается
по пакетной схеме. Пакет состоит из семи блоков. Восьмой блок (разгонный)
устанавливается по тандем ной схеме на центральном блоке. Транспортные
ограничения на габариты ракетных блоков являются одной из причин отказа от
использования водородного топлива (в силу его малой плотности).
Компоновка РН «Виктория-К» представлена на рис. 5.2.
37

Рис. 5.2. Компоновка РН «Виктория-К»
Разработка РН в условиях жестких габаритных ограничений является
типичной для конструкторской школы подводного ракетостроения КБ имени
В.П. Макеева. Поэтому был проведен анализ возможности «вписать» ракетные
блоки в транспортные ограничения для получения максимального объема
топливных баков.
38

Анализ железнодорожных габаритных ограничений показал, что для
ракетного блока диаметром 4,1 м длина не может быть более 24 м. Однако
проведенные исследования выявили, что допустимо увеличение этой длины за счет
применения дополнительных сужающихся хвостового и носового отсеков.
Такое решение позволяет увеличить объемы топливных баков ракетных блоков
(на 25...30%). Благодаря реализации такого решения, в каждом боковом
ракетном блоке РН «Виктория-К» запас топлива достигает 390 т, а в центральном -
420 т, в то время как на РН «Зенит» (чисто цилиндрической конструкции) -
около 310 т.
Самолет АН-124 «Руслан» в сравнении с железной дорогой практически
не накладывает дополнительных габаритных ограничений.
В итоге удалось обеспечить стартовую массу РН «Виктория-К» более
3000 т.
Характеристики РН «Виктория-К» представлены в таблице 5.1
Таблица 5.1
Характеристики РН «Виктория-К»
Наименование параметра
1. Стартовая масса, м
2. Длина, м
3. Максимальный поперечный размер, м
4. Масса полезной нагрузки, т:
- на орбите высотой 200 км х 200 км
и наклонением 51,6°;
- к Луне;
- к Венере, Марсу;
- на ГСО;
- к Юпитеру, Меркурию;
- к Сатурну;
- при достижении третьей
космической скорости
5. Максимальная скорость, км/с:
- при массе полезной нагрузки 0,5 т;
- при массе полезной нагрузки 0,1 т
Величина параметра
3100
70
12,7
100...110
36...40*
28...32*
19...21*
9...11*
7...8**
4...4,5**
21***
23***
Примечания: * - с разгонным блоком на базе двигателя РД-0124;
* * - с двухступенчатым разгонным блоком, вторая ступень - блок ДМ;
* * * - с трехступенчатым разгонным блоком, третья ступень - РДТТ.
Особую ценность представляет собой то обстоятельство, что удается
сформировать практически оптимальный ракетный блок первой ступени РН с
двигателем РД-170, транспортабельный в полной заводской готовности. Анало-
39

гичный подход в РН «Виктория-К» применен и к ракетным блокам с
двигателями РД-180, РД-191 и РД-0124 для других ступеней РН.
Проработка различных вариантов семиблочных пакетов показала, что
наиболее эффективной является трехступенчатая схема. Первая ступень РН
образована четырьмя боковыми блоками с двигателями РД-170, вторая ступень
РН - двумя боковыми блоками с двигателями РД-180, третья ступень РН -
центральным блоком с двигателем РД-191.
Все двигатели пакета запускаются на Земле. По мере израсходования
топлива выключаются и отделяются четыре боковых блока первой ступени РН
(на 155...165 с), далее - два боковых блока второй ступени РН (на 310...320 с),
а затем центральный блок третьей ступени РН (на 670...750 с). Затем работает
разгонный блок с двигателем РД-0124.
Существенным обстоятельством является то, что каждый ракетный блок
оснащается только одним двигателем. Двигатели РД-170, РД-180 и РД-191
используются в штатных условиях, то есть в тех же, в которых они
эксплуатируются на РН «Зенит», Atlas 5 и «Ангара». Для двигателя РД-0124 необходимо
осуществить доработку для обеспечения двух-трехкратного запуска.
Все это позволяет говорить о возможности практически полной
унификации двигателей РН «Виктория-К» с двигателями упомянутых серийных РН.
Упрощаются разработка, производство, эксплуатация и наземная отработка,
в том числе огневая.
40

6. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ВОЛНА»
РН «Волна» разработана в ГКЦ «КБ имени В.П. Макеева» [369].
РН «Волна» предназначена для отработки получения материалов в
условиях кратковременной микрогравитации при пусках по баллистическим
траекториям, а также для выведения малогабаритных микроспутников на орбиту.
РН «Волна» создана на основе БРПЛ Р-29Р (РСМ-50). Исходная БРПЛ
была создана во второй половине 1970-х годов в ответ на развертывание в
США морских баллистических ракет с разделяющимися головными частями;
существенную роль в разработке сыграли положения и ограничения Договоров
по ПРО и ОСВ-1 (1972 г.), а также договора ОСВ-2 (1979 г.).
Общий вид «Волна» представлен на рис. 6.1.
Рис. 6.1. «Волна»
Из-за специфических для размещения на подводной лодке схемно-
компоновочных решений, БРПЛ из Миасса очень компактны, и у них
сравнительно небольшая стартовая масса. Эти достоинства боевых ракет создали серьезные
сложности при их переоборудовании в «мирные». Самое главное: современный
КА очень трудно поместить туда же, где разработчики «упрятали» боевые блоки.
Разработчики конверсионных модификаций наземных РН могут поставить вместо
штатного головного обтекателя другой, более просторный. Так можно сделать и с
морскими ракетами, но это гораздо сложнее и дороже, поскольку пусковую уста-
41

новку подводного ракетоносца переделать под космические задачи непросто.
Отсюда - жесткие ограничения на габариты КА. Кроме того, полезный объем
«съедает» и капсула, в которую приходится помещать КА, чтобы защитить их от
теплового воздействия ЖРД верхней ступени РН.
Чтобы определить оптимальные пути решения поставленной задачи,
КБ имени В.П. Макеева приступило к разработке двух ракет с
межконтинентальной дальностью стрельбы: жидкостной РСМ-50 и твердотопливной
РСМ-52. В первой использовались схемные, конструктивные и
технологические решения, прошедшие отработку и проверку на предыдущем изделии -
РСМ-40.
Принципиальные отличительные особенности ракеты РСМ-50:
возможность комплектации ее тремя взаимозаменяемыми вариантами боевой нагрузки
(моноблочной, трех- и семиблочной головными частями) и наличие боевой
ступени, в состав которой входят ЖРД, отсек с боевыми блоками и приборный
отсек с бортовой аппаратурой системы управления, обеспечивающие
индивидуальное наведение блоков на разные цели. Система управления оснащена
блоком астрокоррекции с расширенными возможностями учета ошибок
навигационного комплекса подводной лодки, как в определении курса, так и места
стрельбы.
На первом этапе полета ракеты к цели отделяется первая ступень, затем
идет сеанс астронавигации, потом происходит отделение второй ступени,
прицельное отделение боевых блоков и их вход в атмосферу.
Двухступенчатая РН «Волна» обеспечивает выведение КА массой
600...700 кг на суборбитальные траектории с максимальной высотой
1200... 1300 км, а КА массой 100 кг - до 3000 км. Имеется возможность
установки на РН нескольких КА и их последовательного отделения.
Для увеличения энергетических возможностей РН «Волна» может
оснащаться малогабаритной двигательной установкой, обеспечивающей довыведе-
ние КА на заданную околоземную орбиту.
Основные характеристики РН «Волна» представлены в таблице 6.1 [373].
Таблица 6.1
Характеристики РН
Параметр
1. Стартовая масса РН, т
2. Длина РН, м
3. Диаметр РН, м
«Волна» [518]
Величина
35
14,2
1,8
Выведение на суборбитальные траектории
4. Масса полезного груза, кг:
• спасаемая капсула;
• в т. ч. научная аппаратура
650(700)
110(150)
42

Параметр
5. Габариты зоны для размещения научной
аппаратуры, мм:
• длина;
• диаметр
6. Уровень микрогравитации, g
7. Время невесомости, мин.
Величина
800 (860)
500 (570)
ю-4 (ю-5...ю-5)
22 (30)
Выведение КА на околоземные орбиты
без использования апогейной двигательной установки
8. Масса К А, кг
9. Высота круговой орбиты, км
10. Наклонение плоскости орбиты, град.
11. Габариты зоны для размещения КА, мм:
• длина;
• диаметр
115
200...230
0...25
1670
1350
Выведение КА на околоземные орбиты
с использованием апогейной двигательной установки
12. Масса КА, выводимого на круговую
орбиту, кг:
• Н = 200 км, i = 0°;
• Н - 200 км, i = 90°;
• Н = 800 км, i = 0°;
• Н = 800 км, i = 90°
13. Ориентировочные габариты зоны для
размещения К А, мм
310
155
170
65
960 х 453 х 453
Примечание: В скобках указаны значения проектных параметров, в обеспечение
которых развернуты соответствующие работы.
Началом использования РН «Волна» можно считать пуск в июне
1995 г. В этом пуске РН «Волна» пролетела по баллистической трассе
Баренцево море - п-ов Камчатка на дальность 7500 км. Полезным грузом для этого
пуска стал термоконвекционный модуль Бременского университета (Германия).
Следующий суборбитальный пуск РН «Волна» состоялся в 20 июля
2001 г. Этот пуск был неудачным - КА «Солнечный парус» не отделился от
РН «Волна».
12 июля 2002 г. РН «Волна» стартовала из акватории Баренцева моря с
подводной лодки «Рязань» с целью запуска КА «Демонстратора-2» по
суборбитальной траектории.
Аппарат был утерян в результате нештатного отделения. Точные
причины аварии не известны, официальная версия (наиболее вероятная причина)
такова: «механическое разрушение конструкции защитного кожуха спускаемого
аппарата после команды на разделение второй и третьей ступеней РН, обуслов-
43

Рис. 6.2. Схема полета РН «Волна» с КА «Демонстратор D-2R»
44
ленное малоисследованным влиянием комплексного воздействия целого ряда
факторов». Разрушение произошло еще до начала функционирования
спускаемого аппарата.
21 июня 2005 г. с борта российской атомной подводной лодки К-496 «Бо-
рисоглебск», находившейся в погруженном состоянии в акватории Баренцева
моря, был произведен очередной пуск конверсионной РН «Волна». Задачей
запуска было выведение на околополярную орбиту наклонением 80,03° и высотой
759 км х 842 км экспериментального американо-российского КА Cosmos 1
с солнечным парусом.
КА не был выведен на заданную орбиту из-за отказа на этапе работы
первой ступени РН «Волна». Самопроизвольная остановка двигателя произошла на
83-й секунде полета.
7 октября 2005 г. из акватории Баренцева моря с борта атомной
подводной лодки К-496 «Борисоглебск» осуществлен пуск по незамкнутой
баллистической траектории (с высотой апогея 259 км) РН «Волна» с экспериментальным
спускаемым аппаратом «Демонстратор D-2R». Старт РН «Волна» разработки
ГКЦ «КБ имени В.П. Макеева» прошел в штатном режиме. Отделение аппарата
от РН «Волна» было обеспечено с параметрами, близкими к расчетным.
На рис. 6.2. представлена схема полета РН «Волна» с КА «Демонстратор
D-2R»

7. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ <^ДНЕПР»
Конверсионная РН «Днепр» создана на базе самой мощной в мире
межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) РС-20Б (по западной
классификации - SS-18 «Сатана»).
Первый вариант этой МБР вышел на летные испытания в 1973 г. К
настоящему времени большая часть из 308 МБР типа РС-20, являвшихся наиболее
мощным оружием СССР, утилизирована в соответствии с Договором о
сокращении стратегических наступательных вооружений СНВ-1. Ракеты последней
модификации РС-20В (Р-36М2) остаются в строю, а часть снятых с дежурства
ракет предыдущих выпусков было решено конвертировать в РН по программе
«Днепр».
Для этого в 1997 г. Россия, Украина, Казахстан и Туркменистан
объединили усилия, создав международную космическую компанию ЗАО «Космот-
рас». Эта компания в настоящее время оказывает пусковые услуги с шахтных
установок на Байконуре и из позиционного района Домбаровский.
По программе «Днепр», начиная с 1999 г., состоялось пятнадцать пусков,
причем с 2006 г. производится по два-три пуска ежегодно. Все они, кроме
запуска 26 июля 2006 г., были успешны, и до 15 июня 2010 г. на орбиты были
выведены 52 КА.
РН «Днепр» выполнена по трехступенчатой схеме с последовательным
расположением ступеней РН и космической головной части. В состав
РН «Днепр» входят первая, вторая и разгонная ступени РН, переходники
первой и второй ступени РН, головной обтекатель с переходником. Переходник
головного обтекателя - цилиндрический отсек диаметром 3000 мм [382].
Трехступенчатая жидкостная РН предназначена для выведения на орбиты
высотой от 300 до 900 км полезной нагрузки массой до 3,7 т. Стартовая масса -
211 т. Старт РН - минометный. Сначала пороховые аккумуляторы давления
выталкивают РН из шахты, затем уже в воздухе запускается двигательная
установка первой ступени РН [189].
Все составные части РН, кроме переходника головного обтекателя,
являются штатными частями РС-20Б. В РН «Днепр» используются первая и вторая
ступени боевой ракеты. Третья ступень РН доработана с тем, чтобы обеспечить
ее увод с орбиты после отделения полезной нагрузки [198]. В качестве третьей
ступени РН применена разгонная ступень с двухрежимной двигательной
установкой тягой 1,9 тс в основном режиме и 0,8 тс - в дросселированном режиме,
доработанная в части модернизации блока ПЗУ системы управления [302].
В РН «Днепр» двигательные установки ракеты РС-20 используются без
доработок. На первой ступени установлена двигательная установка РД-264
(четыре однокамерных ЖРД РД-263, выполненных по замкнутой схеме), на
второй - двигательная установка РД-0228 (маршевый однокамерный двигатель
РД-0229 и четырехкамерный рулевой двигатель РД-0230).
На рис. 7.1. представлена схема РН «Днепр».
45

Рис. 7.1. Схема РН «Днепр» [207]
46

Для управления РН используется штатная инерциальная высокоточная
(на базе БЦВМ) система управления ракеты РС-20, доработанная в части
программно-математического обеспечения, электрической связи КА с наземной
проверочно-пусковой аппаратурой и ввода служебных команд в КА в процессе
предстартовой подготовки и полета.
Полезный груз размещается внутри космической головной части,
состоящей из головного обтекателя, цилиндрической промежуточной секции,
переходника (переходников), защитной мембраны, газодинамического экрана.
Головной обтекатель четырехсекционной конструкции стыкуется в
продольном направлении вдоль осей стабилизации I и III, которые делят головной
обтекатель на две створки (секции), соединенные между собой с помощью 28
пиротехнических устройств.
Превращение межконтинентальной баллистической ракеты в
космическую РН заключалось также в изменении системы стыковки с полезным грузом,
добавлении системы электрических кабелей для связи РН и КА,
телеметрической системы, а также в доработке системы управления [202].
Ракета РС-20 разработана ГКБ «Южное» и изготовлена ГП «ПО «Южный
машиностроительный завод» [197].
Полетная надежность РН «Днепр» подтверждена более чем 160
запусками его боевого аналога. Основу программы «Днепр» составляют более 150
ракет РС-20, пригодных для переоборудования в космические РН.
Первый раз РН «Днепр» стартовала в 1999 г. [206].
РН имеет длину 34,3 (включая длину переходника головного обтекателя)
м, диаметр 3 м.
РН «Днепр» обеспечивает точность выведения [207]:
- по высоте - ±4 км;
- по наклонению - ±2,4 угл. мин.;
- по долготе восходящего узла - ±3,0 угл. мин.
Наклонения плоскостей орбит РН «Днепр» составляют: 51°, 65°, 87°, 98°.
Эксплуатационные перегрузки РН «Днепр» составляют:
- осевая продольная - до 7,5;
- поперечная - до 0,8;
- интегральная акустическая нагрузка-до 140 дБ.
Полетная надежность РН «Днер» - 0,97.
Компоненты топлива РН «Днепр» - AT + НДМГ [392].
Один запуск РН «Днепр» стоит около 10 млн. долл. [199].
На рис. 7.2 представлены общий вид, состав и габаритные размеры РН
«Днепр».
47

Рис. 7.2. РН «Днепр»
Запуски РН «Днепр» можно осуществлять со стартового комплекса на
Байконуре, в состав которого входят три шахтных пусковых установки [189].
48

Наземная инфраструктура космического ракетного комплекса «Днепр»,
располагающаяся на правом фланге космодрома Байконур, включает
следующие объекты:
• стартовый комплекс;
• технический комплекс ракеты-носителя;
• заправочную позицию (хранение, подготовка и выдача компонентов
топлива);
о технические комплексы космического аппарата и космической головной
части;
• заправочную станцию КА.
КА, подготавливаемые к запуску, поступают на космодром с обоих
аэродромов - «Юбилейный» и «Крайний».
На рис. 7.3 показано взаимное расположение объектов наземной
инфраструктуры космодрома Байконур, используемых при наземной эксплуатации
РН «Днепр».
Рис. 7.3: 1 - аэродром «Юбилейный»; 2 - аэродром «Крайний»;
3 - гостиницы в городе; 4 — командный и наблюдательный пункты РН «Днепр»;
5 - пусковые установки РН «Днепр»; 6 — технический комплекс подготовки КА и КГЧ;
7 — заправочная станция КА
Стартовый комплекс представляет совокупность технологических
сооружений, систем и коммуникаций, обеспечивающих выполнение следующих
задач:
• приведение в готовность к пуску РН «Днепр» с КА;
• непрерывный и периодический автоматизированный дистанционный
контроль состояния РН с КА и оборудования пусковой установки;
• проведение пуска РН.
49

В состав стартового комплекса входят:
• три пусковые установки шахтного типа (при необходимости количество
пусковых установок может быть увеличено до четырех);
• командный пункт управления;
• унифицированная система внутреннего электроснабжения;
• межплощадочные кабельные линии управления и связи;
• подвижное технологическое оборудование;
• межплощадочные автомобильные дороги и инженерные сооружения.
Старт осуществляется по «миномётной» схеме путем выталкивания РН из
транспортно-пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора
давления. Двигательная установка первой ступени РН запускается после выхода
ракеты из транспортно-пускового контейнера. Головной обтекатель
сбрасывается в конце полета второй ступени РН путем подрыва пироболтов и
разведения створок головного обтекателя в боковых направлениях. КА отделяется от
разгонной ступени путем увода отделяемой части последней при работе
двигателя на дросселированном режиме.
Контроль за прохождением команд осуществляется по проводным
каналам связи с помощью системы дистанционного управления и контроля,
аппаратура которой размещается на командном пункте. Командный и
наблюдательный пункты расположены на безопасном расстоянии от пускового сооружения
стартового комплекса [ 184].
Для транспортировки и стыковки космической головной части к РН
используется имеющийся на космодроме транспортно-стыковочный агрегат с
системой обеспечения температурно-влажностного режима.
Применение шахтной пусковой установки для запуска РН «Днепр» имеет
ряд преимуществ:
• требуемый температурный режим обеспечивается в любое время года;
• пуски могут проводиться в любых погодных условиях;
• РН может находиться в заправленном состоянии в шахтной пусковой
установке практически неограниченное время в постоянной готовности к пуску.
Технический комплекс КА и космической головной части предназначен
для выполнения следующих операций:
• приема, временного хранения и проведения подготовки КА;
• сборки и подготовки космической головной части (в составе КА,
адаптера и головного обтекателя РН).
Технический комплекс КА и космической головной части
территориально размещается в одном из имеющихся монтажно-испытательных корпусов
Байконура.
На рис. 7.4. представлена планировка монтажно-испытательного корпуса
для подготовки КА и космической головной части из состава комплекса
РН «Днепр».
50

Схема 2
Рис. 7.4. Планировка монтажно-пспытателъного корпуса для подготовки К А
и космической головной части из состава комплекса РН «Днепр»
Для малых КА планировалось использовать монтажно-испытательный
корпус с чистовой камерой на площадке 42. В нем были подготовлены
аппараты для первых пусков. Для более крупных КА предполагалось использовать
сооружение на площадке 31.
РН «Днепр» изготавливается на Украине, улетает с казахской территории,
а пускают РН российские ракетчики.
Космическую головную часть РН «Днепр» к шахтной пусковой установке
доставляют на специальной транспортной машине (за своеобразный способ
погрузки космической головной части ее называют «крокодилом») [192].
РН «Днепр» на стартовой позиции показана на рис. 7.5.
Рис. 7.5. РН «Днепр» на стартовой позиции
51

В шахтной пусковой установке заправленная компонентами топлива РН
до установки космической головной части (или с установленной космической
головной частью) может находиться неограниченное время в пределах срока
эксплуатации. Замена КА (космической головной части) не требует слива
топлива и изъятия РН из шахтной пусковой установки.
Установка РН «Днепр» в шахтную пусковую установку и пуск
РН «Днепр» показаны на рис. 7.6.
Рис. 7.6. Установка РН «Днепр» в шахтную пусковую установку и пуск РН «Днепр»
Шахтная пусковая установка на 109-й площадке космодрома Байконур
находится в 8 км от монтажно-испытательного корпуса, но по дороге это уже
13,5 км, которые «крокодил» проходит за 1 час 15 мин. Стыковка космической
головной части с РН проводится при нахождении РН в шахтной пусковой
установке. После этого на следующий день уже на собранной РН проводятся
заключительные операции и совместные проверки системы управления РН,
а также систем шахтной пусковой установки.
У РН «Днепр» - уникальная система минометного старта. Двухсоттонная
РН выбрасывается из шахты пороховым аккумулятором давления. Сначала
работает поддон, а потом и двигатели самой РН.
Небольшой участок земли недалеко от шахты ракета-носитель «Днепр» -
штатное место всех отработанных поддонов. Именно поддон дает первый
импульс РН, чтобы выйти из шахты. Он отрабатывает, отходит в сторону, и падает
на землю [194].
52

Все пуски РН «Днепр» выполняются при открытой крыше шахтной
пусковой установки - это не боевой режим.
РН из шахтной пусковой установки буквально выстреливают, а не
запускают. Однако правильно выстрелить - полдела. Не менее важно подготовить
шахтную пусковую установку к новому пуску. Без этого будущая РН не
взлетит.
В Конструкторском бюро общего машиностроения изобрели защитный
кожух, который закрывает разъём между шахтной пусковой установкой и
контейнером, и газовая струя от двигателей не попадает в шахтную пусковую
установку и не разрушает внутри нее кабельные сети. Через две недели,
максимум три, шахтная пусковая установка будет готова, можно заряжать
следующую РН и готовить следующий пуск [191].
После пуска шахтная пусковая установка дымится ещё несколько дней.
Как только выветрится дым от пороховых аккумуляторов давления, в нее
спускаются люди. Поднимают защитный кожух. Работа началась. Под кожухом -
уходящая глубоко вниз шахтная пусковая установка.
Ракетный лифт опускается на глубину 38 метров, благодаря лифту
шахтная пусковая установка обслуживается по всей её длине. Там внизу перепад
температуры особенно чувствуется.
Ведь на поверхности - до плюс 50 градусов. Контейнер закреплен на
специальной амортизационной системе. РН практически висит в шахтной
пусковой установке. Во время пуска здесь всё ходит ходуном, но шахтная пусковая
установка остаётся целой и невредимой.
Как у ружья получается отдача, и контейнер начинает перемещаться
вертикально вверх-вниз, а потом успокаивается. Реально то, что здесь происходит,
никто никогда не видел и не знает.
К настоящему времени на околоземную орбиту с помощью РН «Днепр»
выведено более полусотни космических аппаратов. Среди заказчиков -
космические агентства и компании Великобритании, США, Италии, Саудовской
Аравии, Германии, Франции, Японии и других стран. Все они отмечают
высочайшую точность выведения КА на заданные орбиты.
Наряду с традиционными кластерными запусками малых КА компания
«Космотрас» освоила выведение на орбиту крупногабаритных КА.
Красноречивый пример на этот счет - успешный запуск с космодрома Байконур
германского КА «TerraSar-X».
В этом пуске впервые использовалась РН «Днепр» с удлиненной
головной частью. И теперь компании «Космотрас» вполне по силам выведение
крупногабаритных КА длиной более 5 м и диаметром до 2,7 м. Теперь головной
блок «вырос» на два метра, полезная нагрузка увеличилась до трех тонн.
Сборка космической головной части РН «Днепр» показана на рис. 7.7.
53

Рис. 7.7. Сборка космической головной части РН «Днепр»
Правительство России приняло решение, согласно которому запуски
теперь будут проводиться не только с космодрома Байконур, но и со вновь
созданной пусковой базы «Ясный» в Оренбургской области. Это весьма укрепило
позиции МКК «Космотрас» на рынке пусковых услуг и значительно расширило
возможности компании.
В апреле 2010 года, правительством Казахстана было дано разрешение на
использование района падения первой ступени РН «Днепр», расположенного на
территории республики Казахстан, при выполнении пуска РН «Днепр» с
пусковой базы «Ясный» [193].
В настоящее время на пусковой базе «Ясный» уже введены в
эксплуатацию монтажно-испытательный корпус, два чистовых зала, в том числе с
возможностью заправки КА топливом, а также административно-гостиничный
комплекс с предоставлением услуг на уровне международных стандартов.
За счет средств МКК «Космотрас» в паре километров от жилого городка
Ясный построен новый монтажно-испытательный корпус КА и многие объекты
инфраструктуры, включая современную гостиницу, где останавливаются все
иностранные гости космодрома. Номера отеля оснащены кондиционерами,
горячая вода подается из бойлерной с европейским оборудованием. Доступ в
Интернет и к электронной почте - через «локалку» в каждой комнате. К услугам
гостей - ресторан, офисы и залы отдыха.
Гостиница соединена коридором с МИК, что позволяет работать
круглосуточно в три смены.
Объекты инфраструктуры пусковой базы «Ясный» показаны на рис. 7.8.
54

г
Рис. 7.8. Объекты инфраструктуры пусковой базы «Ясный» [201]
Новый МИК впечатляет. К любой точке обслуживаемого КА можно
получить доступ с помощью специального подъемника. Для подготовки к
пуску КА Genesis использовалась чистовая камера класса 100000 (по
фактическим замерам, чистота составляет 30000 частиц на кубометр) размерами
18 м (ширина) х 18 м (глубина) х 17 м (высота), оснащенная десятитонным
подъемным краном.
Уже построены и находятся в стадии завершения еще две чистовых
камеры (класса 30000) для работы с КА, оснащенными оптическими полезными
грузами. Одна из них позволит осуществлять заправку КА топливом.
Пусковая база «Ясный» находится примерно в 120 км от города Орска в
Оренбургской области, вблизи российско-казахстанской границы.
Ближайший аэродром - Международный аэропорт Орск.
Половина пути от Орска до Ясного не асфальтирована, а
заасфальтированная часть не такая гладкая, как в Москве. Городок Ясный с населением
около 20000 человек - закрытый населенный пункт. Для его посещения
иностранцам нужно специальное разрешение и сопровождающий.
Начиная с 2006 г., один из полков дивизии РВСН с пусковой базы
«Ясный» проводит космические пуски модифицированных по программе «Днепр»
ракет Р-36М УТТХ. Таким образом, г. Ясный с расположенным вокруг него
позиционным районом РВСН с 2006 г. фактически является космодромом [187].
Для коммерческих запусков оборудована одна из шахтных пусковых установок
пусковой базы Ясный в Оренбургской области [189].
Создание пусковой базы «Ясный» расширило возможности
стратегических ракетчиков по проведению пусков конверсионных ракет РС-20. Дело в
том, что сохранившийся на Байконуре пусковой комплекс не приспособлен для
запуска ракет последней модификации РС-20В («Воевода»). Поэтому и было
принято решение использовать для пусков ракет этого типа уже имеющийся
55

комплекс в ракетной дивизии, а не проводить дорогостоящую модернизацию
устаревшего комплекса на Байконуре. Практика запусков ракет как с
космодромов, так и с позиционных районов соединений РВСН существует еще с
советских времен. При пуске с «Ясного» траектория полета ракеты РС-20
проходит через малонаселенные районы Оренбургской и Тюменской областей. Тем
самым обеспечивается безопасность пусков [199].
Практическая проверка воздействия последствий пуска ракеты РС-20 на
окружающую среду подтвердила полную безопасность пусков «Днепра» для
населения и окружающей среды. Негативного воздействия от компонентов
топлива, продуктов сгорания, сверхнормативного акустического воздействия не
зафиксировано.
21.06.2010 года из шахтной пусковой установки № 95 площадки № 109
космодрома Байконур на утилизируемой МБР РС-20Б (РН «Днепр»)
осуществлен успешный запуск на орбиту германского КА TanDEM-X.
На рис. 7.9. показана подготовка к установке РН «Днепр» в шахтную
пусковую установку.
Рис. 7.9. Подготовка к установке РН «Днепр» в шахтную пусковую установку
Это был уже шестнадцатый пуск [188] по программе «Днепр» (и
пятнадцатый успешный). Пуск подготовили корпорация «Космотрас», предприятия
России и Украины при участии Минобороны РФ. Непосредственно пуск
выполнен расчетом Роскосмоса. Старт выполнялся в юго-западном направлении с
падением первой ступени РН на территории Туркменистана в районе
38°35'с.ш., 61°06'в.д.
Осуществленный пуск РН проведен в рамках конверсионной программы
«Днепр», предусматривающей ликвидацию снимаемых с боевого дежурства
МБР методом пуска с попутным выведением на околоземную орбиту
космических аппаратов. Данная РН была изготовлена в 1983 г. Она находилась в
эксплуатации более 24 лет и в 2008 г. была выведена из боевого состава
РВСН [189].
56

Международная космическая компания «Космотрас» была создана
совместным решением Роскосмоса и Национального космического агентства
Украины в 1998 году для управления программой «Днепр» и координации ведущих
ракетно-космических предприятий России и Украины [196].
Акционеры МКК «Космотрас» - ведущие научные организации и
производственные предприятия России и Украины, создавшие под руководством
МКК «Космотрас» пусковую систему «Днепр» и осуществляющие
гарантийный и авторский надзор в процессе ее эксплуатации [193].
Следует отметить, что МКК «Космотрас» может уверенно проводить
маркетинговую политику по предоставлению пусковых услуг, поскольку
обеспечена РН «Днепр» до 2027 г.
В настоящее время компания располагает большим заделом по готовым к
запуску РН «Днепр» (конверсионная РН на базе межконтинентальной
баллистической ракеты РС-20). Министерство обороны России выделило компании
на ближайшие годы 18 таких ракет.
Достаточное количество имеющихся резервных РН «Днепр» позволяет
компании, при необходимости, производить замену основной РН на резервную
в течение одного месяца, что гарантирует заказчику запуск полезной нагрузки
даже при возникновении форс-мажорных обстоятельств [190].
На июль 2010 года было запланировано подписание документов о
передаче 10% акций международной компании «Космотрас» Национальному
космическому агентству Казахстана. В дальнейшем Казахстан планирует
увеличить долю своего участия в этой компании до 33% [195].
Азимуты пуска, районы падения и трассы полета РН «Днепр» при пусках
с космодрома Байконур и пусковой базы «Ясный» представлены на рис. 7.10.
Рис. 7.10. Азимуты пуска, районы падения и трассы полета РН «Днепр»
при пусках с космодрома Байконур и пусковой базы «Ясный» [201]
57

Конструктивной особенностью ракет космического назначения является
то, что все пуски РН сопровождаются падением в определенные районы
отделяющихся частей РН, обеспечивающих выведение космических аппаратов на
соответствующие орбиты.
На территории Туркменистана в пустынной и безлюдной местности
находится район падения отделяющихся частей РН «Днепр». Этот район
разрешен для приема первой ступени РН «Днепр» в результате достигнутой
договоренности между государственными органами исполнительной власти в лице
Минобороны Туркменистана и Роскосмоса.
Ниже показан типовой алгоритм действий комиссии по исследованию
района падения отделяющихся частей РН «Днепр» [203].
Так визуальный осмотр места после одного из пусков показал, что
падение отделящихся частей РН произошло на песчаный грунт без взрыва. После
падения ступень РН разломилась по нижнему шпангоуту бака горючего.
Двигательная установка и днище бака горючего были заглублены в песок на глубину
около 1,5 м, а диаметр воронки составил примерно 6 м. Оставшаяся часть
ступени РН (баки горючего и окислителя) в неразрушенном состоянии лежали на
грунте в непосредственной близости от двигательной установки. Отдельные
мелкие фрагменты конструкции были разбросаны вокруг места падения на
расстоянии не более 30 м. Проливы компонентов ракетного топлива на грунте
отсутствовали, внутренняя полость бака горючего была сухая, что
свидетельствовало о практически полной выработке топлива в ходе полета и выгорании его
остатков в процессе падения. Какие-либо последствия падения отделяющихся
частей, такие как возгорания, разрушения строений, гибель животных,
отсутствовали.
На месте падения первой ступени РН «Днепр» были проведены работы по
контролю радиационной обстановки, «оконтуриванию» зоны возможных
проливов остатков компонентов ракетного топлива, замеру уровня содержания
паров компонентов ракетного топлива в воздухе.
На месте падения были проведены работы по нейтрализации фрагментов
первой ступени РН «Днепр», утилизации фрагментов отделяющихся частей РН
«методом подрыва» и рекультивации земли в месте падения отделяющихся
частей РН (выравнивание поверхностного слоя почвы, поврежденного
отделяющимися частями РН).
При контрольном экологическом обследовании все параметры природной
среды на месте падения отделяющихся частей РН не превысили «фоновых»
значений.
58

8. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ЕДИНСТВО»
Государственный ракетный центр «КБ им. академика Макеева» (г. Миасс,
Челябинской обл.) разработал для международной компании United Launch
Systems International (ULSI) эскизный проект ракетно-космического комплекса
«Единство», предусматривающий создание космодрома на территории
Австралии и запуск с него российской РН «Единство» (ULV-22).
Компания ULST получила все разрешения на строительство космодрома
от правительства Австралии и от правительств заинтересованных штатов.
Ракета-носитель ULV-22 - это двухступенчатая РН с разгонным блоком и
последовательным расположением ступеней РН. В качестве топлива на данной
РН используется экологически чистый керосин и жидкий кислород, а на
разгонном блоке - этиловый спирт и кислород [515].
Изготовление и сборку ступеней ракеты-носителя планировалось
проводить на Самарском заводе «Прогресс» Государственного ракетно-космического
центра «СКБ-Прогресс».
Двигатели первой ступени РН «Единство» (ULV-22) разработаны в
химкинском НПО «Энергомаш» на базе двигателя РД-120, которые используются
на второй ступени РН «Зенит», а рулевые камеры первой ступени РН
заимствованы с двигателя РД-107, которые используются на первой ступени РН «Союз».
Двигатели РД-0136 для второй ступени РН «Единство» (ULV-22)
создаются в воронежском КБ химавтоматики на базе двигателя РД-0124,
разрабатываемого для третьей ступени РН «Русь».
Двигатели разгонного блока малой тяги и многократного включения
создаются в нижнесалдинском НИИ машиностроения на базе двигателя 17Д16,
разработанного для корабля «Буран».
Топливные баки ступеней РН «Единство» (ULV-22) вафельной
конструкции - из алюминиево-магниевого сплава.
На рис. 8.1. представлен общий вид РН «Единство» (ULV-22).
Отделение первой ступени РН осуществляется после запуска двигателей
второй ступени РН от срабатывания лироболтов.
Первая ступень РН и головной обтекатель, который отделяется на
185 секунде полета, падают в океан в 850-1200 км от старта.
Управление РН «Единство» (ULV-22) в полете осуществляется бортовой
автоматизированной системой управления в инерциальном режиме с
возможностью коррекции по информации от систем ГЛОНАСС и/или NAVSTAR.
Во время всего полета РН до отделения полезной нагрузки телеметрическая
информация о состоянии основных систем посредством бортового
измерительного комплекса через запоминающее устройство передается на Землю.
59

Рис. 8.1. Общий вид РН «Единство» (ULV-22)
Управление полетом РН «Единство» (ULV-22) на участке работы первой
ступени РН обеспечивается качанием рулевых камер, на участке второй
ступени РН - качанием камер маршевого двигателя.
Комплекс командных приборов для системы управления разработан в ми-
асском НПО электромеханики, а сама система управления
ракетно-космическим комплексом - в екатеринбургском НПО автоматики.
60

Космодром для запуска РН «Единство» (ULV-22) предполагалось
разместить на острове Хаммок-Хилл у восточного побережья Австралии. Остров
расположен очень удачно, т.к. отделен от материка только пятидесятиметровым
проливом. Его координаты: 24° ю.ш. и 152° в.д.
При выведении К А на орбиты наклонением от 24° до 110° поля падения
первой ступени РН «Единство» (ULV-22) и головного обтекателя находятся в
океане между побережьем Австралии и островами Новая Гвинея, Новая
Ирландия, Соломоновыми островами, островами Вануату и Новой Каледонией.
Разработку технического и стартового комплексов планировалось
поручить московскому КБ транспортного машиностроения.
Вся предстартовая подготовка РН «Единство» (ULV-22) должна была
осуществляться автоматически.
Планировалось, что транспортировка ступеней РН «Единство»
(ULV-22) с завода изготовителя будет осуществляться следующим образом: из
Самары до Владивостока железнодорожным транспортом (около 15 суток),
затем на грузовом корабле до австралийского порта Гладстоун (около 15 суток).
Отсюда за три часа ступени РН будут доставлены на технический комплекс
космодрома автомобильным транспортом.
Чтобы за пять-шесть лет окупить создание такого ракетно-космического
комплекса, требуется делать не менее 10 пусков в год.
В 1999 году было выпущено распоряжение Правительства РФ,
одобряющее предложение Российского космического агентства о сотрудничестве
Государственного ракетного центра «КБ имени В.П. Макеева» и НПО «Энергомаш»
с австралийской компанией United Launch Systems International в области
осуществления запусков КА с территории Австралии. Этим документом
российским предприятиям разрешалось проведение соответствующих проектно-
конструкторских работ по созданию ракетно-космического комплекса
«Единство» (Unity). При этом передача технологий и лицензий на производство
компонентов этого комплекса была запрещена.
В настоящее время проект не реализован.
61

9. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ЕНИСЕИ-5»
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева разработал проект РН «Енисей-5»,
относящейся к классу сверхтяжелых РН.
Основные параметры РН «Енисей-5» представлены в таблице 9.1 [534].
Таблица 9.1
Основные параметры РН «Енисей-5»
Параметр
1. Масса полезного груза на орбите высотой 200 км
и наклонением 51,8°, т
2. Масса полезного груза на геостационарной
орбите, т
3. Относительная масса полезного груза, %
4. Стартовая масса, т
5. Стартовая тяговооруженность
6. Компоненты топлива:
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН
7. Маршевые двигатели (суммарная тяга, т):
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН
8. Рабочие запасы топлива, т:
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН
9. Масса головного обтекателя, т
РН «Енисей-5»
125,0
30,0
5,21
2397,0
1,42
Жидкий кислород +
керосин
Жидкий кислород +
жидкий водород
4хРД-170(2960)
3*РД-0120(570)
1520,0
548,0
7
Примечание: тяга двигателей первой ступени РН приведена у Земли, второй - в вакууме
Двухступенчатая РН «Енисей-5» имеет пакетную компоновку и
концептуально близка к РН «Энергия», но отличается не боковым, а верхним
расположением космической головной части.
Кроме того, на центральном блоке диаметром 7,7 м установлены не
четыре, а три двигателя РД-0120.
Общий вид РН «Енисей-5» представлен на рис. 9.1.
62

Рис. 9.1. РН «Енисей-5»
Грузоподъемность РН «Енисей-5», также как и у РН «Амур-5»,
составляет 125 т на низкой орбите.
Несмотря на меньшее количество ступеней, РН «Енисей-5» по массовой
отдаче превосходит РН «Амур-5» - 5,21% против 4,8%.
Четыре боковых блока РН «Енисей-5» диаметром по 4,1 м оснащены
двигателями РД-170. По расчетам, оптимальный рабочий запас топлива в
центральном блоке должен быть не менее 600 т, но в проекте ГКНГТЦ он принят
равным 548 т. Можно предположить, что это вызвано стремлением уменьшить
«водородную» составляющую РН, а также организовать верхний силовой пояс
связей над баком окислителя из компоновочных соображений (в этом случае
весь центральный блок будет разгружен от сжимающих полетных нагрузок).
Но того же эффекта можно добиться, совместив днища баков без снижения
заправки блока, что могло бы увеличить массу полезного груза [271].
63

10. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЗЕНИТ»
Ракета-носитель 11К77 («Зенит») разработана Конструкторским бюро
«Южное» имени академика М.К. Янгеля (Днепропетровск) в 1976-1985 годах.
Разработка РН была составной частью программы «Буран».
На рис. 10.1 представлен общий вид 1 РН «Зенит-2».
Рис. 10.1 РН «Зенит-2»
64

РН «Зенит» называли ракетой будущего и возлагали на нее большие
надежды. На нетоксичном топливе она могла поднимать на орбиту КА,
транспортные и пилотируемые корабли. 25 лет назад прошли первые летные
испытания РН «Зенит».
РН «Зенит» - экологически чистая, мощная (30 миллионов лошадиных
сил) и надежная РН.
Первая ступень РН «Зенит» - нижняя часть РН с четырьмя соплами. Этот
двигатель сегодня американцы покупают для своей РН Atlas 5.
На этой РН планировалось отправлять космические экипажи на орбиту.
Для космонавтов построили даже специальную башню, так называемый
«скворечник» - уникальное сооружение весом свыше тысячи тонн. Почти 20 лет на
эту башню никто не поднимался. После закрытия пилотируемой программы все
входы и лестницы на «скворечнике» опломбировали и закрыли.
На рис. 10.2 показано нахождение РН «Зенит» у «скворечника».
Рис. 10.2. РН «Зенит» у «скворечника»
На башне есть и специальная система экстренного спасения. Шахта,
внутри так называемый «чулок». Это эвакуационный канал, по которому
уходят в безопасное место.
Подобной системой сегодня оснащаются все крупные отели мира и
стартовые комплексы Европейского космического агентства. Но здесь все это
построили еще в начале 80-х годов в Советском Союзе. Такого тогда не было
нигде.
Сегодня рядом с закрытой башней - работающий старт. Уникальность
старта в том, что всё предстартовое обслуживание проходит в автоматическом
режиме.
65

Такого нигде в мире нет.
На подготовку к пуску отводится всего 90 минут. В таком режиме могут
запускаться КА, требующие оперативного выведения. РН прибывает на старт и
здесь уже находится во власти автоматики [246].
Только два пуска РН «Зенит» были аварийными. Остальные с
невероятной точностью вывели космические аппараты на заданную орбиту. И есть
надежда, что у РН с такой безупречной историей впереди еще много стартов.
Рассмотрим подробнее семейство РН «Зенит».
РН «Зенит» представляет собой двухступенчатую РН с поперечным
делением ступеней РН. Первая ступень РН оснащена четырехкамерным
жидкостным ракетным двигателем 11Д520 (РД-170) тягой 806 т (в вакууме),
разработанным НПО «Энергомаш» [241].
Ракетный блок второй ступени РН 11С772 оборудован двигательной
установкой, состоящей из однокамерного маршевого ЖРД 11Д123 (РД-120) тягой
85 т, разработанного НПО «Энергомаш» и четырехкамерного рулевого ЖРД
11Д513 тягой 8 т, разработанного КБ «Южное».
Все двигатели работают на жидком кислороде и керосине РГ-1.
Летно-конструкторские испытания РН проходили с апреля 1985 года по
декабрь 1987 года, после чего РН была принята в эксплуатацию. Головным
изготовителем РН «Зенит» является производственное объединение «Южный
машиностроительный завод» (ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск, Украина) Хотя «по
месту рождения» РН является украинской, фактически она является
совместным российско-украинским изделием - более половины подрядчиков ПО ЮМЗ
по РН «Зенит» составляют российские предприятия.
Постановление правительства СССР о создании универсального
космического ракетного комплекса К11К77 («Зенит»), а также тактико-технические
требования Заказчика изначально предусматривали дальнейшее развитие
комплекса. Одним из путей было применение в составе РН специальной ступени
РН для запуска КА на высокие, в том числе геостационарные, орбиты и
межпланетные траекторий. Здесь самой важной и сложной задачей стала разработка
нового космического разгонного блока. В соответствии с решением Совета
главных конструкторов 1976 г., эскизным проектом рассматривались два
альтернативных варианта разгонных блоков - на низкокипящих (жидкий кислород
и керосин) и высококипящих компонентах топлива.
За основу первого варианта разгонного блока был взят разгонный блок
ДМ на компонентах топлива - переохлажденный кислород и циклин (синтин),
за основу второго разгонного блока - третья ступень 11С683 РН «Циклон-3» на
компонентах AT и НДМГ.
Сравнительный анализ двух вариантов показал, что применение
разгонного блока ДМ позволяло выполнить требование по массе полезного груза, вы-
66

водимого на геостационарную орбиту, - до 1 т, в то время как
грузоподъемность второго варианта ограничивалась 0,5 т. Однако принцип ампулизации
топливных баков после заправки разгонного блока на высококипящих
компонентах позволял сохранить высокие тактико-технические характеристики
комплекса по времени и темпу пусков.
Но главной причиной, по которой КБ «Южное» отдавало предпочтение
второму варианту, была невозможность обеспечить предполагаемую годовую
программу производства разгонных блоков ДМ для РН «Протон» и «Зенит»
(30-40 шт,)'. производственные мощности были загружены выполнением
напряженной программы серийного выпуска боевых и космических ракет. Кроме
того, КБ «Южное» имело гораздо больше опыта в использовании долгохрани-
мых компонентов, чем низкокипящих. Заказчики же в лице Министерства
обороны СССР и ЦНИИмаш отстаивали направление развития блока ДМ,
поскольку не желали «портить» комплекс токсичными компонентами и настаивали на
выполнении требований по массе полезного груза.
В результате началась долгая борьба между двумя направлениями
создания разгонного блока.
В 1982 г. КБ «Южное» выпустило эскизный проект РН с разгонным
блоком 11С851. Этому предшествовали три решения Совета главных
конструкторов и рекомендации секции НТС Министерства общего машиностроения о
разработке РБ на высококипящих компонентах топлива. В эскизном проекте были
рассмотрены два варианта разгонного блока:
- полутораступенчатый РБ, с подвесными баками, сбрасываемыми после
выхода в апогей геопереходной орбиты;
- двухступенчатый РБ с апогейной ступенью, которая работает только
после выхода в апогей геопереходной орбиты.
В качестве основного был принят второй вариант: он обеспечивал массу
груза, выводимого на геосинхронную орбиту, близкую к 1300 кг.
Основной особенностью запуска являлось выведение двумя ступенями
РН разгонного блока на низкую переходную орбиту с недобором скорости, что,
в конечном счете, давало некоторый выигрыш в массе груза на геосинхронной
орбите. Вторая ступень РН не выходила на замкнутую орбиту, а падала в Тихий
океан в «антиподной» точке (вблизи Южной Америки). Последнее
обстоятельство способствовало уменьшению засорения космического пространства
отработавшими ступенями РН. Первым включением двигателя разгонный блок
выводился на опорную орбиту, затем выходил в апогей геопереходной орбиты и
отделялся. Апогейная ступень сообщала последний импульс для вывода КА на
геосинхронную орбиту.
Для увеличения энергетических возможностей и уменьшения стоимости
пуска системы управления и телеизмерений переносились со второй ступени
67

РН на разгонный блок (т.н. принцип «лифтирования»). В апогейной ступени
использовался РДТТ с простейшей системой управления. Для остальных задач
выведения на высокие орбиты разгонный блок мог применяться без апогейной
ступени.
Работа по разгонному блоку 11С851 в 1988-1989 гг. дошла до стадии
выпуска конструкторской документации, но к этому времени начинались
переговоры с Австралией о создании космодрома на мысе Йорк с размещением на нем
комплекса «Зенит». Австралийский заказчик сразу предупредил о
недопустимости использования на своей территории токсичных компонентов, поэтому
проект все же был переориентирован на разгонный блок ДМ. Все работы по
разгонному блоку 11С851 прекратили по решению Минобщемаша в 1989 г.,
однако и советско-австралийский проект по коммерческим запускам РН
«Зенит» с австралийского космодрома вскоре «заглох» по причине недостатка
финансов. Приостановились и работы по увязке РН «Зенит» с разгонным блоком
11С861 [242].
В 1992 г. была предпринята новая попытка создания разгонного блока
на долгохранимых компонентах и с твердотопливной апогейной ступенью.
В 1993 г. Национальное космическое агентство Украины заключило с КБ
«Южное» договор «О создании РН 11К77В с разгонным блоком 11С851 и
апогейной ступенью» (тема «Геостационар»). Недостаточное финансирование
также не позволило развернуть работы в полном объеме, и с 1 января 1996 г. они
были прекращены.
Еще одно «боковые ответвление» трехступенчатой РН «Зенит» - проект
оснащения РН криогенным разгонным блоком. В 1991 г. по указанию
Министерства общего машиностроения осуществлялась оценка возможности
применения на РН «Зенит» кислородно-водородного разгонного блока «Шторм»
разработки КБ «Салют». Был выпущен совместный эскизный проект,
показывающий, что масса груза, выводимого на геостационарную орбиту, в данном случае
может быть повышена до 2,6 т. Это позволяло заменить РН «Протон» на
комплекс с экологически чистыми компонентами топлива. После распада
Советского Союза и эта работа была прекращена.
В конечном итоге трехступенчатая РН «Зенит» все-таки появилась, и
именно с разгонным блоком на основе разгонного блока ДМ. Произошло это в
рамках проекта «Морской старт», который начал прорабатываться с 1993 г.
Модификация РБ «ДМ-SL» была создана в РКК «Энергия» в довольно короткие
сроки путем доработки разгонного блока ДМ с учетом особенностей
эксплуатации в морских условиях.
Общий вид РН «3€hht-3SL» представлен на рис. 10.3.
68

Рис. 10.3. Общий вид РН «Зенит-SSI»
Характеристики экологически чистой трехступенчатой РН «3eHHT-3SL»
представлены в таблице 10.1.
Характеристики РН «3eHHT-3SL» [510]
Таблица 10.1
Наименование
1. Стартовая масса ракеты космического
назначения, т
2. Стартовая масса РН «Зенит-28», т
3. Масса заправленной первой ступени
РН,т
4. Масса топлива на первой ступени РН, т
5. Масса конструкции первой ступени
РН,т
6. Масса заправленной второй ступени
РН,т
7. Масса топлива на второй ступени РН, т
Величина
465,153
438,6
349,1
320,0
29,1
89,5
80,6
69

Наименование
8. Масса конструкции второй ступени РН,
т
9. Масса заправленного РБ ДМ-SL
(с нижним и средним переходниками), т
10. Масса топлива на РБ ДМ-SL, т
11. Масса конструкции РБ ДМ-SL
(с нижним и средним переходниками), т
12. Масса блока полезного груза, т
13. Масса макета К А на геопереходной
орбите, т
Величина
8,9
19,27
14,94
3,37
7,283
4,5
Высокий уровень энергетических характеристик и конструктивно-
весового совершенства РН «3eHHT-3SL» достигается за счет:
- рациональной компоновочной схемы с минимальными объемами
«сухих» отсеков;
- применения высокоэнергетической экологически чистой топливной пары;
- уникального двигателя первой ступени РН;
- применения для силовых элементов корпуса высокопрочного
конструкционного сплава АМгб НПП (нагартованного);
- широкого внедрения вафельных обечаек в конструкцию корпуса бакав
и «сухих» отсеков;
- передовой технологии производства.
Проект использования РБ ДМ в качестве третьей ступени РН «Зенит» для
доставки КА на высокую (в т.ч. геостационарную) орбиту и межпланетные
траектории рассматривался достаточно давно, но только программа «Морской
старт» позволила реализовать эти замыслы.
Для использования в программе «Морской старт» РН «Зенит» претерпел
некоторые изменения, направленные на увеличение эффективности и
надежности РН.
Модифицирование РН включало:
- усиление конструкции первой ступени РН;
- замену бортового вычислительного устройства на второй ступени РН и
разгонном блоке;
- установку линии заправки компонентами топлива разгонного блока
через трубопроводы второй ступени РН для использования преимуществ
автоматизированной заправки комплекса «Зенит».
Кроме вышеперечисленных изменений и установки третьей ступени,
РН «3eHHT-3SL» оснащена головным обтекателем оживальной формы
современной конструкции.
70

ЖРД обеих ступеней РН и разгонного блока построены по замкнутой
схеме и работают на жидком кислороде и керосине.
На первой ступени РН «3eHHT-3SL» установлен четырехкамерный
двигатель РД-171 (11Д520) тягой на земле 740,2 тс, в вакууме - 806,7 тс.
На второй ступени РН «3eHHT-3SL» установлен однокамерный маршевый
РД-120 (11Д123) тягой в вакууме 85,05 тс и четырехкамерный рулевой
двигатель 11Д513 тягой в вакууме 7,95 тс.
На разгонном блоке РН «Зенит-ЗБЬ» используется маршевый двигатель
11Д58М тягой 8,5 тс.
Для осадки топлива в невесомости и управления блоком в пассивном
полете используются два сбрасываемых сферических блока системы
стабилизации, ориентации и обеспечения запуска.
Для программы «Наземный старт» вновь проведена доработка разгонного
блока, но уже для условий байконурской пустыни.
По проекту «Наземный старт» созданы две основные модификации РН -
двухступенчатая РН «3eHHT-2SLB» и трехступенчатая РН «3eHHT-3SLB» [243].
На рис. 10.4. представлен общий вид трехступенчатой РН «Зенит-ЗБЬВ».
Рис. 10.4. Трехступенчатая РН «3emim-3SLB»
Обе РН относятся к единому семейству РН «Зенит», работающих на
нетоксичных компонентах топлива (жидкий кислород и керосин РГ-1).
Двухступенчатый вариант РН служит для выведения полезного груза на низкие и сред-
невысокие орбиты, трехступенчатый - на высокие круговые и эллиптические
орбиты, в том числе, на переходную к геостационарной и геостационарную, а
также на отлетные траектории.
РН выполняются по тандемной моноблочной схеме с последовательной
работой ступеней РН и будут эксплуатироваться в составе космического
ракетного комплекса «Зенит-М».
В состав каждой РН входит двухступенчатая РН «3eHHT-2SB», созданная
в ГКБ «Южное» на базе РН «3eHHT-2S», применяемой в комплексе «Морской
старт». Изделие отличается моделью гидроусилителя гидропривода на первой
ступени РН, установкой дополнительного комплекта радиотелеметрической
системы «Сириус» с антенно-фидерными устройствами и удалением комплекса
командных приборов на второй ступени РН, а также мерами по теплоизоляции
для пустынного климата.
71

Благодаря высокой степени унификации РН «Зенит-28В» может
использоваться с минимальными изменениями конструкции и комплектации как с
морской платформы, так и со стартового комплекса на Байконуре.
Отличие моделей РН - в составе космической головной части.
В состав космической головной части трехступенчатой РН «3eHHT-3SLB»
входят:
- разгонный блок «ДМ-SLB», созданный в РКК «Энергия» имени
СП. Королёва и являющийся модификацией аналогичного разгонного блока
комплекса «Морской старт»;
- металлический головной обтекатель диаметром 4100 мм, длиной
10400 мм и массой 1655 кг разработки НПО имени С.А. Лавочкина (в
«Морском старте» используется углепластиковый головной обтекатель,
поставляемый фирмой Boeing);
- блок полезного груза, включающий переходную систему и
собственно КА.
Переходная система включает переходной отсек разработки РКК
«Энергия» и адаптер КА (либо шведской фирмы SAAB, либо РКК «Энергия»). В
отличие от «морского» варианта, космическая головная часть РН «Зенит-ЗБЬВ»
негерметична (вентиляция и термостатирование объема под головным
обтекателем проводится от наземного оборудования).
В состав космической головной части двухступенчатой РН
«3eHHT-2SLB» входят:
- металлический головной обтекатель диаметром 3900 мм и длиной 13652
мм, заимствованный у исходной РН «Зенит-2»;
- переходник-адаптер полезного груза длиной 350 мм и диаметром
3900 мм разработки ГКБ «Южное»;
- собственно КА.
На рис. 10.5. показаны космические головнные части РН «Зенит-ЗБЬВ»
и «3eHHT-2SLB».
Головной обтекатель доработан для обеспечения требований по чистоте
пространства и температурно-влажностному режиму КА.
Переходный отсек космической головной части - новая разработка,
предназначенная для использования исключительно на РН «Зенит-2SLB».
От исходной РН «Зенит-2» двухступенчатый вариант для «Наземного
старта» отличается применением новой облегченной цифровой системы
управления на основе БЦВМ «Бисер-3», обеспечивающей более точное выведение
КА на орбиту, а также совместимость с модернизированными системами
телеметрических измерений. Кроме того, исключен оптический прибор системы
прицеливания.
72

Рис. 10.5. Космические головные части РН «3eHum~3SLB» (вверху)
и «3euum-2SLB» (внизу) [372]
В отличие от исходной РН «Зенита-2», рулевой двигатель РН
«3eHHT-2SLB» может включаться два раза для увеличения массы полезного
груза, выводимого на орбиты средней высоты.
Важной особенностью комплекса является то, что РН может
эксплуатироваться с различными разгонными блоками, что повышает гибкость
применения. Так, вскоре в семейство войдет еще один вариант трехступенчатой РН -
«Зенит-ЗБЬБФ» с разгонным блоком «Фрегат-СБ» разработки НПО имени
G.A. Лавочкина.
Ракетный блок первой ступени РН представляет собой моноблочную
конструкцию длиной 32,9 м (от среза сопел ЖРД до плоскости разделения со
второй ступенью РН), состоящую из хвостового отсека с четырехкамерным
двигателем РД-171М разработки НПО «Энергомаш», бака горючего, бака окислителя
и силового кольца. Несущие баки топливного отсека и межбаковый отсек -
вафельной конструкции, из нагартованного алюминиевого сплава АМг-бНН.
73

Двигатель РД-171М облегчен по сравнению со своим предшественником -
двигателем РД-171 (11Д520) - на 200 кг и может быть форсирован до тяги 784 тс.
Ракетный блок второй ступени РН - также моноблочная конструкция
длиной 11,947 м (без учета выступающей части сопел рулевого ЖРД длина
составляет 11,047 м). Он состоит из хвостового отсека, бака горючего, бака
окислителя, приборного отсека, маршевого и рулевого двигателей, и стержневой
межступенчатой рамы. Материал баков - АМг-бНН. В состав двигательной
установки второй ступени РН входит маршевый двигатель РД-120 (11Д123)
разработки НПО «Энергомаш», форсированный по тяге до 93 тс, а также рулевой
четырехкамерный двигатель РД-8 разработки ГКБ «Южное» тягой 8 тс.
Разгонный блок «ДМ-SLB» имеет длину 5,93 м и максимальный диаметр
3,7 м. Максимальная стартовая масса разгонного блока- 17900 кг, сухая масса-
около 2900 кг, максимальный запас топлива - 14580 кг. Разгонный блок
оснащен маршевым двигателем 11Д58М тягой в пустоте 8103 кгс разработки РКК
«Энергия», обеспечивающим до пяти включений в полете.
На рис. 10.6. представлен общий вид разгонных блоков ДМ-SL и
ДМ-SLB.
АРБ ДМ-SL АРБДМ-SLB
Рис. 10.6. Разгонные блоки ДМ-SL и ДМ-SLB
Разгонный блок «ДМ-SLB» имеет следующие отличия от своего
«морского» собрата:
- в системе управления используется БЦВК «Бисер-61» с БЦВМ «Бисер-6»;
- вместо единого герметичного приборного отсека установлены
индивидуальные термоконтейнеры системы управления разгонного блока, отдельных
приборов и агрегатов системы обеспечения теплового режима;
74

- разгонный блок максимально облегчен за счет снятия ненужного для
эксплуатации в составе «Наземного старта» оборудования;
- исключен навесной радиационный теплообменник системы
обеспечения теплового режима (конструкция верхнего переходного отсека используется
в качестве радиационного теплообменника);
- введена ферма для установки КА через переходную систему
непосредственно на разгонный блок;
- изменена конструкция переднего стыка для совмещения с головным
обтекателем российской разработки;
- в состав двигателя 11Д58М введена магистраль сброса паров кислорода
из полости подшипника насоса окислителя турбонасосного агрегата при
запуске двигателя с целью расширения эксплуатационного диапазона входной
температуры окислителя;
- две автономные двигательные установки СОЗ 11Д79 заменены на КДУ
СОЗ с единым топливным блоком и четырьмя дополнительными двигателями
осевой перегрузки тягой по 10 кгс.
Основные параметры РН «Зенит-ЗБЬВ» «3eHHT-2SLB» представлены в
таблице 10.2.
Таблица 10.2
Основные параметры ]
Характеристики
1. Максимальная стартовая масса
РН,т
2. Масса полезного груза,
выводимого на орбиты, т:
- орбита Международной
космической станции (высота орбиты -
400 км, наклонение орбиты - 51,6°);
- геопереходная орбита (высота
орбиты - 35786 км х 230 км,
наклонение орбиты - 0°;'
- геостационарная орбита
(высота орбиты - 35786 км х 35785 км,
наклонение орбиты - 0°)
3. Масса окислителя и горючего, т
4. Тяга двигателей на старте, т
5. Максимальная перегрузка при
выведении, единиц
6. Компоненты топлива
(окислитель/горючее)
7. Полная длина РН, м
РН «3eHHT-3SLB» «3chht-2SLB»
РН «3eHHT-3SLB»
466,2
-
3,75
1,8
425
740
4,0
Жидкий кислород /
керосин
58,65
РН «3eHHT-2SLB»
458,2
12,03
-
-
410
740
4,0-6,0
Жидкий кислород /
керосин
57,35
75

Характеристики
8. Диаметр корпуса первой и второй
ступеней РН
9. Диаметр разгонного блока, м
10. Диаметр головного обтекателя, м
11. Количество ступеней РН
РН «Зенит-ЗБЬВ»
3,9
3,7
4,1
3
РН «3eHHT-2SLB»
3,9
-
3,9
2
Стартовая масса РН «3eHHT-3SLB» (без учета массы полезного груза)
может изменяться от 462 до 466 т, а стартовая масса РН «3eHHT-2SLB» - от 450 до
460 т. Для сравнения: максимальная стартовая масса РН «3eHHT-3SL»
составляет 473 т.
Масса заправленного блока первой ступени РН составляет 354,35 т
(РН «3eHHT-2SLB» и РН «Зенит-ЗБЬВ»), блока второй ступени РН - 90,854 т
для РН «3eHHTa-2SLB» и 90,794 т для РН «3eHHT-3SLB».
Максимальная масса полезного груза, выводимого РН «3eHHT-2SLB» на
низкую орбиту (200 км х 200 км, наклонение 51,4°), достигает 14000 кг.
Энергетика трехступенчатой РН позволяет выводить на геопереходную орбиту КА
массой до 4250 кг (при «недоборе» характеристической скорости 1800 м/с) или
3600 кг (при «недоборе» 1500 м/с), а на геостационарную орбиту - до 2500 кг
[242].
Комплекс «Наземный старт» - это тот же РКК «Морской старт» с его
испытанными системами, процессами и людьми, перенесенный на космодром
Байконур.
Комплексы дополняют друг друга, работая на КА различных классов.
В то время как РКК «Морской старт» - мощная система, которая позволяет
выводить более 6000 кг на геопереходную орбиту с импульсом в апогее не более
1500 м/с, комплекс «Наземный старт» - это система среднего класса,
позволяющая выводить на эквивалентную орбиту груз массой 3600 кг. Отличие в
эффективности РН при запуске на геопереходную орбиту обусловлено
географическим положением стартовых площадок и наличием строго ограниченных
полей падения отработанных ступеней РН при запуске с космодрома Байконур.
Длина (в незаправленном состоянии) РН «Зенит-28ЬВ» - 57,354 м,
РН «3eHHT-3SLB» - 58,652 м. Такая небольшая разница определяется, прежде
всего, тем, что головной обтекатель двухступенчатой РН лишь ненамного
короче, чем вся космическая головная часть трехступенчатой РН (15,300 м). При
заправке из-за температурной «усадки» и «весового сжатия» первых двух
ступеней длина РН несколько сокращается (примерно на 200 мм).
Основные характеристики ступеней РН «Зенит» комплекса «Наземный
старт» представлены в таблице 10.3 [372].
76

Таблица 10.3
Характеристики ступеней РН «Зенит» комплекса «Наземный старт»
Параметр
1. Вариант РН
2. Время работы,
3. Масса пустой ступени
РН,кг
4. Масса залитой
ступени РН, кг
5, Масса горючего
(керосин), кг
6. Масса окислителя
(жидкий кислород), кг
7. Длина ступени РН, м
8. Диаметр ступени РН,
м
9. Двигательная
установка ступени РН
10. Тяга на уровне моря,
тс
11. Тяга в вакууме, тс
12. Удельный импульс
на уровне моря, с
13. Удельный импульс
в вакууме, с
14. Управление
вектором тяги
(угол прокачки камер)
Первая ступень РН
3eHHT-2SLB и -3SLB
140-150
27564
354350
90219
236567
32,9
3,9
Один четырехкамерный
двигатель РД-171
740,0
806,4
309,5
337.2
±6,3°
Вторая ступень РН
3eHHT-2SLB
300-1100
8367
90854
Зенит-ЗБЬВ
360-370
8307
90794
23056
59431
10,4
3,9
Один однокамерный
маршевый двигатель РД-120 и
один четырехкамерный
рулевой двигатель РД-8
-
Маршевый двигатель - 93,0
Рулевой двигатель - 8,1
-
Маршевый двигатель - 350
Рулевой двигатель - 342,8
±33°
Первые и вторые ступени РН «Зенит», используемые в системе
«Наземный старт», взаимозаменяемы со ступенями РН комплекса «Морской старт».
Их изготавливает ПО «Южное». Третья ступень - блок «ДМ-SLB»,
используемая только в варианте РН «Зенит-ЗЭЬВ», производится РКК «Энергия».
Головной обтекатель для варианта РН «3eHHT-3SLB» диаметром 4,1 м
изготавливается в НПО имени С.А. Лавочкина. Он разработан специально для
блока ДМ.
Головной обтекатель для варианта РН «3eHHT-2SLB» диаметром 3,9 м
изготавливает ПО «Южмаш». Он был специально разработан для
двухступенчатой конфигурации РН и используется, начиная с 1985 г. [372].
77

Первый пуск по программе «Наземный старт» был проведен 29 июня
2007 года с помощью РН «Зенит-2», которая была промежуточным вариантом
между РН 11К77 и РКП «3eHHT-3SLB» [244].
28 апреля 2008 года, состоялся первый пуск РН «Зенит-ЗБЬВ».
Вывоз РН «3eHHT-3SL» из монтажно-испытательного корпуса показан на
рис. 10.7.
Рис. 10.7. Вывоз РН «3emim-3SL» из мои таэюно-испытательного корпуса
На рис. 10.8. показано отведение стрелы транспортно-установочного
агрегата от РН «Зенит».
Рис. 10.8. Отведение стрелы транспортно-установочного агрегата от РН «Зенит»
РН проекта «Наземный старт» на стартовой позиции показана на
рис. 10.9.
78

Рис. 10.9. РНпроекта «Наземный старт» на стартовой позиции
Расчетная производительность комплекса «Наземный старт» составляет
не менее 12 пусков в год, в том числе с разгонным блоком «ДМ-SLB»
(на РН «3eHHT-3SLB») - до 7 пусков в год.
Научно-производственное объединение «Энергомаш» рассчитывает
сохранить ранее достигнутый объем поставок ракетных двигателей РД-171 на
Украину для РН «Зенит», несмотря на финансовые проблемы у
международного консорциума «Морской старт» - основного потребителя этих РН.
Закупки двигателей для РН «Зенит» будут продолжаться, несмотря на
состояние «Морского старта». Это связано с тем, что у РН «Зенит» есть второе
направление использования - программа «Наземный старт».
Российские ракетные двигатели РД-171 используются в РН «Зенит», с
помощью которых запускаются КА с плавучего космодрома «Одиссей» в
Тихом океане в рамках международной программы «Морской старт», а также для
запуска КА с космодрома Байконур (Казахстан) по программе «Наземный
старт».
«Морской старт» - один из крупнейших мировых операторов пусковых
услуг, предоставляющий услуги по запуску коммерческих КА с морского
космодрома в районе экватора в Тихом океане.
В созданный в 1995 году консорциум входят американская компания
Boeing (40% акций), РКК «Энергия» (РФ, 25%), британско-норвежская компания
Kvaerner Group (20%), конструкторское бюро «Южное» и производственное
объединение «Южмаш» (Украина, 15%).
79

За 10 лет пусковой деятельности, с марта 1999 года, в рамках проекта
осуществлено 30 пусков с морского космодрома, 28 из которых были
успешными, на орбиту выведено 28 КА массой свыше 6 т [245].
На рис. 10.10 показан общий вид РН «Зенит-ЗБЬ» (комплекс «Морской
старт»).
Рис. 10.10. РН «3emim-3SL» (Комплекс «Морской старт»)
80

С 2008 года по соображениям экономической целесообразности
коммерческие запуски модернизированной РН «Зенит» с КА массой до 4,5 т
осуществляются с космодрома Байконур (Казахстан) в рамках программы «Наземный
старт», а свыше 4,5 т - с морского космодрома. В рамках «Наземного старта» с
апреля 2008 года осуществлено четыре пуска.
Состав комплекса «Наземный старт» для космодрома Байконур
представлен на рис. 10.11.
с. 7(9. У 7. Состав комплекса «Наземный старт» для космодрома Байконур
81

Российские и украинские специалисты планируют улучшить
энергетические характеристики РН «Зенит», запускаемой в рамках проекта «Наземный
старт» с космодрома Байконур, что позволит в будущем увеличить почти на
тонну массу КА, выводимых на геопереходную орбиту.
Будет изменен наклон орбиты запуска, облегчена конструкция адаптеров
КА и ступеней РН, а также для заправки разгонного блока будет использовано
горючее с повышенными энергетическими характеристиками [241].
82

11. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЗЫБЬ»
В ГРЦ «КБ имени Макеева» на базе БРПЛ РСМ-25 была создана
РН «Зыбь».
РН «Зыбь» предназначались для пусков по баллистической траектории.
На РН «Зыбь» в отличие от БРПЛ РСМ-25 устанавливалась
перепрограммированная система управления [373].
Первый пуск одноступенчатой РН «Зыбь» состоялся в декабре 1991 г.
В этом пуске в качестве полезного груза на РН «Зыбь» стоял
технологический модуль «Спринт» для получения в невесомости уникальных образцов
новых сверхпроводящих сплавов и полупроводников с улучшенной
кристаллической структурой. Запуск был осуществлен по заказу НПО «Компомаш».
В декабре 1992 г. состоялся второй пуск РН «Зыбь» с аппаратурой
«Медуза». В ходе полета была продемонстрирована возможность получения в
невесомости особо чистых биологических и медицинских препаратов, в т.ч.
противоопухолевого интерферона «Альфа-2». Заказчиком этого запуска было
АО «Биоиндустрия».
Впоследствии программу «Зыбь» закрыли, поскольку базовые ракеты
РСМ-25 были сняты с вооружения.
83

12. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «КВАНТ»
В создании экологически чистой РН «Квант» легкого класса участвуют
ведущие предприятия ракетно-космической отрасли России, а именно:
- РКК «Энергия» им. СП. Королева;
- Волжское КБ РКК «Энергия» им. СП. Королева;
- НПО автоматики и приборостроения;
- НПО «Энергомаш»;
- КБ транспортного машиностроения;
- ГП «Красмашзавод»;
- завод «Прогресс»;
- Воронежский механический завод.
В таблице 12.1. представлены основные характеристики РН «Квант»
Таблица 12.1
Основные характеристики ]
Наименование
параметра
1. Стартовая масса РН, т
2. Космодромы запуска РН
3. Максимальная
грузоподъемность, т:
- на круговую орбиту
высотой 200 км;
- на высокоэллиптическую
орбиту высотой
200 км х 36000 км;
- на орбиту к Луне;
- на орбиту к Марсу,
Венере;
- на геостационарную
орбиту с апогей ной
ступенью
4. Количество ступеней РН, шт
5. Компоненты топлива РН
6. Длина РН, м
7. Диаметр РН, м
8. Надежность РН
Байконур
5,2
1,2
0,6
0,15
0,35
РН «Квант»
Величина параметра
235,0
Плесецк
4,5
0,8
0,5
0,05
-
2
Кислород + керосин
36
'3,9
0,98
«Морской
старт»
5,8
1,6
0,9
0,4
0,7
" 1
На рис. 12.1. представлен общий вид РН «Квант».
84

Рис. 12.1. РН «Квант»
85

Ракета-носитель «Квант» создается на базе [396]:
- вновь разрабатываемой первой ступени РН с эксплуатируемыми
маршевыми двигателями 11Д123, доработанными для запуска у Земли;
- высоконадежного космического разгонного блока ДМ,
эксплуатируемого с 1967 года и осуществившего около 200 безаварийных полетов, в качестве
второй ступени РН;
- созданных на космодроме Байконур и по коммерческому по проекту
«Морской старт» технических и стартовых комплексов для РН «Зенит».
Энергетические возможности РН «Квант» представлены на рис. 12.2.
Масса полезного груза, кг
6000
5000
4000
3000
2000
1000
200 500 1000 1500 2000
Высота круговой орбиты, км
Рис. 12.2. Энергетические возможности РН «Квант»
Проект РН «Квант» в настоящее время не реализован.
86

13. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «КОСМОС-ЗМ»
В апреле 1961 г. КБ «Южное» (Украина, г. Днепропетровск) начало
проектирование новой РН легкого класса, создание которой было задано
постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 31 октября 1961 г. «О создании космического
носителя 65СЗ на базе ракеты Р-14 и космических аппаратов «Метеор»,
«Стрела», «Пчела».
Из-за большой загрузки тематикой руководитель днепропетровского
предприятия М.К. Янгель в мае-ноябре 1962 г. передал проект в железногор-
ский филиал № 2 королёвского ОКБ-1 (ОКБ-10, КБ и НПО прикладной
механики, ныне ОАО ИСС им. академика М.Ф. Решетнёва).
ОКБ-10, которое в свое время провело большую работу по подготовке
серийного производства Р-14 на заводе №1001 (Красмашзавод), существенно
доработало проект РН. Была спроектирована новая вторая ступень РН, несколько
изменена конструкция бака окислителя базовой Р-14, разработан переходной
отсек между ступенями РН, головной обтекатель, система разделения и другие
системы.
Летные испытания РН начались 18 августа 1964 г. и проходили на
космодроме Байконур. Было выполнено восемь пусков ракеты 65СЗ, впоследствии
получившей название «Космос-1», из них - семь успешных. Доработанный
вариант 11К65 («Космос-3») оказался менее удачным (проведено шесть пусков с
Байконура, из них - три аварийные). После модернизации РН получила
название «Космос-ЗМ» и уже длительное время весьма успешно эксплуатируется с
космодрома Плесецк и полигона Капустин Яр. Первый ее пуск состоялся 15 мая
1967 г. С 1968 г. производство РН было передано в омское ПО «Полет»,
конструкторское бюро которого осуществляло серийное сопровождение и все
последующие модернизации РН. В 1971 г. РН был принят в эксплуатацию [228].
В 1973 г. дебютировал еще один вариант РН - К65М-Р. Эта
специализированная модификация была разработана в ПО «Полет» для испытания
различных систем боевого оснащения и запускалась по суборбитальной траектории.
Наряду с РН 11К65М этот вариант базовой РН эксплуатируется по настоящее
время. РН K651VI-P в слегка доработанном варианте К65М-РБ использовалась
также при орбитальных и суборбитальных запусках аппаратов «Бор-4» и
«Бор-5» в 1980-1988 гг.
Наконец, еще один вариант РН - К65УП, получивший наименование
«Вертикаль» (по этой же программе запускались и Р-5), использовался в 1974-
1983 гг. для запуска высотных космических зондов с полигона Капустин Яр.
В таблице 13.1 по состоянию на 01.01.1999 г. представлены
статистические данные о запусках различных модификаций РН [238].
87

Таблица 13.1
Статистические данные
о запусках различных модификаций РН «Космос» [238]
ТипРН
65СЗ
11К65
11К65М
К65М-Р
К65М-РБ
К65УП
Все

модификации
Орбитальные пуски
УП
7 (Б)
2 (Б)
372 (П)
19 (К)
-
4 (К)
-
9 (Б)
372 (П)
23 (К)
ЧУП
-
-
5(П)
-
-
-
5(П)
АОП
-
-
3(П)
-
-
-
3(П)
АВАР
1(Б)
2 (Б)
16 (П)
2 (К)
-
-
-
3(Б)
16 (П)
2 (К)
Всего
8 (Б)
4 (Б)
396 (П)
21 (К)
-
4 (К)
-
12 (Б)
396 (П)
25 (К)

Суборбитальные
пуски
-
2 (Б)
-
323 (К)
6(К)
25 (К)
2 (Б)
354 (К)
Примечание к таблице: Б - Байконур, П - Плесецк, К - Капустин Яр.
Количество пусков представлено по двум основным категориям -
орбитальные (т.е. те, в которых конечной целью было выведение полезного груза на
орбиту) и суборбитальные. Орбитальные, в свою очередь, разделены на четыре
категории:
• успешные пуски (УП) - КА выведен на орбиту в соответствии с
полетным заданием;
• частично успешные пуски (ЧУП) - КА выведен на орбиту с
отклонениями от полетного задания, но используется (частично используется) по
целевому назначению;
о аварийные пуски с выведением (АОП) - КА в процессе выведения на
орбиту поврежден или выведен на орбиту с существенными отклонениями от
полетного задания, что не позволяет применять его по целевому назначению;
• аварийные пуски (АВАР) - КА на орбиту не выведен вследствие
неисправности (разрушения, отказа) ступеней РН на участке выведения.
Суборбитальные пуски РН К65М-Р и К65УП по отдельным категориям не
разделялись из-за отсутствия сведений об их аварийности.
Двухступенчатая РН легкого класса «Космос-ЗМ» предназначена для
выведения КА различного назначения на низкие и средние околоземные орбиты.
РН обеспечивает запуски КА на эллиптические и околокруговые орбиты
высотой от 250 до 1700 км с наклонениями 51, 66, 74 и 83 град., при этом масса
полезного груза составляет от 1500 кг (высота орбиты 250 км) до 500 кг (высота
1700 км).

РН «Космос-ЗМ» способна выводить на орбиту в одном пуске до 8 КА.
Она также способна выводить КА массой до 850 кг на солнечно-синхронную
орбиту высотой 475 км и наклонением 97,3 град.
Важнейшими особенностями РН «Космос-ЗМ» являются ее
универсальность и высокая надежность (0,97).
На рис. 13.1. представлен общий вид РН «Космос-ЗМ».
Рис. 13.1. РН «Космос-ЗМ»
Ракета-носитель «Космос-ЗМ» состоит из двух ступеней и головного блока.
На обеих ступенях РН установлены маршевые ЖРД открытого цикла с
турбонасосной подачей долгохранимого самовоспламеняющегося топлива
(окислитель - 27% раствор тетроксида азота в азотной кислоте (АК-27И),
горючее - несимметричный ди мети л гидразин (НДМГ).
Первая ступень РН включает переходный отсек, бак окислителя,
межбаковый отсек, бак горючего, силовое кольцо и хвостовой отсек. На первой
ступени РН расположен двигатель - четырехкамерный ЖРД РД-216М с
турбонасосной системой подачи, выполненный по схеме без дожигания. Управление
полетом РН во время работы ЖРД первой ступени осуществляется с помощью
газовых рулей [233].
89

Вторая ступень РН состоит из приборного, топливного и хвостового
отсеков. Кроме того, по бокам второй ступени РН смонтированы два навесных
блока баков основных компонентов, обеспечивающих работу системы малой
тяги и второе включение маршевого ЖРД.
Основные характеристики ракеты-носителя «Космос-ЗМ» представлены в
таблице 13.2.
Таблица 13.2
Основные характеристики ракеты-носителя «Космос-ЗМ»
Характеристика
1. Стартовая масса, т
2. Сухая масса (с головным
обтекателем), т
3. Масса полезного груза, выводимого
на круговую орбиту высотой 200 км
с наклонением 51 град., т
4. Длина (без головного обтекателя), м
5. Наибольший поперечный размер, м
6. Количество ступеней
7. Компоненты топлива:
• окислитель;
• горючее
8. Точность выведения:
• по высоте, км
• по периоду обращения, с
• по углу наклонения орбиты, угловых
минут
Значение
108
8,16
1,5
26,68
4,53
2
АК-27И;
НДМГ
до 40;
до 30;
до 8
Первая ступень РН
9. Стартовая масса, т
10. Сухая масса, т
11. Длина, м
12. Наибольший поперечный размер, м
13. Наибольший диаметр хвостового
отсека, м
14. Диаметр топливных баков, м
15. Двигательная установка первой ступени
РН
16. Тяга на Земле/в пустоте, кН
17. Удельный импульс тяги на Земле/
в пустоте, Н с/кг
18. Время работы, с
86,5
5,34
22,48
4,53
2,8
2,4
РД-216М
1480/1740
2429/2857
130
90

Характеристика
Значение
Вторая ступень РН
19. Стартовая масса, т
20. Сухая масса, т
21. Длина, м
22. Наибольший поперечный размер, м
23. Диаметр топливного отсека, м
24. Двигательная установка второй ступени
РН
25. Тяга в пустоте, кН:
• основной режим;
• промежуточный режим;
• режим СМТ
26. Удельный импульс тяги в пустоте,
Н с/кг:
• основной режим;
• промежуточный режим;
• режим СМТ
27. Время работы, с:
• основной режим;
• промежуточный режим;
• режим СМТ
18,9
1,72
4,2
3,5
2,4
11Д49
158;
5,5;
0,1
2972;
1725;
1735
430;
70;
3800
На второй ступени РН установлена двигательная установка (С5.23, 11Д49),
в состав которой входят маршевый двигатель без дожигания с насосной системой
подачи топлива и четырехсопловой рулевой двигатель с вытеснительной подачей
компонентов в специальный газогенератор системы малой тяги.
Параметры двигательных установок ступеней РН «Космос-ЗМ»
представлены в таблице 13.3.
Таблица 13.3
Параметры двигательных установок ступеней РН
«Космос-ЗМ» [482]
Наименование
1. Название двигателя
2. Тип и число турбонасосных
агрегатов
3. Тяга двигательной
установки, кН:
- на уровне моря;
- в пустоте
Первая ступень РН
РД-216(11Д614)
Четырехкамерный турбо-
насосный (два
двухкамерных блока) с двумя турбо-
насосными аггрегатами
1485,6
1744,6
Вторая ступень РН
11Д49
Однокамерный с одним
турбонасосным
агрегатом
157,3*+4* (1.4-1,8**)
91

Наименование
4. Удельный импульс
двигательной установки, с:
- на уровне моря;
- в пустоте
5. Давление в камере
сгорания двигательной
установки, атм
6. Сухая масса двигательной
установки, кг
7. Время работы двигательной
установки в составе ступени
РН,с
Первая ступень РН
248
291
75
662
130
Вторая ступень РН
303
102
225
350*
Примечание: * - основная камера сгорания.
** - рулевые сопла.
Для защиты К А на атмосферном участке полета на РН «Космос-ЗМ»
используется головной обтекатель. Он состоит из двух полустворок, соединенных
в единое целое замками продольного стыка. Крепление головного обтекателя к
приборному отсеку второй ступени РН осуществляется замками поперечного
стыка. КА устанавливаются под головным обтекателем на раму полезной
нагрузки.
Состав РН «Космос-ЗМ» показан на рис. 13.2.
Ступени РН соединены по схеме «тандем». Разделение ступеней РН
производится по «полугорячей» схеме (холодное, с использованием тормозных
твердотопливных двигателей на межбаковом отсеке первой ступени РН).
Сброс головного обтекателя производится на участке полета второй
ступени РН на высоте около 75 км.
Выведение КА на орбиту функционирования - по схеме с двухкратным
включением двигательной установки второй ступени РН: после первого
включения полет происходит по переходной траектории, в расчетной точке которой
вторым включением обеспечивается дополнительное приращение скорости,
необходимое для выхода аппарата на заданную орбиту.
Параметры траектории определяются за счет выбора продолжительности
работы и интервалов между включениями двигательной установки второй
ступени. Стабилизация ступени РН на участке полета по переходной траектории
проводится с помощью четырех ЖРД малой тяги (по 25 Н каждый), имеющих
автономные баки с вытеснительной системой подачи топлива.
Система управления РН - инерциальная. Управление на участке работы
первой ступени РН осуществляется с помощью четырех графитовых газовых
рулей (устанавливаются незадолго перед стартом РН), на участке работы
второй ступени РН — с помощью четырех качающихся сопел, работающих на
отработанном на турбине («мятом») генераторном газе.
92

Рис. 13.2. Состав РН «КосмосШ»
93

На рис. 13.3 показана сборка в цехе ПО «Полет» приборного отсека
РН «Космос-ЗМ».
Рис. 13.3. Сборка в цехе ПО «Полет» приборного отсека РН
«Космос-ЗМ» [232]
На рис. 13.4 показано расчехление РН «Космос-ЗМ» на стартовой позиции.
Рис. 13.4. Расчехление РН «Космос-ЗМ» на стартовой позиции [231]
22 июля 2008 г. состоялся 461-й орбитальный пуск РН семейства
65СЗ/11К65/11К65М. Кроме того, состоялось не менее 300 суборбитальных
пусков РН этого типа. С участием этой РН осуществлялись отечественные
(«Парус», «Цикада», «Надежда», КОСПАС/SARSAT и др.), а также
международные проекты и программы. По программам международного
сотрудничества на орбиту было выведено более 25 КА, в т.ч. шесть КА «Интеркосмос»,
индийские КА Ariabhata, Bhaskara-1 и Bhaskara-2, французский Signe-З,
чехословацкий Magion-1 и др.
94

Также с использованием РН «Космос-ЗМ» выполнен ряд коммерческих
запусков зарубежных КА, в том числе:
• 1995 г. - К A Astrid (Швеция), Faisat (США);
• 1996 г. - КА Unamsat-2 (Мексика);
• 1997 г. - КА Faisat-2V (США);
• 1998 г. - К A Astrid-2 (Швеция);
• 1999 г. - КА Abrixas (Германия), Megsat-О (Италия);
• 2000 г. - КА SNAP-1 (Британия), «Хантянь Цинхуа» (Китай);
с 2000 г. - КА CHAMP (Германия), MITA (Италия);
• 2000 г. - К A QuickBird-1 (США, авария);
• 2002 г. - К A Alsat-1 (Алжир);
• 2003 г. - КА NigeriaSat-1 (Нигерия), BilSat-1 (Турция), UK-DMC
(Великобритания), KAISTSat-4 (Южная Корея);
• 2005 г. - КА «Бэйцзин-1» (КНР), TopSat-1 (Британия), Sinah-1 (Иран),
bSETI-Express (EKA), UWE-1 (Германия), XI-V (Япония), NCube-2 (Норвегия;
ie отделился).
В период с 2006 по 2008 г. РН «Космос-ЗМ» осуществлены пять коммер-
*еских запусков германских КА SAR-Lupe и один запуск шести КА спутнико-
юй системы Orbcomm (США).
Для реализации программы SAR-Lupe был создан крупногабаритный го-
ювной обтекателем РН «Космос-ЗМ».
На цилиндрической части данного головного обтекателя с двух диамет-
>ально противоположных сторон были сделаны вырезы, прикрытые гаргрота-
ли. Гаргроты позволили разместить под головным обтекателем антенны КА
SAR-Lupe с учетом необходимых зазоров, обеспечивающих выведение КА на
>рбиту без соударений с элементами головного обтекателя [234].
Накатка крупногабаритного головного обтекателя РН «Космос-ЗМ» пока-
1ананарис. 13.5.
Рис. 13.5. Накатка крупногабаритного головного обтекателя
РН «Космос-ЗМ»
95

На рис. 13.6. показан общий вид РН «Космос-ЗМ» с крупногабаритным
головным обтекателем для использования по программе SAR-Lupe.
Рис. 13.6. РН «Космос-ЗМ» с крупногабаритным головным обтекателем
для использования по программе SAR-Lupe
В последние годы полигон Капустин Яр выступает в качестве
космодрома крайне редко. Регулярные орбитальные пуски с полигона закончились еще в
1987 г., когда был запущен КА «Космос-1815» [229].
Установка РН «Космос-ЗМ на пусковое устройство на полигоне Капустин
Яр показана на рис. 13.7.
Рис. 13.7. Установка РН «Космос-ЗМ на пусковое устройство
на полигоне Капустин Яр
96

28.04.1999 г. с полигона Капустин Яр состоялся успешный пуск
РН «Космос-ЗМ» с КА ABRIXAS (ФРГ) и MegSat (Италия), а 19.06.2008 г. этой
РН были запущены шесть КА Orbcomm (США).
Пуск РН «Космос-ЗМ» обходится заказчику примерно в 170-190 млн.
руб. [230].
На рис. 13.8. показано нахождение РН «Космос-ЗМ на транспортно-
установочной тележке у пускового устройства на полигоне Капустин Яр
Рис. 13.8. РН «Космос-ЗМ но траиспортно-установочной тележке
у пускового устройства на полигоне Капустин Яр
На полигоне Капустин Яр РН готовится в монтажно-испытательном
корпусе площадки 105, а окончательная сборка РН с космическими аппаратами
проводится в монтажно-испытательном корпусе площадки 20. Стартовый
комплекс «Восход» на полигоне Капустин Яр находится от площадки 20 на
расстоянии примерно 10 км. Башня обслуживания на стартовом комплексе имеет
высоту около 50 м и передвигается по железнодорожной колее на четырех
самоходных тележках. Площадь башни обслуживания - около 200 м" и масса -
более 450 т. Внутри башни обслуживания различных уровнях расположено
около десятка площадок для обслуживания РН. В отличие от аналогичного
стартового комплекса в Плесецке, здесь все рабочие площадки открыты.
Вверху башни обслуживания есть специальный кран, позволяющий снимать
головной обтекатель с уже стоящей РН и ремонтировать или даже заменять
космический аппарат. Башня обслуживания оснащена системой пожаротушения.
Вокруг установлены осветительные мачты и диверторы. Неподалеку находятся
подземные хранилища топлива и бункеры [238].
В последние годы ПО «Полет» проводило работы по увеличению
потенциала РН, обеспечив возможность попутного запуска одного или двух малых
97

КА, размещаемых на основном КА, а также группового запуска нескольких
малых КА на специальном адаптере, оснащенном поворотными платформами и
системами отделения. Создан и успешно прошел летные испытания новый
головной обтекатель с увеличенной зоной размещения полезного груза.
Однако еще в начале 1990-х годов производство этих надежных РН в
Омске было прекращено, и запуски КА осуществляются с помощью РН,
находящихся на хранении.
Сейчас отстреливаются старые запасы РН «Космос-ЗМ».
В современных условиях выпуск этих РН дело весьма проблематичное.
Чтобы наладить их производство, необходимо собрать воедино кооперацию
промышленности, а она растянулась от Красноярска до Львова. Уже
предпринимались подобные попытки, но они ни к чему не привели. С другой стороны,
буквально через несколько лет у России появится новая РН легкого класса -
«Ангара». Поэтому целесообразность воспроизведения старых, хотя и надежно
зарекомендовавших себя РН «Космос-ЗМ» вызывает большое сомнение.
27 апреля 2010 года расчеты Космических войск РФ осуществили
успешный пуск РН «Космос-ЗМ» с военным КА на борту. Запуск, состоявшийся со
стартовой позиции № 1 площадки 132 космодрома Плесецк, стал 422-м для РН
этого типа из Плесецка [226].
РН «Космос-ЗМ» имеет самую высокую полетную надежность в своем
классе.
За сорок лет омский завод «Полет» выпустил 768 ракет-носителей
«Космос-ЗМ», которые 750 раз запускались со стартовых комплексов [227].
На рис. 13.9-13.11 представлена фотоподборка по комплексу РН
«Космос-ЗМ» [235].
Рис. 13.9. Состав с РН «Космос-ЗМ» подготовлен к вывозу на стартовую позицию
98

Рис. 13.10. Ручная «накатка» РН «Космос-ЗМ»
Рис. 13.11. Подъем РН «Космос-ЗМ»
Для пусков РН «Космос-ЗМ» по проекту конструкторского бюро
транспортного машиностроения на космодроме Плесецк был построен стартовый
комплекс на две пусковые установки. Кроме того, под данный тип РН
впоследствии был переоборудован и стартовый комплекс «Радуга», с которого
производились ранее пуски РН «Космос-2» (в настоящее время одна из пусковых
установок переоборудована для пусков РН легкого класса «Рокот»).
99

Подготовку РН «Космос-ЗМ» к пуску обеспечивает на техническом
комплексе за 34-36 часов расчет численностью 20-25 человек. В целом уровень
автоматизации работ при подготовке РН - около 70%.
Наземный технологический комплекс, входящий в состав стационарного
наземного ракетно-космического комплекса «Космос-ЗМ» на космодроме
Плесецк, предназначен для подготовки и пуска РН «Космос-ЗМ» с космическими
аппаратами.
РН и КА прибывают на технический комплекс космодрома, где проходит
выполнение операций по приему, сборке, различного рода испытаниям и
подготовке изделий к пуску.
Основное сооружение технического комплекса - монтажно-испытатель-
ный корпус для сборки и испытаний РН и КА, погрузки полностью собранной
РН для дальнейшей транспортировки на стартовый комплекс.
На техническом комплексе ступени РН «Космос-ЗМ» перегружаются из
железнодорожных вагонов на монтажно-стыковочные тележки, а далее
собираются в электрический пакет для электроиспытаний. Работы со ступенями РН
и их кратковременное хранение проводятся на стыковочно-испытательных
тележках с использованием переносных опор. Пристыковка (отстыковка)
головного обтекателя на вторую ступень РН ведется на унифицированной монтажно-
стыковочной тележке. Механизмы перемещения и подъема ложементов
обеспечивают совмещение продольных осей и торцов головного обтекателя и
второй ступени РН [237].
Собранная РН перегружается на транспортно-установочную тележку,
которая в составе специального поезда с термостатированием КА в пути
прибывает по железной дороге на стартовый комплекс.
Транспортно-установочная тележка служит не только для
транспортировки РН с КА от технического на стартовый комплекс, но и для установки РН в
вертикальное положение и снятия РН с пускового устройства при
несостоявшемся пуске.
В состав стартового комплекса входят пусковое устройство, кабель-
мачта, агрегат обслуживания, система заправки РН окислителем и горючим,
система газоснабжения, система дистанционного управления заправкой,
система пожаротушения.
Пусковое устройство, предназначенное для вертикализации РН, разворота
ее по заданному азимуту, проведения предстартовых проверок, пуска РН и
отвода газовых струй двигателей, состоит из рамы и рассекателя на опорно-
поворотном основании, укрепленных на фундаментной плите. Пусковое
устройство оснащено комплектом трубопроводов для подвода к первой ступени
РН компонентов топлива и сжатых газов.
100

РН с подстыкованными заправочными коммуникациями может
поворачиваться на основании на требуемый угол. Привод устройства обеспечивает
грубую и точную наводку РН.
Кабель-мачта связывает «борт» КА с наземной проверочной аппаратурой
и источниками питания при проведении предстартовых проверок, а также
отводит отстыкованные разъемы на безопасное расстояние перед пуском РН.
Откидная кабель-мачта - сборная металлическая ферма, шарнирно
соединенная с основанием. Кабельный разъем подводится к РН с помощью
поворотной стрелы, установленной в верхней телескопической части фермы, а
отводится автоматически по команде со стойки системы дистанционного управления.
Агрегат обслуживания осуществляет подъем РН в вертикальное
положение, обслуживание РН и аппарата (вплоть до замены КА на пусковом
устройстве), прицеливание и заправку. Агрегат обслуживания представляет собой
решетчатую башню, оснащенную специальными механизмами,
приспособлениями и системами для передвижения и удержания агрегата под напором ветра;
управляется из кабины управления или с пульта системы дистанционного
управления из командного пункта. Для установки РН на пусковое устройство
применена оригинальная и внешне весьма эффектная схема: тросовая система
подъемного механизма башни соединяется с кинематическим механизмом
рамы транспортно-установочной тележки и последняя вместе с РН переводится
в вертикальное положение, оставляя на рельсах ходовые тележки. Тарели
пускового устройства подводятся под опорные пяты РН, и она открепляется
от транспортных опор. После обратного перевода рамы в горизонтальное
положение с посадкой на ходовую часть, транспортно-установочная тележка
вывозится со стартовой позиции.
Последующая подготовка РН проводится внутри агрегата обслуживания,
обеспечивающего полную защиту от ветра и осадков и доступ боевого расчета
к местам обслуживания с поэтажно расположенных площадок. В башне
проложены заправочные, дренажные, кабельные и другие коммуникации наземных
систем, подводимые к РН, размещены кабельные сети и системы термостатиро-
вания, освещения, вентиляции, установлены ретрансляционные устройства
радиосистем РН.
Башня оборудована гидроприводными воротами, лифтом, мостовым
краном на случай замены КА в вертикальном положении, ходовой частью для
перемещения по специальному ширококолейному рельсовому пути и др.
механизмами.
В соответствии с принятой технологией, после ручной стыковки связей
«борт-земля» дистанционно проводятся заправка РН компонентами топлива и
сжатыми газами, термостатирование КА, проверки бортовых систем и т.д.
Для повышения надежности на стартовом комплексе применено дублирование
заправки: оборудование одной пусковой установки может обеспечивать
заправку РН на другой.
101

Система заправки предназначена для хранения (в т. ч. длительного)
компонентов топлива, заправки РН и, в случае необходимости, слива компонентов
из баков РН в емкости системы.
Система заправки включает помещения-хранилища окислителя и
горючего, в которых смонтированы рабочие емкости с комплектом запорной арматуры
и контрольно-измерительными приборами, центробежные насосы для
перекачивания топлива из рабочих емкостей в баки РН, литромеры для отсчета
заправляемой дозы, теплообменники для термостатирования топлива и сливные
емкости.
Трубопроводы системы заправки проложены по проходным каналам,
сооружениям стартового комплекса и агрегату обслуживания. Система заправки
стыкуется с РН при помощи наполнительных и дренажных соединений.
Отстыковка наполнительных соединений от заправочной горловины
первой ступени РН производится ходом РН при старте, остальные наполнительные
соединения и дренажные соединения после окончания заправки отводятся от
горловин РН механизмами отвода, смонтированными на агрегате
обслуживания.
Система дистанционного управления заправкой, предназначенная для
автоматического или ручного дистанционного управления заправкой топливом и
сжатыми газами, обеспечивает контроль температуры, давления и уровней
компонентов в емкостях хранилищ и автоматический контроль за
прохождением основных операций при проведении заправки РН.
Заключительные операции - отстыковка и отвод от РН топливных
коммуникаций, их расстыковка на участке «земля-башня», подготовка к отводу и
отвод агрегата обслуживания от РН на безопасное расстояние, разворот РН в
плоскость стрельбы, отстрел электроразъемов и отвод кабель-мачты, наконец,
пуск РН - осуществляются дистанционно.
Комплекс 11П865, построенный в полном объеме (с двумя пусковыми
устройствами) на площадке 132 обеспечил проведение более 370 космических
запусков. За время эксплуатации срок службы комплекса перекрыт почти втрое.
Выведение КА РН «Космос-ЗМ» на заданные орбиты осуществляется по
схеме с двукратным включением двигательной установки малой тяги второй
ступени РН. После первого включения полет второй ступени РН происходит по
переходной траектории, в расчетной точке которой вторым включением
двигательной установки обеспечивается дополнительное приращение скорости,
необходимое для выведения КА на требуемую орбиту.
С 15.04.1992 года пуски РН «Космос-ЗМ» с космодрома Плесецк
проводятся с учетом реализации мер по защите окружающей среды от проливов
ракетного топлива, которое остается в отработавших первых ступенях РН.
Количество топлива, остающегося в баках первой ступени РН, уменьшено на 15%
[236].
102

Конструкторским бюро ПО «Полет» проводились работы по
модернизации ракеты-носителя под названием «Взлет» («Космос-ЗМУ») основные
направления которой состояли в следующем:
• замена устаревшей аналоговой системы управления на современную
цифровую;
• замена системы телеметрических и траекторных измерений на на
современные системы;
© улучшение эксплуатационных характеристик и сервисных
возможностей РН;
« увеличение зоны полезной нагрузки;
• существенное улучшение экологических характеристик новой РН, она
должна была быть способной осуществлять пространственный маневр второй
ступенью РН для расширения диапазона наклонения орбит при сохранении
существующих трасс пусков и районоз падения отделяющихся частей РН.
Стартовая масса новой РН планировалась в 111 т, длина — 33,1 м. Масса
полезного груза, выводимого этой РН на круговую полярную орбиту, высотой
200 км увеличивалась на 25%.
Планировалось, что модернизированная РН должна была обладать
повышенной точностью выведения КА на околоземные орбиты (ошибки выведения
на круговую орбиту высотой 1000 км будут составлять по высоте плюс-минус
3,5 км, по наклонению плюс-минус 2,0 угл. мин., по периоду обращения плюс-
минус 2,5 с, что на порядок выше ныне существующей модификации РН).
Предполагалось, что новая РН сохранит высокий уровень надежности
своей предшественницы - РН «Космос-ЗМ» и будет эксплуатироваться на
космодроме Плесецк. Однако данный проект по модернизации РН «Космос-ЗМ»
не был реализован.
Характеристики РН «Космос-ЗМ» и РН «Космос-ЗМУ» представлены в
таблице 13.4.
Таблица 13.4
Характеристики РН «Космос-ЗМ» и РН «Космос-ЗМУ» [482]
Наименование
1. Стартовая масса РН, т
2. Размеры, м:
- длина РН;
- диаметр корпуса РН
3. Масса К А, выводимого РН
на круговые орбиты, кг:
-200-1700 км, i = 51°;
- 200-1700 км, i = 66°;
- 200-1700 км, i = 74°;
- 200-1700 км, i = 83°;
- 1000 км, i = 83°
РН «Космос-ЗМ»
108
32,4
2,4
1500-780
1400-700
1350-4560
1250-600
930
РН «Космос-ЗМУ»
111,5
33,1
2,4
1500-780
1400-700
1350-660
1250-600
1050
103

Наименование
4. Масса КА, выводимого РН
на солнечно-синхронную
орбиту (475 км, i=97,3°), кг
5. Возможность
пространственного маневра второй
ступени РН для расширения
диапазона наклонений орбит при
сохранении существующих
трасс запусков и районов
падения ступеней РН
6. Точность выведения КА на
круговую орбиту высотой
200 км:
- по высоте, км;
- по наклонению, град.;
- по периоду обращения, с
7. Объем зоны размещения
полезного груза, м3
8. Диаметр зоны размещения
полезного груза, м
9. Высота зоны размещения
полезного груза, м
10. Возможность увода
второй ступени РН с орбиты
функционирования
РН «Космос-ЗМ»
600-850
Не имеется
40,0
8,0
30,0
10,0
2,2
4,7
Не имеется
РН «Космос-ЗМУ»
600-850
Имеется
3,5
2,0
2,5
10,0
2,2
4,7
Имеется
Для замены РН «Космос-ЗМ» в 1980-х годах ОКБ «Южное»
(г. Днепропетровск) и ПО «Полет» (г. Омск) выпущен проект легкой
экологически чистой РН 11К55 на базе технологических решений, разработанных в
ходе программы «Энергия-Буран», но разработка сначала затормозилась, а потом
и полностью прекратилась, осложненная процессами, происходящими в
последние годы существования СССР.
104

14. ПРОЕКТ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ СЕМЕЙСТВА «МАЯК»
КБ «Южное» планировало создать по заданию Национального
космического агентства Украины серию новых РН «Маяк» с использованием
технологий РН «3eHHT-3SL» комплекса «Морской старт».
На первой ступени трехступенчатой РН «Маяк-12» предполагалась
установка двух двигателей РД-120, разработанных российским НПО «Энергомаш»,
на второй - одного двигателя РД-120, а на третьей - одного двигателя РД-8
разработки КБ «Южное».
РН «Маяк-12» должна была обеспечить доставку полезного груза массой
до 1,7 т на орбиту высотой до 500 км.
РН «Маяк-23» должна была обеспечить доставку полезного груза массой
до 3 т на геостационарную орбиту.
В качестве стартовых площадок для РН семейства «Маяк»
рассматривались космодром Алкантара в Бразилии и ракетный полигон Оверберг в Южной
Африке.[292].
По состоянию на 2001 г. первый старт РН семейства «Маяк»
планировался еще на 2005-2006 гг.
Однако проект до настоящего времени не реализован.
По данным от 2007 года РН семейства «Маяк» легкого и среднего класса
планировалось вывести в 2010 году на американский рынок коммерческих
запусков. В качестве заказчика предполагалась известная частная американская
компания. При этом с учетом требований Государственного департамента
США, часть комплектующих, и в частности система управления и двигатель
РН, будут американскими [293].
105

15. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «НЕВА»
В создании экологически чистой РН «Нева» легкого класса участвуют
ведущие предприятия ракетно-космической отрасли России, а именно:
- РКК «Энергия» им. СП. Королева;
- НПО автоматики и приборостроения;
- НПО «Энергомаш»;
- КБ «Химавтоматика»;
- КБ транспортного машиностроения;
- КБ общего машиностроения;
- «Завод экспериментального машиностроения» РКК «Энергия»;
- Воронежский механический завод.
В таблице 15.1. представлены основные характеристики РН «Нева»
Таблица 15.1
Основные характеристики РН «Нева»
Наименование
параметра
1. Стартовая масса РН, т
2. Космодромы запуска РН
3. Максимальная
грузоподъемность, т:
- на круговую орбиту
высотой 200 км;
- на круговую орбиту
высотой 2000 км;
- на высокоэллиптическую
орбиту высотой
200 км х 36000 км
(с разгонной двигательной
установкой)
4. Количество ступеней РН, шт
5. Компоненты топлива РН
6. Длина РН, м
7. Диаметр РН, м
8. Затраты на пуск РН,
млн. долл.
9. Затраты на разработку,
млн. долл.
10. Начало коммерческой
эксплуатации, год (план)
Величина параметра
82,0
Байконур
1,8
1Л
0,63
Плесецк
1,75
1,05
0,6
«Морской
старт»
1,95
1,25
0,7
2
Кислород + керосин
26
2,7
10
70
1999 г. (план)
Общий вид РН «Нева» представлен на рис. 15.1.
106

Рис. 15.1. РН«Нева»
107

Ракета-носитель «Нева» создается на базе [395]:
- первой ступени РН новой разработки с эксплуатируемым маршевым
двигателем 11Д123, доработанным для запуска у Земли, и рулевым двигателем
14Д23;
- модификации космического разгонного блока «Л» (осуществившего
около 260 полетов в составе РН «Молния») в качестве второй ступени РН с
двигателем многократного включения 11Д58МФ, эксплуатируемым в составе
блока ДМ;
- созданных на космодромах Байконур и Плесецк технических и
стартовых комплексов для РН «Союз» и создаваемых по проекту «Морской старт»
средств подготовки и пуска РН «Зенит-SL».
Энергетические возможности РН «Нева» представлены на рис. 15.2.
Рис. 15.2. Энергетические возможности РН «Нева»
Проект РН «Нева» в настоящее время не реализован.
108

16. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ОНЕГА»
Разработка проекта РН «Онега» была начата в РКК «Энергия» с целью
создания ракеты-носителя среднего класса нового поколения для выведения КА
массой до 15 т на низкие орбиты и КА массой до 2,3 т на геостационарную
орбиту с космодрома Плесецк [375].
Место РН «Онега» в ряду отечественных средств выведения полезного
груза на геостационарную орбиту показано на рис. 16.1.
№&>СС9 (ЮЛСЭНЮГ0
Рис. 16.1. Место РН «Онега» в ряду отечественных средств выведения полезного груза
на геостационарную орбиту [410]
Проект РН «Онега» предполагает наличие в ее составе кислородно-
водородной третьей ступени РН [379].
РКК «Энергия» предлагала использовать РН «Онега» для выведения
пилотируемого КА «Клипер».
Для выведения КА «Клипер» рассматривалась возможность проведения
пусков РН «Онега» с космодромов Плесецк (с наклонениями 62,8° и 64,8°) и
Байконур (с наклонениями 51,6° и 64,8°).
В качестве первой ступени РН «Онега» планировалось использовать
(с минимальными переделками) четыре боковых ускорителя РН «Союз» с
высоконадежными двигателями РД-107 [426].
На второй ступени РН «Онега» предусматривалось использовать
двигатель РД-191.
В качестве третьей ступени РН «Онега»» планировалось использовать
новую кислородно-водородную третью ступень РН с воронежским двигателем
РД-0146Э [398].
Общий вид РН «Онега» представлен на рис. 16.2.
109

Рис. 16.2. РН «Онега»
Использование кислородно-водородной третьей ступени РН позволяет
существенно повысить возможности РН «Онега», в том числе при выводе КА
на геостационарную орбиту со стартом из Плесецка.
Особенностью проекта РН «Онега» является максимальное
использование российской производственно-технической и стендовых баз, наиболее
трудоемких и ответственных элементов конструкции и систем эксплуатируемых
РН «Союз», а также технического и стартового комплексов космодрома
Плесецк и существующей там инфраструктуры.
В проекте РН «Онега» сохранена традиционная для РН типа «Союз»
конструктивно-компоновочная схема с продольно-поперечным делением ступеней
РН и сохранением геометрических размеров хвостовой части. Такой подход
позволяет использовать один из существующих стартовых комплексов РН
«Союз» с проведением доработок, связанных с применением жидкого водорода
в качестве горючего для блока третьей ступени РН и космического разгонного
блока, а также с изменением геометрических характеристик блока второй
ступени РН, не создавая новые стартовые комплексы, как это требуется в случае
РН тяжелого класса [410].
В составе РН «Онега» используются современные ракетные двигатели
РД-1200Ф, РД-191 разработки НПО «Энергомаш» и РД-146Э разработки КБ
химавтоматики.
ПО

Сложившееся производственное взаимодействие российских
предприятий позволит решить задачу создания и эксплуатации новой РН без
привлечения зарубежных партнеров.
Вместе с тем стартовый комплекс для обеспечения пусков РН «Онега»
должен быть доработан в связи с тем, что проект по существу является
глубокой модернизацией РН «Союз» - увеличена на 25% стартовая масса РН, возрос
на 600 мм диаметр блока второй ступени РН изменен подвод к борту наземных
коммуникаций, автоматизируется обслуживание и пуск, для заправки третьей
ступени РН и разгонного блока жидким водородом необходима система его
хранения и устройства для подвода к борту с расстыковкой коммуникаций в
процессе старта.
На рис, 16.3 показан стартовый комплекс РН «Онега».
Рис. 16.3. Стартовый комплекс РН «Онега»
похож на стартовый комплекс РН «Союз»
Подобная модернизация реализуется сейчас на обновляемом стартовом
комплексе для РН «Союз-2» на космодроме Плесецк и создаваемом комплексе
на французском космодроме Куру.
Комплекс «Онега» может быть создан за 3-4 года при условии включения
его в Федеральную программу и ритмичной работы всех предприятий отрасли
при соответствующем финансировании.
В настоящее время проект РН «Онега» не реализован.
111

17. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ПРИБОЙ»
В ГРЦ «КБ имени Макеева» разрабатывалась РН «Прибой».
РН «Прибой» предназначена для выведения аппаратов массой до
2400 кг на экваториальную орбиту высотой 200 км. В состав комплекса РН
«Прибой» входит надводный корабль типа «Иван Рогов» или «Стахановец
Котов».
РН «Прибой» создается на основе элементов и технологий
существующих баллистических ракет подводных лодок. Для первой ступени РН
используются элементы твердотопливной БРПЛ Р-39 для второй и третьей ступеней
РН - элементы жидкостной БРПЛ РСМ-54 (Р-29РМ), четвертая и пятая ступени
РН создаются специально с использованием технологий этих же БРПЛ.
Общий вид РН «Прибой» представлен на рис. 17.1.
Рис. 17.1. РН <(Прибой»
РН «Прибой» поставляется на корабль в виде трех блоков:
твердотопливная ступень РН с поддоном, блок жидкостных ступеней РН, отсек полезной
нагрузки. Надводный корабль имеет доковую камеру, которая используется для
сборки РН и для эвакуации ее на водную поверхность при помощи плавучего
якоря. Герметичные объемы обтекателя и хвостового поддона обеспечивают
положительную плавучесть РН в горизонтальном и вертикальном положении.
Команда на пуск РН подается с корабля [373].
112

Схема пуска РН «Прибой» представлена на рис. 17.2.
Рис. 17.2. Схема пуска РН «Прибой»
Характеристики РН «Прибой» представлены в таблице 17.1.
Характеристики РН «Прибой»
Таблица 17.1
Наименование
1. Стартовая масса РН, т
2. Длина РН, м
3. Диаметр первой ступени РН, м
4. Диаметр последующих ступеней РН, м
5. Количество ступеней РН
6. Масса полезной нагрузки, кг
7. Высота орбит выведения космических
аппаратов без ограничения по наклонению,
км
8. Время подготовки РН к пуску, мин.
9. Количество РН на корабле
10. Условия пуска РН:
- волнение моря, баллы;
- температура воздуха, °С;
- температура воды, °С
11. Способ пуска
Параметр
104
32,9
2,4
1,9
5
до 2400
200-6500
не более 19
1-3
до 4
от минус 20 до плюс 30 °С
0-29 °С
С поверхности воды
при вертикальном положении
плавающей РН
В дальнейшем программу создания РН «Прибой» пришлось закрыть из-за
отсутствия финансирования.
По той же причине прекращено переоборудование под космические
задачи наземного стартового комплекса на полигоне Нёнокса (Архангельская
область), где ранее испытывались новые модификации БРПЛ.
113

18. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «ПРОТОН»
РН «Протон» - РН тяжелого класса с высокими энергетическими и
эксплуатационными характеристиками.
РН «Протон» способен доставлять полезный груз непосредственно на
геостационарную орбиту в заданную точку, что позволяет выводить КА, не
оснащенные апогейным двигательным модулем.
Ракета-носитель «Протон» разработана на базе межконтинентальной
баллистической ракеты УР-500 в конструкторском бюро «Салют».
Сейчас КБ «Салют» входит в состав ФГУП ГКНПЦ им. М.В. Хруничева.
Развитием двухступенчатой РН «Протон» явился ее трехступенчатый
вариант - РН «Протон-К».
При этом на второй ступени РН были увеличены объемы топливных
баков и изменена конструкция переходного отсека, соединяющего ее с первой
ступенью РН. Третья ступень РН была образована укорочением исходного
варианта второй ступени РН и установкой на ней одного такого же маршевого
ЖРД. Дополнительно на ней установили рулевые двигатели с четырьмя
поворотными камерами сгорания. Система управления РН была доработана и
перенесена со второй ступени РН на третью ступень РН. К марту 1967 года эта
работа, а также модернизация стартового и технического комплексов, были
завершены [305].
Стартовая масса РН «Протон-К» (без полезного груза) составляет 700 т.
РН «Протон-К» способна выводить полезный груз массой 20-22 т на орбиту
высотой 200 км. В качестве компонентов топлива все ступени РН используют
азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин [327]. Запуски этой РН
осуществляются только с космодрома Байконур. За 30 лет эксплуатации было
произведено несколько сотен пусков РН «Протон-К».
Трехступенчатый вариант РН «Протон-К» с разгонным блоком оказался
настолько удачным и перспективным, что стал широко использоваться для
запуска КА для изучения дальнего космоса и в первую очередь Луны, Венеры,
Марса.
Основные характеристики РН «Протон-К» с РБ 11С861 (доработанным)
представлены в таблице 18.1 [365].
Создание в НПО «Энергия» разгонного блока 11С86, двигатель которого
имел возможность многократно включаться в космосе, позволило РН «Протон-
К» стать единственным национальным средством выведения КА на
геостационарную орбиту. Первый такой запуск был осуществлен 26 марта 1974 года.
114

Таблица 18.1
Основные характеристики РН «Протон-К» с РБ 11С861 (доработанным)
Наименование
1. Масса полезной нагрузки, кг
2. Зона полезного груза:
• цилиндрическая часть:
• диаметр, мм;
• высота, мм
• коническая часть:
« диаметр стыковки с цилиндром, мм;
• высота, мм;
• верхний диаметр, мм
3. Погрешности выведения с вероятностью
Ров = 0,955:
• по периоду обращения, с;
• по наклонению, мин;
• по эксцентриситету, с;
• по долготе восходящего узла, мин.
Значение
5150+100
3880
6720
3880
2112
2314
100
6
0,002
10
РН стала трехступенчатым универсальной РН, как правило, с разгонным
блоком, и явилась транспортной основой Государственной космической
программы. Причем РБ был неоднократно был модернизирован путем
совершенствования его системы управления и с 1982 года осуществляет запуски различных
тяжелых КА.
РН «Протон» выполнена по схеме «тандем» с поперечным делением
ступеней. РН эксплуатируется в трех-и четырехступенчатом (четвертая ступень -
разгонный блок) вариантах. На всех ступенях РН установлены однокамерные
маршевые жидкостные реактивные двигатели. На первых трех ступенях
ракеты-носителя используется самовоспламеняющееся, с высококипящими
компонентами топливо: окислитель - азотный тетроксид, горючее - несимметричный
диметилгидразин.
В 1992 году в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева начались работы по
модернизации РН «Протон-К» и разработке нового разгонного блока «Бриз-М».
Сущность основных мероприятий по модернизации РН «Протон-К»
состояла:
- в замене существующей системы управления движением на систему,
взятую с РН «Зенит» с некоторыми доработками;
- в незначительном форсировании двигательных установок ступеней РН
по тяге;
- во внедрении мероприятий, обеспечивающих экологическую
безопасность при пуске РН.
115

Полигонные и летные испытания РН «Протон-М» были произведены в
2000-2001 годах.
На рис. 18.1 показана сборка головного обтекателя РН «Протон».
Рис. 18.1. Сборка головного обтекателя РН «Протон»
В результате модернизации система управления РН была переведена на
современную элементную базу. Грузоподъемность РН возросла по массе КА с
19760 кг до 21000 кг при ее выводе на опорную орбиту, и по массе КА с 4800 кг
до 5500 кг при выводе ее на геопереходную орбиту.
На рис. 18.2 показана транспортировка РН «Протон» на стартовый
комплекс.
Рис. 18.2. Транспортировка РН «Протон» на стартовый комплекс
116

В ряде пусков используется модернизированный вариант РН «Протон-М»
с повышенной грузоподъемностью. При этом двигательные установки первой
ступени РН форсированы до 112% от номинальной тяги.
Маркетингом «Протонов» на рынке космических услуг занимается
компания International Launch Services (ILS [323]), в которой контрольный пакет
акций принадлежит ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева».
РН «Протон» на стартовом комплексе показана на рис. 18.3.
Рис. 18.3. РН «Протон» на стартовом комплексе
Основное отличие РН «Протон-М» от своей предшественницы -
РН «Протона-К» - самой надежной и рентабельной РН тяжелого класса,
эксплуатирующейся более 40 лет, заключается в:
• повышении энергетики двигательных установок (масса выводимой
полезной нагрузки - 22 т на орбиту, высотой 200 км);
• увеличении объема для размещения космических аппаратов на 1/3 -
диаметр головного обтекателя составляет 5 м;
• новой системе управления и наличии бортового компьютера,
позволяющих осуществлять оперативный ввод полетного задания, автоматизацию
предстартовой подготовки (концепция «безлюдного старта») и автоматизации
телеметрических измерений;
• устранении загрязнения зон падения блоков РН, уменьшения размеров
потребных полей падения ускорителя первой ступени РН (использование
«гибких» траекторий для полной выработки остатков топлива), то есть большая
экологическая безопасность, учитывая стартовую массу РН в 702 т.
117

Эта РН тяжелого класса при установке на нее кислородно-водородного
разгонного блока сможет в перспективе выводить на геостационарную орбиту
полезный груз массой до 4 т [388].
Главная цель модернизации РН «Протон», проводимой в несколько
этапов, состояла в том, чтобы, существенно не меняя его габаритов и интерфейсов,
улучшить тактико-технические характеристики.
На первом этапе (1985-97 гг.) прежние двигатели первой ступени 11Д43
были заменены на двигатели 14Д14, форсированные на 7%.
Вторым этапом стала замена РБ типа ДМ на РБ «Бриз М» (разработка с
1994, пуски в 1999 и 2000 гг.).
Третий этап заключался, главным образом, в замене авионики.
Затем предполагалось использовать в составе «Протона-М» криогенный
разгонный блок КВРБ.
Для обеспечения надежности в конструкции РН «Протона-М»
максимально используются системы, агрегаты и узлы, уже успешно опробованные
как на РН «Протон-К», так и на других РН и РБ.
Более 77% деталей, агрегатов и систем взяты с РН «Протон-К»
неизменными. 18% агрегатов и систем модифицированы, их характеристики улучшены,
и только 5% являются новыми.
Главным отличием РН «Протон-М» от РН «Протон-К» стала установка
бортового цифрового вычислительного комплекса (БЦВК). Новую цифровую
систему управления для РН «Протон-М» на базе БЦВК разработал и изготовил
НПЦ автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина. Базой
для нее послужили система управления РН «Зенит-ЗБЬ» и РБ «Фрегат». Вес
новой системы управления уменьшился приблизительно на 20% по сравнению со
старой и составил 200 кг. За счет использования современной элементной базы
надежность системы должна повыситься. Кроме того, новая система
управления не требует наземной системы наведения.
Переход на цифровую систему управления позволил существенно
расширить спектр возможных наклонений целевых орбит. Без маневра разгонного
блока РН «Протон-К» мог выводить КА только на наклонения 51,6°, 64,8° и
72,7°. Теперь, за счет пространственного маневра на активном участке полета,
можно обеспечить и другие наклонения при использовании старых районов
падения отработанных ступеней РН, а изменение программы выведения не
требует замены части аппаратуры системы управления, как на РН «Протон-К».
Цифровая система управления позволяет выполнить маневры на
активном участке для снижения аэродинамических нагрузок на РН, выполняя
ограничения по параметрам «произведение скоростного напора на угол тангажа» и
«произведение скоростного напора на угол рысканья». Становится возможным
без существенного изменения конструкции РН установить на ней головные
обтекатели больших размеров.
118

Система управления РН «Протон-К» не могла парировать возможные
отклонения, возникающие от скоростного напора и при порывах ветра, что
приводило к большим нагрузкам на РН, опасным для конструкции РН с большим
головным обтекателем.
Цифровая система управления в сочетании с новой системой
одновременного опорожнения баков обеспечивает более полную выработку бортового
запаса топлива. Повышаются энергетические характеристики РН, а остатки
вредных компонентов в отработавших ступенях РН уменьшаются вплоть до их
полного исключения. Кроме того, за счет передачи на БЦВК вычислительных
операций систем опорожнения баков и безопасности РН существенно
упростился состав этих двух бортовых электронных систем [476].
Используя «гибкую» программу выведения вместо «жесткой», удалось
существенно снизить массу гарантийных запасов топлива на РН.
«Жесткая» программа была рассчитана на то, чтобы РН в определенный
момент времени проходила определенную точку траектории, имея заданный
вектор скорости, а каждая из трех ступеней РН имела гарантийный запас
топлива для парирования возмущений. «Гибкая» программа выведения рассчитана
на использование бортового компьютера. Она задает лишь конечные условия
выведения, чтобы КА оказался в заданный момент времени в требуемой точке с
определенным вектором скорости. При этом РН движется не по «жесткой»
траектории, а внутри «трубки» траекторий. БЦВК прямо в полете обрабатывает
текущие параметры полета, выбирая наиболее оптимальную траекторию.
Гарантийный запас топлива остается только на третьей ступени РН, а
двигательная установка первой и второй ступеней РН работают до полной
выработки компонентов.
Поэтому общий гарантийный запас на РН с «гибким выведением»
существенно ниже, чем с «жестким», за счет чего улучшились энергетические и
экологические характеристики РН.
Для улучшения экологической чистоты РН предусмотрен выброс на
больших высотах полета из баков и магистралей остатков компонентов
топлива, которые невозможно использовать из-за особенностей конструкции
(технологический незабор). После остановки двигателей и отделения ступени РН
будут открываться специальные клапаны на двигательной установке, и остатки
компонентов рассеются в воздухе, распадаясь под действием солнечного
излучения на нетоксичные вещества.
На РН «Протон-М» установлен новый комплект телеметрической
аппаратуры СКУТ, разработанной в НПО измерительной техники на базе
аналогичных систем для РН «Зенит» и «Рокот». Аппаратура СКУТ собирает цифровую
информацию от системы управления и передает ее по радиоканалу в цифровом
виде на наземные приемные пункты, позволяя существенно автоматизировать
процесс телеметрических измерений.
119

Прямо на заводе РН комплектуется новыми серебряно-цинковыми
батареями, не требующими подзаряда и обслуживания во время всего срока
эксплуатации. Они герметичны, безопасны и заряжаются перед установкой на
борт.
Применение новой авионики и рост массы выводимой полезной нагрузки
потребовали внести изменения в конструкцию некоторых отсеков РН «Протон-
М». Были усилены хвостовой отсек третьей и передний отсек второй ступеней
РН, но в целом конструкции ускорителей всех трех ступеней РН облегчены за
счет использования новых неметаллических конструкционных материалов.
Для размещения цифровой системы управления разработан новый
негерметичный приборный отсек третьей ступени РН, изготовленный в основном из
углепластиковых композитов.
Для модернизированного «Протона» разработаны новые, более легкие и
объемные головные обтекатели (рисунок 18.4), позволяющие увеличить объем
для размещения полезной нагрузки и дающие возможность проводить
групповые запуски КА.
I*- вою -►!
Рис. 18.4. Головные космические части РН «Протон-М»
(слева направо, удлиненный ГО, стандартный ГО, ГО для групповых запусков
на низкую орбиту, ГО и блок КВРБ [512]
120

Существенно изменен и наземный аппаратурный комплекс системы
управления на технической и стартовой позициях. Вместо больших залов с
огромными шкафами на технической позиции теперь имеется лишь одна комната
с компьютерами. Возросла точность диагностики при проверках: система
управления сама определяет место неисправности с точностью до блока. Весь
процесс электроиспытаний идет автоматически и полностью документируется.
Предстартовая подготовка на пусковой установке тоже значительно
автоматизирована, прежде всего, с целью обеспечения оперативного ввода или
изменения полетного задания. Ввод полетного задания упростился: вместо
многочисленных перфокарт достаточно нескольких дискет. Да и время для данного
процесса требуется в несколько раз меньше.
На РН «Протон-М» нет привычной для РН «Протон-К» системы
прицеливания со сложной наземной аппаратурой: по данным бортовой гиростабили-
зированной платформы, работающей в режиме гирокомпасирования, система
управления обрабатывает информацию о поведении гироскопов ГСП и
определяет азимут установки РН. Таким образом, происходит «привязка» ГСП к
местному меридиану.
Стартовая масса РН «Протон-М» без полезной нагрузки, головного
обтекателя и адаптера составляет 689970 кг, длина (со стандартным головным
обтекателем) - 57,2 м. На всех трех ступенях РН и на РБ используются одни
компоненты топлива: несимметричный диметилгидразин и азотный тетраксид.
Массовые и энергетические характеристики ступеней РН «Протона-М» и
РБ представлены в таблице 18.2.
Характеристики ступеней РН «Протон-М»
ТТотъиоа RTrvr»5»ar Тгм»тт-а
Таблица 18.2
Параметр
1. Длина, м
2. Диаметр, м
3. Сухая масса, кг
4. Масса топлива, кг
5. Двигательная
установка
6. Тяга двигательной
установки в вакууме,
кН
Первая
ступень РН
21,18
7,4
30600
419400
6 х 14Д14
6 х 1635
Вторая
ступень РН
17,05
4,1
11400
156100
Зх8Д411К +
1 х 8Д412К
4x582
Третья
ступень РН
4,11
4,1
3700
46600
8Д49 +
8Д811
582 + 32
РБ
«Бриз-М»
2,61
4,1
2370
19800
1 х С5.98М
19,62
Точностные параметры РН «Протон-М» при выведении полезной
нагрузки на различные типы орбит представлены в таблице 18.3.
121

Таблица 18.3
Точность выведения полезной нагрузки для РН
«Протон-М» с РБ «Бриз-М» (данные в скобках приведены для РБ ДМ)
Тип орбиты
1. Низкая круговая орбита
(Икр. = 175 км, i = 51,6°)
2. Геопереходиая орбита
(5500 км х 35786 км,
i = 25,0°)
3. Геостационарная орбита
Перигей
±6 км
±400 км

эксцентриситет ±0,009
Апогей
±15 км
±150 км

эксцентриситет ±0,009
Наклонение
±0,025°
(±0,5°)
±0,5°
±0,75°
Период
±8 сек
±550 с
(±100 с)
±20 мин.
Сравненительные характеристики РН «Протон-К» и «Протон-М»
представлены в таблице 18.4.
Таблица 18.4
Сравнительные характеристики РН «Протон-К» и «Протон-М»
Наименование
1. Масса полезной нагрузки выводимой
РН на низкую орбиту, т:
- 186 км х 222 км, i = 51,6°;
-пкр.= 175 км, i = 64,8°;
-Ькр.= 170 км, 1 = 72,7°
2. Масса полезной нагрузки выводимой
РН на геостационарную орбиту
(Икр. = 36000 км, i = 0°), т
3. Масса полезной нагрузки выводимой
РН на геопереходную орбиту, т:
- ha = 36000 км, i = 51,6°;
- ha = 36000 км, i = 7°
4. Масса полезной нагрузки выводимой
РН на орбиту к Луне, т
5. Масса полезной нагрузки выводимой
РН на орбиту к Марсу, т
6. Объем для размещения полезной
нагрузки под стандартным головным
обтекателем, м3
7. Масса конструкции, т:
- первой ступени РН;
- второй ступени РН;
- третьей ступени РН;
- разгонного блока
РН «Протон-К»/РБ
«ДМ»
19,76
19,30
18,90
1,88
6,5
3,5
4,53
2,94
65
31,0
11,75
4,15
3,13
РН «Протон-М»/РБ
«Бриз-М»
21,00
20,61
19,97
2,92
7,8
5,0
5,60
4,80
100
30,6
11,4
3,7
2,37
122

Разгонный блок ДМ предназначен для выведения космических аппаратов
различного назначения на высокоэллиптические, высококруговые (в том числе
стационарные) орбиты и межпланетные траектории. РБ ДМ разработан и
производится РКК «Энергия», эксплуатируется с РН «Протон» с 1974 года, а его
прототип - блок Д - с 1967 года.
Выведение космического аппарата на геостационарную орбиту
осуществляется по двух- или трехимпульсной схеме в зависимости от долготы точки
стояния космического аппарата.
Управление движением РБ ДМ в полете осуществляется на активных
участках маршевым двигателем, на пассивных - двигательной установкой
стабилизации и ориентации.
Разгонный блок ДМ показан на рис. 18.5.
Рис. 18.5 Разгонный блок ДМ
РБ ДМ состоит из:
• маршевого двигателя;
• двух двигательных установок стабилизации и ориентации;
• сферического бака окислителя;
123

• тороидального бака горючего;
• приборного отсека;
• аппаратуры командно-измерительного комплекса;
• отделяемых в полете нижнего и среднего переходников.
РБ ДМ существует в двух модификациях: с аппаратурой командно-
измерительного комплекса, размещаемой в приборном отсеке, и без нее, когда
для решения задач управления и измерения используется оборудование
космического аппарата.
Маршевый двигатель 11Д58М является представителем семейства
кислородно-углеводородных ЖРД, разработанных НПО «Энергия» (1970-1973 гг.)
для разгонных блоков, обеспечивших реализацию большинства национальных
программ исследования космоса.
Компоненты топлива:
• окислитель - жидкий кислород с температурой от минус 194° С до
минус 177°С;
• горючее - нафтил (керосин) или синтин.
Подтвержденная надежность двигателя 0,997 при доверительном уровне
0,9. Каждый двигатель проходит контрольные испытания без переборки с
использованием прогрессивных средств диагностирования технического
состояния.
Жидкостный ракетный двигатель 11Д58М разработан в НПО «Энергия».
Серийно изготавливается на Воронежском механическом заводе.
Стартовый комплекс предназначен для подготовки к пускам и проведения
пусков ракет-носителей «Протон-К» и «Протон-М» с различными
космическими головными частями.
Стартовые комплексы, развернутые на Байконуре, обеспечили пуски
более трехсот РН типа «Протон» с космическими аппаратами военного,
народнохозяйственного и научного назначения.
Стартовый комплекс РН «Протон» состоит из двух стартовых площадок,
объединенных сетью коммуникаций, и общего для обеих площадок комплекса
сооружений, обеспечивающих каждую из них сжатыми газами, водой,
электроэнергией, хладогентами для термостатирования компонентов топлива и
космических аппаратов [381].
Технологическое оборудование стартового комплекса обеспечивает
доставку РН с космической головной частью с технического на стартовый
комплекс, установку ее на пусковое устройство, проведение электрических
проверок РН и космической головной части, заправку РН и разгонного блока
компонентами топлива и сжатыми газами, набор готовности двигательной установки
РН и пуск РН.
На рис. 18.6. показана установка РН «Протон» на пусковое устройство.
124

Рис. 18.6. Установка РН «Протон» на пусковое устройство
Построение стартового комплекса обеспечивает достаточную
автономность каждой стартовой площадки.
Агрегаты и системы стартового комплекса, все технологические
процессы подготовки к пуску и пуска РН «Протон» созданы с учетом максимальной
безопасности обслуживающего персонала и высокой экологичности при
эксплуатации.
В состав технологического оборудования стартового комплекса входят
следующие системы и средства:
• транспортно-установочное и пусковоеоборудование;
• средства обслуживания ракеты-носителя и космической головной части;
• средства заправки РН и РБ;
• автоматизированная система управления технологическим наземным
оборудованием;
• средства термостатирования РН и космической головной части;
• средства нейтрализации паров и проливов компонентов ракетного
топлива;
• система измерений;
• системы газового контроля;
• системы противопожарной технологической защиты;
• система наземного электроснабжения спецтоками;
• технические системы.
Транспортно-установочное и пусковое оборудование обеспечивают
транспортировку РН с космической головной частью на стартовый комплекс,
125

установку РН на пусковое устройство и ее вертикализацию, подстыковку к РН
заправочных и дренажных коммуникаций, электрических, гидравлических и
газовых разъемов, проведение вспомогательных работ, подготовку к пуску и пуск
РН. В состав оборудования входят следующие основные агрегаты:
• транспортно-установочный агрегат;
• подъемно-установочное устройство;
• пусковое устройство.
Средства обслуживания РН и космической головной части обеспечивают
доступ обслуживающего персонала к различным зонам обслуживания РН и
космической головной части.
В состав средств обслуживания входят:
• агрегат обслуживания космической головной части в горизонтальном
положении;
• агрегат обслуживания РН и космической головной части в вертикальном
положении.
Заправочные средства состоят из комплекса систем, обеспечивающих
прием, хранение и подготовку компонентов ракетного топлива и сжатых газов к
заправке и заправку РН и разгонного блока, а также слив компонентов
ракетного топлива из баков РН и РБ при несостоявшемся пуске и их повторную
заправку (в случае необходимости).
В состав комплекса заправочных средств входят:
• системы заправки РН окислителем и горючим;
• система слива остатков компонетов ракетного топлива из двигательных
установок РН;
• система заправки сжатыми газами;
• система обеспечения сжатыми газами;
• станция газоснабжения;
• система заправки разгонного блока жидким кислородом;
• система автоматического управления технологическими операциями.
Система автоматического управления технологическими операциям
предназначена для управления агрегатами и системами стартового комплекса,
участвующим подготовке к пуску и пуске РН. Система имеет двухуровневую
структуру. В нижний уровень входят системы прямого управления, а в верхний
- система централизованной подготовки технологического оборудования
стартового комплекса, обеспечивающая координацию работ всех систем прямого
управления.
Основные характеристики стартового комплекса РН «Протон»
представлены в таблице 18.5.
126

Таблица 18.5
Основные характеристики стартового комплекса РН «Протон»
Характеристика
1. Количество стартовых комплексов
2. Количество технологических систем
(агрегатов) на одном стартовом
комплексе,
в том числе:
пусковых устройств
3. Расстояние между пусковыми
устройствами, м
4. Управление предстартовыми
операциями
5. Стыковка гидравлических,
пневматических и электрических
коммуникаций к РН
6. Отстыковка коммуникаций от РН
7. Время подготовки РН с космической
головной частью, дни
8. Минимальный интервал между пусками
с одного пускового устройства, суток
Значение
2
46
3
600
дистанционное, автоматическое
(при отсутствии обслуживающего
персонала в других сооружениях)
дистанционная, автоматическая
ходом РН
3-4
не более 20
Средства термостатирования предназначены для термостатирования
компонентов ракетного топлива, элементов РН, разгонного блока, КА и состоят из
системы термостатирования компонентов ракетного топлива РН и воздушной и
жидкостной систем обеспечения температурного режима.
Средства нейтрализации паров и проливов компонентов ракетного
топлива предназначены для исключения вредного воздействия на обслуживающий
персонал и окружающую среду паров и случайных проливов компонентов
ракетного топлива при проведении работ, связанных с заправкой (сливом) РН
компонетами ракетного топлива, а также со всеми технологическими и
подготовительными операциями на системах заправки.
Предусмотрены два вида системы нейтрализации: система нейтрализации
паров компонетов ракетного топлива и система сбора и нейтрализации
возможных проливов компонетов ракетного топлива.
Система измерений предназначена для сбора, преобразования,
автоматической обработки, регистрации и предоставления информации о работе
агрегатов и систем стартового комплекса, а также для измерения и регистрации
некоторых параметров наземного контрольно-проверочного оборудования РН в пе-
127

риод проведения технологических операций по подготовке к пуску и пуска РН.
Система обеспечивает сбор и обработку информации от датчиков по основным
параметрам (давление, температура, угловые перемещения, вибрация,
нагрузки).
Системы газового контроля предназначены для контроля за состоянием
воздушной среды в помещениях, где возможны утечки паров компонетов
ракетного топлива, азота, гелия и кислорода, и своевременной выдачи
электрических, световых и звуковых сигналов о состоянии воздушной среды в указанных
помещениях с целью предупреждения обслуживающего персонала об
опасности. Системы газового контроля функционируют непрерывно на протяжении
всего технологического цикла подготовки РН к пуску.
Система противопожарной технологической защиты предназначена для
защиты РН, находящейся на пусковом устройстве, и технологического
оборудования системы заправки горючим от случайно возникших возгораний.
Система обеспечивает тушение пожара на стартовом сооружении и в хранилище
горючего.
Система наземного электроснабжения спецтоками предназначена для
обеспечения электропитанием постоянным током технологических систем
стартового комплекса, а также комплектов контрольно-проверочного
оборудования РН и РБ.
Оборудование системы дублированное, что обеспечивает потребителей
бесперебойным электроснабжением.
К основным сооружениям стартового комплекса относятся:
• стартовые сооружения;
• командные пункты;
• хранилища компонетов ракетного топлива и сжатых газов;
• сооружения термостатирования;
• сооружения нейтрализации паров и проливов компонетов ракетного
топлива;
• сооружения системы электроснабжения;
• насосная станция системы пожаротушения;
• станция газоснабжения.
Следует отметить, что Национальное космическое агентство Казахстана
настаивает на уменьшении количества пусков РН «Протон», ссылаясь на
экологический фактор, запрашивает завышенные компенсации за ущерб природе.
После проведенных переговоров Роскосмосу и Казкосмосу удалось прийти к
компромиссу и договориться о полномасштабном совместном экологическом
мониторинге в районах падения.
Характеристики ракеты-носителя «Протон» представлены в таблице 18.6.
128

Таблица 18.6
Основные характеристики ракеты-носителя «Протон»
Характеристика
1. Стартовая масса, т
2. Габаритные размеры, м:
длина (без разгонного блока);
максимальный диаметр
3. Космодром запуска
4. Масса полезной нагрузки (т) при выведении на
орбиту:
- низкую околоземную (h = 200 км, i = 51,6°)
- геостационарную (h = 36000 км, i = 0 ± 0,25°):
- переходную (ha = 36000 км,
hn = 5500 км, i = 7...250)
5. Масса полезной нагрузки (т) при выведении на
орбиту на отлетные траектории:
- к Луне
- к Марсу
- к Венере
6. Объем, предоставляемый для размещения
полезной нагрузки, м3
Значение
-700
42,34
7,4
Байконур
20-22
до 2,6
3,8-4,8
до 6,2
до5,0
до 5,4
45-78 м3
В настоящее время в одном классе с РН «Протон» конкурируют шесть
РН - европейская РН Ariane 5, американские РН Delta 4 и Atlas 5, японская РН
Н-2А и китайская РН CZ-3A.
Естественное желание нарастить массу выводимого полезного груза есть
и у специалистов предприятия - производителя «Протона» - ГКНПЦ
им. М.В. Хруничева.
Одним из возможных способов увеличения массы выводимого полезного
груза без применения новых разгонных блоков, создание и отработка которых
обходится очень дорого и занимает многие годы, представляется использование
твердотопливных ускорителей. Последние могут быть изготовлены на базе
ступеней снимаемых с вооружения МБР, например ракеты РТ-2ПМ комплекса
РС-12М «Тополь» разработки Московского института теплотехники (МИТ).
Преимущества таких ускорителей: компактность, автономность, высокая
надежность, а главное - наличие уже готовых изделий и/или технологической
базы, которые могут использоваться с минимальными доработками, как по
ускорителю, так и по РН и стартовому комплексу в целом.
Специалисты ГКНПЦ им. М.В.Хруничева проработали несколько
вариантов использования ступеней МБР «Тополь» в качестве твердотопливных
ускорителей на первой и второй ступенях РН «Протон-М» [406].
Характеристики ускорителей представлены в таблице 18.7.
129

Таблица 18.7
Наименование
1. Исходное изделие
2. Тяга на старте, тс
3. Стартовая масса, т
4. Время работы, с
5. Длина, м
6. Диаметр корпуса, м
Характеристики
Ускоритель
«Тополь-1»
Первая
ступень
100
26
60
8,1
1,8
ускорителей
Ускоритель
«Тополь-2»
Вторая
ступень
50
13
64
4,6
1,55
Ускоритель
«Тополь-3»
Третья
ступень
25
6
56
3,9
1,34
Установка двух ускорителей «Тополь-1» на первой ступени РН с
одновременным форсированием маршевых ЖРД примерно на 5% позволяет
увеличить массу полезного груза на геопереходной орбите примерно на 570 кг. Два
«Тополя-1» на первой ступени РН и два «Тополя-2» на второй ступени РН
увеличивают эту массу на 900 кг. В следующем варианте - три «Тополя-1» на
первой, три «Тополя-2» на второй - рост массы груза составляет 1240 кг.
Относительное увеличение достигает 20% от массы полезного груза, выводимого
современным вариантом РН «Протон-М» на типовую геопереходную орбиту.
Схема подвески твердотопливных ускорителей на первую и вторую
ступени РН «Протон-М» представлена на рис. 18.7.
Несколько слов о возможных доработках РН. В простейшем случае
(подвеска двух ускорителей «Тополь-1» с их размещением между баками горючего
первой ступени РН) они минимальны и сводятся к установке узлов крепления
на мощном силовом шпангоуте в хвостовой части РН, а также к усилению
шпангоута вблизи передней части бака окислителя. Сверху ускоритель
закрывается ненесущим носовым обтекателем. Для снижения тепловой и
газодинамической нагрузки на хвостовую часть РН «Протон-М» ускоритель и его сопло
разворачиваются (общий угол примерно 10-12°). При дополнительной
установке ускорителей «Тополь-2» на второй ступени РН потребуются более сложные
доработки.
Вопрос, связанный с подвеской ускорителей на РН, тоже представляет
определенный интерес. РН «Протон-М» подвозится к стартовой позиции в
горизонтальном положении, потом стрелой стационарного установщика вертика-
лизируется. Специалисты ГКНПЦ им. М.В.Хруничева предполагают
подвешивать ускорители (а также снимать их в случае необходимости, например
при отмене пуска) непосредственно на РН, стоящую на стартовом столе в
вертикальном положении. Проработки показывают, что эта задача вполне
разрешима.
130

Рис. 18.7. Схема подвески твердотопливных ускорителей
на первую и вторую ступени РН «Протон-М»
При запуске РН «Протон-М» с существующего стартового стола, не
содержащего дополнительных газоводов и не позволяющего включать
твердотопливные ускорители на старте, РН взлетает на основных маршевых ЖРД, тяга
которых форсируется на 5%. Ускорители включаются позже, на безопасной
высоте - около 50-80 м от земли, спустя примерно 7 с после «контакта подъема».
Цифровая система управления позволяет гибко менять траекторию
выведения РН «Протон-М» с твердотопливными ускорителями, с тем, чтобы решать
131

задачу попадания отбрасываемых элементов РН вместе с ускорителями в
существующие поля падения. Иследования показали, что эта задача решается для
всех рассмотренных вариантов оснащения РН ускорителями.
Сложнее решается задача увода аварийной РН со стартового стола.
Штатное форсирование двигателей обеспечивает стартовую перегрузку
порядка 1,3 для наиболее рациональных вариантов использования ускорителей.
Однако, при наличии ускорителей «Тополь-1» и «Тополь-2» на первой и второй
ступенях РН в количестве более трех, а также при отказе одного из маршевых
ЖРД в самый начальный период полета, перегрузка падает до 1,1, и существует
опасность падения РН на старт и разрушения последнего. Путем «заштатного»
форсирования (еще на 5%) оставшихся пяти двигателей в большинстве случаев
задачу увода можно решить. Для самых тяжелых вариантов разработчики
предусмотрели установку в районе переднего сухого отсека второй ступени РН
двух-трех освоенных промышленностью РДТТ, каждый из которых развивает
тягу 80 тс и работает до 4 с. В критической ситуации он включается в
дополнение к маршевым ЖРД и уводит РН со старта. Траектории аварийного увода
просчитаны.
Существует еще проблема «разновременного» окончания работы
ускорителей.
Имеет место тот вид возмущений, который обычно не встречается на
жидкостных РН: «разнотяг» и «разновременность» спада тяги ускорителей,
которая может достигать 4-5 с. Однако даже «классический» РН «Протон-К»
имеет достаточный запас по управляющим моментам для первой ступени РН.
При штатном пуске обычно используется отклонение маршевых ЖРД
первой ступени РН не более чем на 2-3°; воздействие возмущающих моментов
от ускорителей повысит эту величину не более чем на 1-1,5°. В случае
установки ускорителей на второй ступени РН их включение происходит с некоторой
задержкой, уже после прохождения пика максимальных скоростных напоров и
отработки технологических возмущений. В этом случае маршевые ЖРД
парируют расчетные возмущения, но небольшие запасы по управлению могут
составить проблему.
Надо сказать, что установка ускорителей сопровождается решением ряда
нетривиальных задач. Одна из серьезных - это значительное увеличение
скоростного напора на первой ступени РН, который в указанных выше
модификациях может составлять порядка 5,5 тыс кгс/м2, в то время как на сегодня
«классический» РН «Протон-К» летает при напоре около 4 тыс кг/м2. Скоростной
напор увеличивает нагрузку на конструкцию, опрокидывающий и изгибающий
моменты; высокий скоростной напор для тяжелых РН представляет довольно
большую опасность. Поскольку концепция предусматривает, что модернизация
132

не должна затрагивать (по возможности) общую прочность РН и что
необходимо использовать существующий старт, то указанная проблема потребует
решения.
Специалисты планируют модифицировать алгоритмы системы
управления с тем, чтобы управлять ветровым уголом атаки.
Иначе говоря, когда во время полета на РН воздействует струйный ветер,
РН «Протон-М» будет разворачиваться и совершать целенаправленные
движения таким образом, чтобы минимизировать нагрузки на конструкцию.
Таким образом, проработки по использованию твердотопливных
ускорителей на ступенях РН «Протон-М» показывают возможность довольно
существенного увеличения массы выводимого полезного груза без проведения
дорогостоящих и длительных работ, связанных с серьезной модернизацией
конструкции РН или созданием новых (в т.ч. высокоэнергетических) РБ.
133

19. ПРОЕКТ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ СЕМЕЙСТВА «РИКША»
Семейство РН «Рикша» включает в себя двухступенчатые РН легкого
класса на криогенных компонентах топлива.
В качестве базовой РН разрабатывается наиболее тяжелая РН «Рикша»;
две другие - формируются из ракетных блоков базовой РН [397].
РН семейства «Рикша» предназначены для выведения на околоземные
орбиты различной высоты и наклонения космических аппаратов массой до 4000
кг различного назначения (системы связи, мониторинга земной поверхности,
навигации, метеорологии и другие).
Первая ступень базовой РН «Рикша» состоит из трех блоков: двух
боковых и центрального.
РН «Рикша» показана на рис. 19.1.
Рис 19.1. РН «Рикша»
134

Ракетные блоки оснащаются двигателями (по одному на каждом блоке)
РД-182 (модификация двигателя РД-120, дорабатываемого под горючее -
сжиженный природный газ).
Вторая ступень РН с двигателем РД-185 многократного включения
унифицирована для всех РН. Для управления РН при неработающем маршевом
двигателе применяется блок ориентации и стабилизации. В качестве
компонентов топлива на нем используются газообразные кислород и природный газ.
Сборочно-защитный блок включает в себя головной обтекатель и переходник.
Он стыкуется с корпусом аппаратурного отсека, в котором размещаются
герметичный приборный отсек, контейнеры с аппаратурой бортового измерительного
комплекса, элементы системы обеспечения безопасности при аномальном
полете.
Аппаратурный отсек стыкуется со второй ступенью РН.
Бортовая система управления РН имеет два режима работы:
- радиоинерциальный с коррекцией параметров движения по
информации от космических навигационных систем ГЛОНАСС и NAVSTAR;
- автономный инерциальный.
РН «Рикша-1» представляет собой базовую РН без одного бокового
ракетного блока.
РН «Рикша-1» показана на рис. 19.2.
Первая ступень РН «Рикша-2» создается на основе бокового ракетного
блока базовой РН «Рикша».
РН «Рикша-2» показана на рис. 19.3.
Особенностью РН «Рикша» является применение нового горючего -
сжиженного природного газа. Использование сжиженного природного газа в
качестве горючего с жидким кислородом позволяет обеспечить минимальную
экологическую нагрузку на окружающую среду как при штатном сгорании, так и
при падении отработавших ступеней РН, упростить межпусковую обработку
полостей двигателей и повысить эксплуатационную надежность.
Основные характеристики РН семейства «Рикша» представлены в
таблице 19.1.
Комплекс «Рикша» разрабатывается для двух вариантов старта:
наземного и морского.
Стартовый комплекс «Рикша» в варианте морского старта показан на
рис. 19.4.
Стартовый комплекс «Рикша» в варианте наземного старта показан на
рис. 19.5.
135

Рис. 19.2. РН«Рикша-1»
136

Рис. 19.3. РН «Рикша-2»
137

Таблица 19.1
Основные характеристики РН семейства «Рикша»
Наименование
1. Стартовая масса РН, т
2. Тип системы
управления
3. Максимальное время
выведения, ч
4. Тип топлива
5. Количество
включений двигателя:
- первой ступени РН;
- второй ступени РН
6. Объем полезной
нагрузки, м3
РН «Рикша-1»
180
РН «Рикша-2»
135
РН «Рикша-3»
65
Автономная с коррекцией по внешним признакам
5
5
0,65
Жидкий кислород + сжиженный природный газ
1
До5
До 50
1
До 5
До 50
1
До5
13
Рис. 19.4. Комплекс «Рикша» в варианте морского старта
Рис. 19.5. Комплекс «Рикша» в варианте наземного старта
138

20. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «РИФ-МА»
В ГРЦ «КБ имени Макеева» разрабатывалась РН «Риф-МА».
РН «Риф-МА» представляла собой переоборудованную БРПЛ РСМ-52.
При этом предусматривалось выполнение пусков РН «Риф-МА» с борта
самолета Ан-124 [373].
В дальнейшем программу создания РН «Риф-МА» пришлось закрыть из-
за отсутствия финансирования.
139

21. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «РОКОТ»
21.1. Конструктивные особенности
и эксплуатационные характеристики ракеты-носителя «Рокот»
РН «Рокот» (14А05) - жидкостная трехступенчатая РН легкого класса,
спроектированная в Центре имени Хруничева на базе межконтинентальной
баллистической ракеты УР-100Н УТТХ (по договору СНВ-1 - РС-18Б, по
классификации МО США и НАТО - SS-19 mod.2 Stiletto). Система управления
РН «Рокот» разработана харьковским ОАО «Хартрон» [208]. Система
управления для РБ «Бриз-КМ» разработана харьковскими специалистами, однако
программируют ее россияне [213].
РН «Рокот» показана на рис. 21.1.
Рис. 21 1. РН «Рокот»
140

В отличие от другого, более позднего варианта конвертации РС-18Б в
ракету-носитель - РН «Стрела» - «Рокот» выполнен по трёхступенчатой схеме с
последовательным расположением ступеней РН. В качестве первых двух
ступеней РН используется блок ускорителей МБР РС-18Б, третья ступень РН -
разгонный блок «Бриз-КМ».
Первая ступень РН «Рокот» диаметром 2,5 м и длиной 17,2 м состоит из
единого блока топливных баков, хвостового и переднего отсеков. Баки -
несущие, сварной конструкции, с совмещенными днищами. Наддув баков - с
помощью газогенераторов, что позволяет отказаться от баллонов с газом наддува.
Двигательная установка первой ступени РН состоит из трех автономных
однокамерных двигателей замкнутой схемы РД-0233 и одного двигателя РД-0234
(все разработаны в КБ химической автоматики, г. Воронеж), установленных в
карданном подвесе. Двигатель РД-0234 отличается наличием афегатов наддува
баков. На первой ступени РН также имеются четыре РДТТ для ее увода после
отделения от второй ступени РН.
Вторая ступень РН «Рокот» имеет диаметр 2,5 м и длину 3,9 м.
Двигательная установка второй ступени РН состоит из однокамерного двигателя
замкнутой схемы РД-0235 и рулевого двигателя РД-0236 открытой схемы.
Двигатель РД-0235 жестко закреплен на днище бакового отсека. Рулевой двигатель
РД-0236 состоит из четырех камер, питаемых от одного турбонасосного афега-
та. Камеры рулевого двигателя установлены по внешнему диаметру хвостового
отсека; каждая закреплена в одностепенном карданном подвесе [221].
Подобно первой ступени РН, вторая ступень РН «Рокот» имеет
совмещенные баки и «горячую» систему наддува, а также четыре тормозных РДТТ.
Головной обтекатель 14С76 (алюминиевый каркас и углепластиковая
обшивка) длиной 7,9 м и диаметром 2,5 м, специально разработанный для
коммерческой версии «Рокота» в Центре Хруничева на основе апробированной в
других профаммах технологии. Разделение головного обтекателя и его
принудительный сброс обеспечивается за счет раскрытия механических замков под
действием пиропривода, расположенного в носовой части головного
обтекателя, а отвод - с помощью РДТТ.
Система управления заимствована с ракеты 15А14 (Р-36М, PC-20А) и
обеспечивает дистанционный контроль параметров РН, автоматическое
проведение предстартовой подготовки, дистанционное прицеливание РН перед
пуском, пуск и управление полетом с реализацией гибкой профаммы угла тангажа.
Управление на участке полета первой ступени РН осуществляется путем
отклонения камер маршевых двигателей, на участке полета второй ступени РН -
камер рулевого двигателя.
Выход РН из транспортно-пускового контейнера осуществляется с
помощью маршевого двигателя первой ступени РН.
Отделение первой ступени РН от второй ступени РН проводится по
«полугорячей» схеме: сначала включаются рулевой двигатель второй ступени РН,
141

который отводит вторую ступень РН на безопасное расстояние. Горячие газы из
его сопел истекают через специальные вырезы в обшивке переднего отсека
первой ступени РН. Затем проводится отсечка маршевых ЖРД первой ступени
РН и ее увод с помощью тормозных РДТТ, после чего запускается основной
двигатель второй ступени РН. В завершение работы второй ступени РН сначала
производится отсечка основного ЖРД; рулевой двигатель продолжает работать,
обеспечивая заданную точность скорости и направления полета. Затем
выключается рулевой двигатель, и подрываются пироболты, соединяющие вторую
ступень РН с РБ. Вторая ступень РН тормозится с помощью РДТТ.
РБ 14С12 «Бриз-К» создан во второй половине 90-х гг. для использования
в составе РН «Рокот»; с ним были выполнены пуски в 1990-1994 годах. После
этого ему на смену пришел новый разгонный блок 14С45 «Бриз-КМ».
РБ 14С45 «Бриз-КМ» создан на базе центральной части блока 14С43
«Бриз-М» для РН «Протон-М», разработанного в 1994 г. Центром Хруничева.
В этом блоке, в свою очередь, использовались многие элементы РБ «Бриз-К».
В 1995-96 гг. ГКНПЦ им. М.В. Хруничева переориентировал
производство разгонных блоков 14С12 «Бриз-К» на выпуск РБ 14С43 «Бриз-М»,
а с 1996 г. начал изготовление этих РБ.
На рис. 21.2. показаны исходная МБР PC-18; РН «Рокот» с РБ «Бриз-К»;
РН «Рокот» с РБ «Бриз-КМ».
Рис. 21.2. (слева направо) исходная МБР РС-18; РН «Рокот» с РБ «Бриз-К»;
РН «Рокот» с РБ «Бриз-КМ» [221]
142

Для коммерческих пусков РН в рамках программы Eurockot возобновлять
производство РБ «Бриз-К» оказалось нерентабельным. Было предложено
создать новый РБ, но уже на базе РБ «Бриз-М», что позволяло унифицировать
элементы конструкции двух РБ, снизить номенклатуру изготавливаемых
деталей.
Основные изменения претерпел приборный отсек РБ: его диаметр
увеличили, аппаратуру перераспределили, за счет чего повысилась плотность
монтажа и значительно сократилась высота РБ. Зона полезной нагрузки под
головным обтекателем увеличилась на 1,8 м, а объем - на 8,8 м3. Больший диаметр
приборного отсека РБ также позволил установить диспенсер, дающий
возможность разместить на РБ несколько КА.
Изменена была силовая схема крепления РБ на РН. РБ «Бриз-К» крепился
нижним шпангоутом к небольшому цилиндрическому промежуточному отсеку,
устанавливаемому на верхнем силовом шпангоуте второй ступени РН. К этому
же отсеку крепился головной обтекатель. Полезная нагрузка устанавливалась
сверху; усилия от нее передавались через РБ.
РБ «Бриз-КМ» подвешен за верхний шпангоут внутри большого
переходного отсека и не несет нагрузки от полезной нагрузки. К верхнему шпангоуту
промежуточного отсека крепится и головной обтекатель, и РБ. Усилия от них и
полезной нагрузки передаются на вторую ступень РН через промежуточный
отсек.
РБ «Бриз-КМ» имеет высокую степень преемственности конструкции из
прежних разработок, успешно зарекомендовавших себя в полетах. В целом
преемственность агрегатов и систем блока превышает 95%.
РБ «Бриз-КМ» длиной 2654 мм и наибольшим диаметром 2490 мм имеет
«сухую» массу 1600 кг, максимальная масса заправляемого окислителя
(азотный тетраоксид) - 3300 кг, горючего (НДМГ) - 1665 кг.
РБ «Бриз-КМ» состоит из отсека двигательной установки, приборного
отсека и переходной системы. Отсек двигательной установки состоит из баков
окислителя (сверху) и горючего, разделенных единым днищем, и двигательной
установки. Бак окислителя имеет форму чечевицы, бак горючего - усеченного
конуса с выпуклым полусферическим днищем, в котором имеется коническая
ниша для маршевого двигателя, чем удалось значительно увеличить плотность
компоновки. Четыре блока двигателей малой тяги установлены на раме под
баковым отсеком. На нижнем днище бака горючего смонтированы агрегаты
пневмогидроавтоматики, один шар-баллон высокого давления с гелием
системы наддува, антенна бортового телеметрического комплекса.
Герметичный цилиндрический приборный отсек располагается над
отсеком двигательной установки. В нем на крестовидной раме закреплено
электронное оборудование различных систем РБ. Для закрепления полезной
нагрузки на верхнем силовом шпангоуте крепится переходная система, состоящая
из адаптера и системы разделения. Через нее проходят интерфейсные кабели от
КА к РБ.
143

В состав бортовых систем РБ входят:
• двигательная установка;
• система управления;
• телеметрическая система;
• бортовой измерительный комплекс;
• система обеспечения теплового режима;
• химические источники тока;
• электрогидравлическая система.
В состав двигательной установки входят маршевый двигатель 14Д30 с
турбонасосной системой подачи топлива, установленный в карданном подвесе,
а также 16 двигателей малой тяги для коррекции импульсов, ориентации и
стабилизации РБ на пассивных участках полета.
ЖРД малой тяги, работающие на тех же компонентах топлива, что и
маршевый двигатель, обеспечивают ориентацию и стабилизацию РБ во время
автономного полета, а также осаждение топлива в баках при повторных
запусках маршевого двигателя.
Телеметрическая система включает передатчики и антенны, а также
запоминающее устройство ленточного типа для записи телеметрии и ее
последующей передачи.
Система управления обеспечивает стабилизацию и ориентацию на всех
стадиях полета РБ до и после отделения КА. Она полностью автономна от
наземного контура управления. Для обеспечения инерциальной навигации в
систему управления входит трехосная гиростабилизированная платформа и
бортовой компьютер. Система управления имеет три независимых канала управления
с принципом мажоритарного голосования.
Энергосистема РБ «Бриз-КМ», в зависимости от полезной нагрузки,
может включать до трех серебряно-цинковых аккумуляторных батарей емкостью
15 А час, обеспечивающих работу РБ в течение 7 час.
Следует отметить, что при первых пусках на РН «Рокот» был установлен
разгонный блок 14С12 «Бриз-К». Затем начались пуски РН «Рокот» с
использованием РБ «Бриз-КМ».
РБ «Бриз-КМ» имеет более «плотную» компоновку, он короче РБ «Бриз-
К». За счет этого длина зоны полезного груза под стандартным головным
обтекателем увеличивается на 1,8 м, а объем - на 8,8 куб. м [219].
Разгонный блок «Бриз-КМ» оснащён жидкостным ракетным двигателем
многоразового (до 8 раз) включения, позволяющим осуществлять выведение
космических аппаратов по энергетически оптимальным траекториям, а при
групповом выведении разводить КА на требуемые орбиты. В качестве топлива
используется несимметричный ди мети л гидразин и азотный тетраоксид.
На рис. 21.3. показан разгонный блок «Бриз-КМ» РН «Рокот».
144

Рис. 21.3. Разгонный блок «Бриз-КМ» РН «Рокот»[215]
Характеристики разгонного блока «Бриз-К/КМ» представлены в табли-
це21.1.
Таблица 21.1
Характеристики разгонного блока «Бриз-К/КМ» [215]
Наименование параметра
1. Масса разгонного блока:
- сухая;
- окислитель (AT);
- горючего (НДМГ)
2. Маршевый двигатель разгонного блока:
— тягав вакууме;
- удельный импульс в вакууме;
- максимальное число включений;
- суммарный импульс тяги;
- минимальный импульс тяги;
- максимальное время работы;
- минимальное время работы;
- промежуток между включениями
3. Верньерные двигатели разгонного блока:
- тяга в вакууме;
- удельный импульс в вакууме;
- суммарный импульс тяги;
- минимальный импульс тяги;
4. Двигатели ориентации разгонного блока:
- тяга в вакууме;
- удельный импульс в вакууме;
- минимальный импульс тяги;
Величина параметра
1700 кг
3300 кг
1665 кг
Зтс
325,5 с
8
2 х 106 кг с
2500 кг с
1000 с
около 1 с
от 15 с до 5 ч
4 х 40 кгс
275 с
14112 кгс
4 кг с
1,3 кг с
270 с
0,068 кг с
145

Стартовая масса РН «Рокот» составляет 107,5 т, длина - 29,15 м,
максимальный диаметр - 2,5 м (ГО - 2,5 м х 2,62 м). РН позволяет выводить до
1950 кг полезной нагрузки (при использовании РБ «Бриз-КМ») на круговую
орбиту высотой 200 км наклонением 63° с космодрома Плесецк.
Двигатели всех ступеней РН «Рокот» используют высокотоксичные
компоненты топлива.
Цикл подготовки РН к запуску составляет менее 10 дней.
РБ «Бриз-К/КМ» имеет маршевый двигатель многократного включения,
верньерные двигатели, служащие также для осаждения топлива в баках перед
запуском основного ЖРД, и двигатели ориентации. Все двигатели работают на
единых компонентах топлива.
Для защиты полезного груза на участке выведения используется
сбрасываемый головной обтекатель с внешним диаметром 2,6 м, состоящий из двух
композиционных цилиндро-конических полуоболочек (алюминиевые соты и
углеродная оболочка) с продольной системой разделения. Разделение
головного обтекателя - путем открытия механических замков вдоль вертикальной
плоскости посредством пиромеханизма в конической части головного
обтекателя и пиротолкателей в основании. Полуоболочки открытого головного
обтекателя с помощью пружин поворачиваются вокруг шарниров в нижней части и
отбрасываются в стороны [220].
Для установки и отделения полезного груза служит адаптер разработки
компании Eurockot. Во время разделения замки открываются пиромеханизмами
и три пружины разделения придают полезному грузу скорость более 0,5 м/с.
Два датчика следят за процессом разделения. Возможно также использование
альтернативных систем разделения на базе индивидуальных диспенсеров.
На мировом рынке коммерческих запусков маркетингом РН занимается
совместное предприятие Eurockot Launch Services, участниками которого
являются ГКНПЦ имени М.В. Хруничева (49%) и европейский авиационный и
космический концерн EADS Astrium (51%).
Для коммерческих запусков Центр Хруничева закупил у Минобороны в
1994 г. 35 ракет 15А35.
Возможно, что гарантийный срок эксплуатации ракет будет продлен до
25 и даже 30 лет. Приобретенные для применения в качестве РН ракеты
хранятся в Центре Хруничева при соблюдении особых климатических условий. Перед
использованием ступень РН проходит полную проверку для получения
сертификата летной годности.
Первый пуск РН «Рокот» состоялся 20.11.1990 г. из шахтной пусковой
установки космодрома Байконур [211].
Первый пуск РН «Рокот» из Плесецка состоялся 16.05.2000 г. с РБ «Бриз-
КМ» и эквивалентами полезной нагрузки SimSat-1 и SimSat-2.
146

Проект стартового комплекса 11П865ПР для запусков РН «Рокот» с
космодрома Плесецк был разработан в КБ транспортного машиностроения (КБТМ,
г. Москва) в 1995 г. Комплекс создавался путем реконструкции имеющегося
комплекса 11П865П для РН «Космос-ЗМ» на площадке 133 космодрома
Плесецк и размещения технического комплекса 11П568Р для подготовки РН
«Рокот» и КА на базе технической позиции ракетного комплекса «Циклон-3»
(монтажно-испытательный комплекс на площадке 32Т). При этом в
максимальной степени были использованы основные сооружения и технологические
системы реконструируемого комплекса без доработок или с минимальными
доработками. Главное - удалось сохранить в своей основе принципиальную схему и
технологию работ, принятых на комплексе РН «Космос-ЗМ», а также функции
его основных систем и агрегатов стартовой зоны [218].
На рис. 21.4. показан стартовый комплекс для запуска РН «Рокот».
Рис. 21.4. Стартовый комплекс для запуска РН «Рокот»:
1 - стартовый стол; 2 - соединительная ферма;
3 - секция наземной системы управления; 4 - башня обслуживания;
5 — мостовой кран; 6 — головной блок; 7 — надставка пускового контейнера;
? - блок ускорителей первой и второй ступеней РН в транспортно-пусковом контейнере;
9 - стационарная опорная колонна; 10-мобильная система кондиционирования [218]
147

Подготовка и интеграция полезного груза на космодроме Плесецк ведется
в закрытом помещении высотой 13 м и площадью 180 м2, состоящим из трех
отсеков (две «чистые» комнаты и тамбур класса 100000). Здесь происходит
интеграция космической головной части, состоящей из разгонного блока «Бриз-
К/КМ», К А со средствами отделения и головного обтекателя. Затем
космическая головная часть транспортируется и устанавливается вертикально на
первые две ступени РН «Рокот» [220].
Доставка на стартовый комплекс 11П865ПР проверенной РН без
головного блока осуществляется в пусковом контейнере. Установка этого контейнера
на пусковое устройство проводится через переходное кольцо, которое
имитирует опорные элементы РН «Космос-ЗМ». Вместо демонтированной кабель-
мачты на комплексе 11П865ПР смонтирована стационарная опорная колонна с
захватами для удержания контейнера с РН «Рокот» в вертикальном положении.
Эта колонна используется для подвода к местам стыковки технологических
коммуникаций наземных систем, а также для размещения аппаратуры систем
управления и прицеливания РН. После установки на колонне контейнера с
первыми двумя ступенями РН «Рокот» (блок ускорителей МБР 15А35) на
стартовый комплекс доставляется подготовленный головной блок и надставка
контейнера. Их стыковка соответственно с РН и пусковым контейнером
проводятся в вертикальном положении.
Все время работы с космической головной частью до старта, кроме
краткого часового перерыва, головной обтекатель соединен с блоком
кондиционирования, очищающим воздух до класса 100000 при точном регулировании
температуры.
Перед стартом РН с КА из пускового контейнера, как и в случае с
РН «Космос-ЗМ», башня обслуживания отводится на безопасное расстояние.
Подготовка ракеты-носителя и головного блока к вывозу на старт
проводится на техническом комплексе 11П568Р с использованием вновь
разработанного наземного технологического оборудования и технических средств базовой
стартовой позиции 11П568. В монтажно-испытательном корпусе на плошадке
32Т организовано одно рабочее место для работ с РН «Рокот» и создана зона со
специальными условиями, отвечающими особым требованиям и специфике
работ с разгонным блоком, его составными частями и космическими аппаратами.
Заправка двигательной установки разгонного блока компонентами топлива
проводится на центральной заправочно-нейтрализационной станции
космодрома Плесецк.
С Плесецка могут проводиться пуски РН «Рокот» на эллиптические и
круговые орбиты с наклонением от 63 до 93°. Для орбит высотой 400 км
достаточно одного включения РБ «Бриз». При двукратном включении РБ КА могут
148

выводиться на меньшее наклонение, большие высоты или при изменении
наклонения плоскости промежуточной орбиты - например, при запуске на
солнечно-синхронную орбиту.
Местоположение космодрома относительно населенных пунктов диктует
условия по допустимым стартовым азимутам и районам падения отработавших
ступеней. Однако РН «Рокот», используя систему управления на базе БЦВМ,
может совершать маневры на активном участке полета для обхода крупных
населенных пунктов.
Для выхода на наклонения, которые не могут быть достигнуты по прямой
траектории или с маневром «облета», предусмотрены маневры РБ «Бриз-КМ»,
энергетика которого позволяет менять наклонение орбиты на величину до 10°.
Стандартная циклограмма запуска двух КА в различные точки орбиты
высотой 700 км и наклонением 63° такова: после разгона с помощью первой и
второй ступеней РН РБ «Бриз-К/КМ» включается первый раз - для выхода на
переходную орбиту высотой 200 км х 700 км. После достижения апогея РБ
включается вновь для «скругления» орбиты и отделяет первый КА. Затем РБ
слегка тормозится и, достигнув «антиподной» точки орбиты вновь разгоняется
и отделяет второй КА. После выполнения задачи РБ «Бриз» тормозит
окончательно и сходит с орбиты.
Объявленная СП Eurockot стоимость одного пуска РН «Рокот» составляет
12-13 млн. долл. для одиночной полезной нагрузки и 12,5-14 млн. долл. для
групповых запусков.
Стоимость запуска 1 кг попутной нагрузки на РН «Рокот» обойдется в
10-15 тыс. долл.
Технические требования для попутной полезной нагрузки для РН «Рокот»
следующие [222]:
• длина и ширина в пределах 300-600 мм;
• высота не более 800 мм;
• высота центра масс не более 450 мм;
• масса не более 250 кг (исключая массу системы разделения).
Оцениваемая частота пусков РН «Рокот» - до шести пусков в год.
Технический и стартовый комплексы РН «Рокот» позволяют сократить время между
двумя пусками до 8 суток.
В общей сложности для стартового и технического комплексов РН
«Рокот» в КБТМ было разработано почти 40 проектов на создание новых и
доработку существующих агрегатов и систем наземного оборудования.
В 1990 и 1991 гг. с космодрома Байконур состоялось первые два
испытательных баллистических пуска РН «Рокот» (из шахтной пусковой установки
149

МБР 15А35 площадки 131). Третий же испытательный пуск РН «Рокот» был
выполнен в 1993 г. с К А «Радио-РОСТО» (из шахтной пусковой установки
площадки 175 космодрома Байконур).
Пуски из Байконура имели свой большой плюс - за счет более близкого
расположения к экватору стартового комплекса увеличивалась масса полезного
груза РН. К тому же сейчас в мире существует несколько проектов
спутниковых телекоммуникационных систем, ориентированных на низкие орбиты
наклонением около 50°. Для таких систем РН «Рокот» при пусках из Байконура
мог бы быть потенциальным средством выведения. Однако во время выхода РН
из шахты с работающими маршевыми двигателями на полезную нагрузку РН
«Рокота» действуют очень большие акустические нагрузки, на которые не были
рассчитаны современные зарубежные КА.
В связи с этим СП Eurockot планировал провести реконструкцию
шахтной пусковой установки площадки 175 космодрома Байконура.
Рассматривалась возможность прокладки газовода, начинающегося на дне шахтной
пусковой установки, плавно изгибающегося и выходящего из под земли на
поверхность. Также рассматривалась возможность создания в шахтной пусковой
установке системы «водяной завесы». Эти меры должны были снизить
акустические нагрузки при пуске РН ниже уровня в 142 дБ.
С космодрома Байконур РН «Рокот» обеспечивает выведение КА на
орбиты с наклонением 51°.
К настоящему моменту сняты все международно-правовые ограничения
на осуществление пусков РН «Рокот». Пусковая установка на площадке № 133
Плесецка была заявлена как новое место запуска космических объектов.
Решены и правовые вопросы об организации хранения пускового запаса РН «Рокот»
на космодроме Плесецк. Ранее те же вопросы были успешно решены
относительно пусков РН «Рокот» с космодрома Байконур. Это дало возможность
приступить к эффективному коммерческому использованию новой РН легкого
класса.
Первая неудача после серии из 9 успешных запусков (из них 6
коммерческих) произошла 8 октября 2005 г. При запуске КА «Криосат», разработанного
ЕКА, не произошло отделение разгонного блока «Бриз-КМ». В результате
связка из второй ступени РН «Рокот» и разгонного блока упала в Северном
Ледовитом океане между Северным полюсом и побережьем Канадской Арктики.
Проблема крылась в нештатной работе программного обеспечения системы
управления разгонного блока, которая не сформировала требуемых команд на
разделение второй ступени РН и космической головной части.
150

РН «Рокот» является переходным средством выведения легкого класса и
будет использоваться до принятия в эксплуатацию перспективных РН этого
класса- РН «Союз-2.1В» и РН «Ангара-1.2» [210].
Летные испытания РН «Рокот» завершены, и в 2010 г. комплекс должен
был принят в эксплуатацию.
С 2000 года осуществлено 14 пусков РН «Рокот», из них четыре - в
рамках Федеральной космической программы РФ и десять - по программе
совместного российско-европейского предприятия Eurockot [209].
С 2011 года все заказы на изготовление ракеты-носителя легкого класса
<<Рокот» полностью передаются в Омск [208].
Ранее коммерческое использование РН «Рокот» сдерживалось из-за
ограниченных возможностей производства ее третьей ступени - разгонного блока
«Бриз-КМ». В настоящее время эта проблема решена [211].
Совместное предприятие «Еврокот» создано в 1994 г. при участии
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева и германской компании «Даймлер-Бенц аэро-
спейс» и занимается маркетингом РН «Рокот» на мировом рынке (является
провайдером пусковых услуг).
Российская ракета-носитель «Рокот» будет эксплуатироваться в
интересах зарубежных заказчиков пусковых услуг как минимум до 2014 г. [212].
До настоящего времени РН «Рокот» успешно позиционировался на
международном рынке запусков КА дистанционного зондирования Земли и
научных космических аппаратов на полярную и солнечно-синхронную низкую
околоземную орбиту.
По расчетам специалистов Центра имени Хруничева, РН «Рокот» может
занять до 30% всего рынка запусков малых КА, так как обладает уникальным
сочетанием технических и эксплуатационных характеристик, дающих ей явное
преимущество перед эксплуатируемыми и перспективными РН легкого класса
[214].
ГКНПЦ им. Хруничева разработал для запусков военных и коммерческих
космических аппаратов новый разгонный блок «Бриз-КС».
Разгонный блок «Бриз-КС» предназначен для запусков КА с помощью
конверсионной РН «Рокот» и оснащен системой энергопитания и аппаратурой
для сброса телеметрической информации и внешнетраекторных измерений.
РН «Рокот» с новым разгонным блоком сможет выводить целевую
нагрузку массой 2400 кг на орбиту высотой 200 км [216].
Предыдущие разработки разгонных блоков семейства «Бриз-КМ»
выводили на околоземные орбиты К А массой до 1950 кг.
РН «Рокот» на стартовой позиции показан на рис. 21.5.
151

Рис. 21.5. РН «Рокот» на стартовой позиции [217]
При проведении пуска РН «Рокот» по трассе на орбиты наклонением
86,4° среднее значение уровней риска вдоль трассы в целом не превышает
принятого в мировой практике фонового значения риска от стихийных бедствий,
равного 0,00001 [223].
РН «Рокот» стала первой и пока единственной РН, прошедшей
государственную экологическую экспертизу.
При создании РН «Рокот» были применены технические решения,
исключающие утечку высокотоксичного топлива как во время заправки РН, так и
в течение всего полета. Кроме того, была проведена кропотливейшая работа по
выбору наиболее безопасных трасс выведения РН на орбиту и четко
определены районы падения отработавших ступеней РН [224].
152

21.2. Влияние пусков ракет-носителей «Рокот»
на окружающую среду
Факторы влияния пусков РН «Рокот» на окружающую среду показаны на
рис. 21.6.
Рис. 21.6. Воздействие РН «Рокот» на окруэюающую среду [225]
Фоновая экологическая обстановка в районе космодрома
Любые оценки воздействия техногенной деятельности на окружающую
среду должны начинаться с анализа фоновой экологической обстановки в
районе осуществления этой деятельности. Говоря о фоновом загрязнении
космодрома Плесецк, откуда проводятся пуски РН «Рокот», наряду с воздействием
инфраструктуры космодрома, необходимо отметить существенное влияние
крупных промышленных объектов Архангельской и соседних областей, в том
числе, целлюлозно-бумажных комбинатов Архангельска, Новодвинска,
Котласа, Сокольска, промышленных предприятий Череповца и др. На здоровье
населения в этом районе, по данным медико-экологических обследований, наиболее
существенное воздействие оказывают климатические факторы Европейского
Севера России, усугубляющиеся несоответствием жилищных условий, питания
и одежды климату региона. Однако показатели состояния здоровья населения
тенденции к ухудшению не имеют и не превышают среднеобластных
показателей. Официально зафиксированные данные, характеризующие состояние
здоровья населения и окружающей природной среды, не дают оснований предпо-
153

лагать наличие сколько-нибудь заметного воздействия космодрома Плесецк на
уровень заболеваемости жителей космодрома и окрестных населенных пунктов.
По уровню воздействия на окружающую природную среду космодром
эквивалентен промышленному предприятию средней мощности.
Экотоксическая опасность
Потенциальная экологическая опасность комплекса «Рокот» в основном
обусловлена использованием в качестве компонентов ракетного топлива
токсичных и пожароопасных веществ - несимметричного диметилгидразина
(горючее) и тетраоксида азота (оксилитель). Горючее относится к веществам
первого, а оксилитель - второго класса опасности. Следует заметить, что
упомянутое выше токсичное горючее используется в России, США, Франции,
Китае и других странах более сорока лет. За это время накоплен обширный опыт
проведения работ с этим компонентом (в том числе и на космодроме Плесецк),
отработаны технологии безопасной эксплуатации РН, заправляемых топливной
парой «НДМГ+АТ».
Защита от возможного воздействия токсичных компонентов ракетного
топлива на окружающую среду, пусковой расчет и население обеспечивается:
• конструктивными и технологическими решениями при доработке
оборудования стартового комплекса 11П565П (стартовый комплекс РН
«Космос-ЗМ») и технического комплекса 11П568Р (технический комплекс РН
«Циклон-3»), в частности созданием систем нейтрализации паров компонентов
ракетного топлива, сбора и нейтрализации промстоков, содержащих
несимметричный диметилгидразин (НДМГ, другое его название - гептил) и тетраоксид
азота (AT);
• комплексом организационно-технических мероприятий, в том числе
созданием аварийно-спасательной группы, оснащенной средствами ликвидации
экологических последствий аварийных и нештатных ситуаций.
К вопросу об опасности НДМГ следовало бы добавить, что НДМГ
токсичен только для животных и человека. Как показали исследования, проводимые
в Санкт-Петербургском агрофизическом научно-исследовательском институте,
в умеренных концентрациях НДМГ стимулирует деятельность почвенно-
растительного комплекса, то есть является попросту удобрением.
При старте РН «Рокот» в течение 20-30 с происходит выброс в
приземные слои атмосферы веществ, относимым к токсичным — окиси углерода
(41 кг/с) и окиси азота (2,8 кг/с). Часть окиси углерода догорает до диоксида
углерода (СО2), а часть окиси азота - до двуокиси азота (NO2). В течение
30-50 с с момента старта возможно превышение предельно-допустимой
концентрации в сотни раз для двуокиси азота и в десятки раз для оксида углерода
на расстояниях до 100 м от пускового стола. Через 16 минут с момента старта
РН «Рокот» концентрация двуокиси азота не превысит максимальной разовой
предельно допустимой концентрации на расстояниях до 2 км от места старта,
154

а концентрация окиси углерода не превысит предельно допустимой
концентрации на расстояниях до 1 км. Через 30 минут стартовое облако практически
полностью рассеивается. С точки зрения промышленной экологии, такое
воздействие классифицируется как залповый атмосферный выброс средней мощности.
Учитывая тот факт, что число таких выбросов не будет превышать полутора-
двух десятков в год (по общему количеству пусков РН на космодроме),
непосредственное влияние пусков РН на состояние окружающей среды на
космодроме пренебрежимо мало.
Загрязнение районов падения ступеней
Общей проблемой всех эксплуатируемых ныне РН является загрязнение
районов падения отделяющихся частей (ступеней РН, переходных отсеков,
головных обтекателей и т.д.). Помимо механического загрязнения
металлическими обломками и фрагментами отделяющихся частей, районы падения
отработавших ступеней РН, заправляемых токсичными компонентами ракетного
топлива, загрязняются также остатками топлива. Так, на момент отделения
расчетное количество остатков компонентов ракетного топлива в отработавшей
первой ступени РН «Рокот» будет составлять 542 кг окислителя и 372 кг горючего.
При входе в плотные слои атмосферы отработавшая первая ступень РН
разрушается, остатки компонентов ракетного топлива частично сгорают, частично
переходят в капельно-жидкое и газообразное состояние в результате
аэродинамического нагрева. Оставшаяся часть компонентов ракетного топлива
находится в скрытых полостях двигателя и попадает на территорию района падения
отделяющихся частей (порядка 30% от первоначальной массы).
Вторая ступень РН «Рокот», содержащая 151 кг окислителя и 91 кг
горючего, разрушается в атмосфере и сгорает на высоте порядка 30 км, при этом
небольшая часть остатков компонентов ракетного топлива, несгоревшая вместе с
конструкцией ступени РН, попадает в атмосферу, где быстро рассеивается до
необнаружимых концентраций под воздействием поля ветра.
Первая ступень РН «Рокот» при первых пусках будет падать в акваторию
Баренцева моря. Ступени РН с остатками НДМГ падают в океан уже давно,
причем у большинства государств, осуществляющих космические запуски,
вообще нет сухопутных районов падения. Но, несмотря на это, о характере
поведения НДМГ и его токсичных производных в морских экосистемах известно
очень мало. Неизвестны даже летальные концентрации этих веществ для
морских гидробионтов. Они могут быть различны в зависимости от
принадлежности организмов к тому или иному таксону и жизненной форме. Для
исследования подобных проблем необходимо проведение серии экспериментов со
стандартным набором тест-объектов, принятых в морской экотоксикологии и
последующим уточнением в опытах на основных видах гидробионтов Баренцева
моря на разных стадиях их развития.
Предварительный же теоретический анализ основных процессов
разложения, диссоциации, взаимодействия, окисления и миграции в морской воде
155

компонентов ракетного топлива, использующихся в РН «Рокот» (прежде всего
НДМГ), позволил заключить, что воздействие на морскую экосистему в данном
случае будет локальным и кратковременным. Районы рыбопромыслов
находятся в стороне от района падения. В настоящее время предпринимаются попытки
инициировать исследования влияния токсичных компонентов ракетного
топлива и их производных на морские экосистемы, возможно, с международным
участием.
Разрушение озона
Сам факт разрушения озона при пусках РН, несмотря на неоднократно
предпринимавшиеся попытки, экспериментально до сих пор не подтвержден.
Дело в том, что это событие можно зафиксировать лишь по повышению уровня
биологически активного ультрафиолетового излучения Солнца. Сразу после
полета РН по траектории выведения в озоновом слое должен некоторое время
существовать наклонный «тоннель» с размытыми границами, внутри которого
концентрация озона несколько ниже фоновой. Теоретически повышенный фон
солнечного ультрафиолетового излучения может иметь место в створе этого
«тоннеля». Однако для этого необходимо, чтобы Солнце также «смотрело» в
этот створ. Естественно, сама по себе такая ситуация может иметь место редко
и зафиксировать ее достаточно сложно.
Теоретически физическая картина разрушения озона при полете РН
включает в себя разрушение озона в факеле ракетного двигателя, в головной
ударной волне, а также в следе из продуктов сгорания компонентов ракетного
топлива, остающемся вдоль траектории. Основной вклад в разрушение озона
вносят окислы азота и соединения хлора. При пуске РН «Рокот» окислов азота
выделяется довольно мало. Соединения хлора образуются при пуске
твердотопливных ракет, и их вклад в разрушение озона существенно больше вклада
ракет с жидкостными ракетными двигателями.
Теоретические расчеты показывают, что максимальный радиус зоны с
содержанием озона менее 90 % от фонового значения (радиус «тоннеля») на
высотах максимума озонного слоя при пуске РН «Рокот» не превышает
150 м. При этом время существования «тоннеля» составляет не более
15-30 мин. Локальное уменьшение общего содержания озона в образующемся
«тоннеле» при одиночном пуске РН «Рокот» не превышает 5...8 %. Вызванные
этим всплески потока биологически активного ультрафиолетового излучения
не обнаружимы на фоне естественных вариаций. Максимальная оценка степени
относительного уменьшения озона от единичного пуска РН «Рокот» с учетом
глобальных процессов в атмосфере составляет 4-10"4 % от общей массы озона в
земной атмосфере. Основной вклад в эту цифру вносит азотный цикл
разрушения озона. Доля термического воздействия факела ракетного двигателя и
головной ударной волны исчезающе мала - не более 1 кг. Таким образом, у
жителей космодрома и окрестных населенных пунктов нет оснований для опасений,
связанных с разрушением озонового экрана над их головой.
156

Выпадение кислотных осадков
Окислы азота, образующиеся при пусках РН «Рокот», способны привести
к некоторому повышению уровня кислотности водяных паров в атмосфере над
космодромом. Физический механизм этого явления определяется диссоциацией
окислов азота с образованием положительно заряженных ионов водорода,
которые и определяют кислотность среды.
Теоретические расчеты показывают, что при пуске РН «Рокот» уровень
кислотности атмосферных водяных паров будет составлять рН<2. Такая
кислотность может наблюдаться в течение порядка 12 минут после старта РН на
расстояниях до 2 км от пусковой установки. Уровень кислотности атмосферных
водяных паров рН<3 может наблюдаться в течение 25 минут на расстояниях до
3,6 км от места старта.
Однако с учетом того, что на космодроме преобладают щелочные
дерново-подзолистые почвы, выпадение кислотных осадков в данном случае может
иметь положительные последствия.
Таким образом, в общем случае вклад выбросов РН «Рокот» в
образование кислотных осадков, их выпадение и воздействие на природную среду в
районе расположения космодрома следует считать незначительным.
Опасность аварий
Экологическая опасность аварийных и нештатных ситуаций, возможных
при проведении пусков РН «Рокот», обусловлена наличием химически
активных, токсичных и пожароопасных компонентов ракетного топлива.
К экологически опасным аварийным и нештатным ситуациям можно
отнести разгерметизацию баков РН и аварийное падение РН по траектории
выведения.
Необходимо отметить малую вероятность таких событий. Так, расчетная
оценка вероятности разгерметизации бака окислителя или бака горючего при
эксплуатации РН «Рокот» составляет не более 10"*% в год.
Падение аварийной РН на Землю, согласно накопленной в настоящее
время статистике, может происходить с частотой не более 1 раза за 15-20 лет
при темпе пусков 15-20 в год. Кроме того, блокирование команды аварийного
выключения двигателя при прохождении траектории выведения РН «Рокота»
над населенными пунктами практически исключает вероятность
катастрофических последствий падения аварийной РН (с человеческими жертвами или
разрушениями народно-хозяйственных объектов).
Использование в РН «Рокот» надежных блоков ускорителей
межконтинентальной баллистической ракеты PC-18, отработанных элементов
технологического оборудования наземного комплекса, применение хорошо отработанной
технологии работ с токсичными компонентами ракетного топлива
обеспечивают высокую надежность, снижают риск возникновения аварийных ситуаций.
157

Ионосферно-магнитосферные эффекты
Космодром Плесецк, с которого предполагается осуществлять запуски РН
«Рокот», находится в т.н. субавроральной области. Ее геофизические
особенности состоят в том, что при возникновении магнитных бурь, связанных с
солнечными вспышками и магнитосферными суббурями, над космодромом
развивается сложный комплекс магнитосферно-ионосферных возмущений. Они
сопровождаются генерацией полярных сияний и изменением ионизации в
ионосфере в результате высыпаний частиц, усилением ионосферно-магнито-
сферных токов и полей, поглощением радиоволн и другими эффектами.
Впервые этот эффект был зафиксирован при выведении на околоземную орбиту
американской орбитальной станции «Скайлэб», поэтому иногда эго называют
«Скайл эб-эффект».
Ионосферные возмущения приводят к заметным нарушениям
распространения радиоволн на наземных и космических линиях связи, управления,
навигации, оказывают влияние на функционирование радиотехнических
комплексов различных систем, базирующихся в Северо-Европейском регионе
России, на Скандинавском полуострове, в Северной Америке и Канаде.
В определенных геофизических условиях воздействия на ионосферу,
вызванные РН «Рокот», могут стимулировать развитие т.н. триггерного
(спускового) механизма развития естественных крупномасштабных ионосферно-магнито-
сферных возмущений суббуревого типа.
Триггерный эффект в рассматриваемом случае состоит в том, что при
газодинамическом взаимодействии облака продуктов сгорания двигательных
установок РН с ионосферной плазмой, генерации и распространении в ионосфере
мощных волновых возмущений, вызванных пролетом РН на высоте 100-140 км,
происходят квазиимпульсные возмущения электрических полей различного
типа. Эти возмущения, в свою очередь, вызывают генерацию
магнитогидродинамических волн, их распространение в магнитосферу, развитие плазменной
турбулентности и ускорение авроральных электронов до энергий на порядок и
более выше фоновых условий.
В последующем будет происходить постепенное уменьшение потока
авроральных электронов до фоновых значений, поскольку в условиях насыщения
относительное увеличение проводимости незначительно. При оптимальных
условиях общая продолжительность самоподдерживающегося триггерного
увеличения потока авроральных электронов может достигать 3-5 часов.
Необходимо отметить, что в настоящее время на космодроме завершается
создание системы экологического мониторинга, имеющей в своем составе
химико-аналитическую лабораторию. Это существенно облегчит задачу
экологического сопровождения пусков РН «Рокот», обеспечения экологической
безопасности ракетно-космической деятельности на космодроме в целом.
158

22. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «РОССИЯНКА»
ГРЦ имени Макеева разработал проект частично-многоразовой ракетно-
космической системы «Россиянка».
Двухступенчатая РН «Россиянка» при стартовой массе 750 т должна
выводить на низкую орбиту КА массой до 21 т [347].
Макет РН «Россиянка», профиль полета и возвращения первой ступени
РН представлены на рис. 22.1.
Рис. 22.1. Макет РИ «Россиянка», профиль полета и возвращения первой ступени РН
В качестве горючего для РН «Россиянка» планируется использовать
сжиженный природный газ, окислитель, естественно, - жидкий кислород. Первая
ступень РН - многоразовая (до 25 раз), возвращаемая к месту старта и
садящаяся с помощью основных и рулевых двигателей.
Компоновка ступени РН - многоблочная: два бака окислителя и два -
горючего, диаметром 4,1 м каждый, расположены вокруг отделяемого
двигательного отсека (с пятью ЖРД), состыкованного с межступенчатым переходником.
Вертикальная посадка ступени РН проводится на подготовленную
площадку размерами 50 м * 50 м с использованием посадочных опор,
расположенных на торцах конических днищ баков.
159

Грузоподъемность РН «Россиянка» можно нарастить до 35 т на низкой
орбите за счет увеличения размеров РН либо используя
кислородно-водородную вторую ступень РН.
Компоновка РН «Россиянка» представлена на рис. 22.2.
Бак сжиженного природного
газа 1-й ступени
Рис. 22.2. РН «Россиянка»
160

Маршевые двигатели (двигатель РД-0141 тягой 230 тс и двигатель
РД-0142 тягой 240 тс в вакууме - соответственно для первой и второй ступеней
РН) разрабатываются в КБХА, а рулевой двигатель первой ступени (двигатель
РД-0144 вакуумной тягой 11 тс) проектируется совместно КБХМ и КБХА.
НИИмаш создает ЖРД ориентации и стабилизации для возвращаемой
ступени РН.
Стоимость пуска РН «Россиянка» не превысит 19 млн. долл., а удельная
стоимость будет находиться в пределах 900 доллУкг.
Кроме низкоорбитальных пусков, в том числе пилотируемых, РН
«Россиянка» может использоваться для полета автоматических КА наЛуну и Марс.
161

23. ПРОЕКТЫ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ СЕМЕЙСТВА «РУСЬ»
23.1. Проект ракеты-носителя «Русь»
Проект РН «Русь» представлял собой модернизированную версию РН
«Союз», разработанной самарским космическим центром. Предполагалось, что
РН «Русь» сможет доставлять на низкую околоземную орбиту полезный груз
массой до 18 т [251].
23.2. Проект ракеты-носителя «Русь-М»
«Русь-М» - это рабочее название нового семейства РН, предназначенных
для запуска пилотируемых и грузовых кораблей нового поколения со
строящегося космодрома Восточный в Амурской области.
Головным разработчиком РН является Государственный научно-
производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара) -
производитель РН семейства «Союз». Предприятие работает в кооперации с
Государственным ракетным центром им. академика В.П. Макеева и Ракетно-
космической корпорацией «Энергия».
Решение повысить полезную нагрузку РН «Русь» до 23 т привело к
созданию новой версии РН, названной РН «Русь-М».
По заданию Роскосмоса ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс»
должен был представить к сентябрю 2010 года эскизный проект
двухступенчатой РН среднего класса грузоподъемностью 20-23 т.
ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» отвечает за создание второй ступени РН «Русь-
М»; первой ступенью этой РН занимается ГРЦ «КБ имени В.П. Макеева».
На МАКС-2009 впервые демонстрировался макет изделия РН «Русь-МП»
в грузовом варианте с обтекателем длиной 19 м и диаметром 4,35 м.
Согласно требованиям Роскосмоса на базе исходной РН должны быть
созданы РН грузоподъемностью до 50 т, а в перспективе и до 100 т.
РН «Русь-М» разрабатывается в пилотируемом и непилотируемом
вариантах.
В основу разработки положен модульный принцип построения РН.
Первые ступени РН строятся на базе универсального ракетного блока (УРБ) с
кислородно-керосиновым двигателем РД-180 разработки НПО «Энергомаш».
Предприятие уже приступило к созданию специальной модификации этого
двухкамерного ЖРД; готовность же к полету ожидается к 2014 году.
Имеются проекты нескольких модификациях РН семейства «Русь-М» -
РН «Русь-МС», «Русь-МП», «Русь-МТ» [251].
На рис. 23.1. представлены ракеты-носители, разрабатываемые в рамках
ОКР «Русь-М».
162

Рис. 23.1. Ракеты-носители, разрабатываемые в рамках ОКР «Русь-М»
Характеристики РН, создаваемых в рамках ОКР «Русь-М» представлены
в таблице 23.1.
Таблица 23.1
Характеристики РН, создаваемых в рамках ОКР «Русь-М»
Наименование
1. Класс
2. Стартовая масса, т
РН
«Русь-МС»
Средний
230...235
РН
«Русь-МП»
(РН СКПГ)
Средний,
повышенной
грузоподъемности
673
РН
«Русь-МТ-35»
Тяжелый
1100
РН
«Русь-МТ-50»
Тяжелый
14330
163

Наименование
3. Стартовая
тяговооруженность
4. Максимальный
поперечный размер, м
5. Длина, м
РН
«Русь-МС»
1,68
3,8
Нет данных
РН
«Русь-МП»
(РН СКПГ)
1,36
11,6
61,1
РН
«Русь-МТ-35»
1,77
11,6
Нет данных
РН
«Русь-МТ-50»
1,2...1,36
11,6
Нет данных
Компоненты и рабочие запасы топлива
6. Первая ступень РН
7. Вторая ступень РН
8. Третья ступень РН
Жидкий
кислород +
керосин
(180 т)
Жидкий
кислород +
керосин
(22,5 т)
-
Жидкий
кислород +
керосин
(540 т)
Жидкий кислород
+ жидкий водород
(46,5 т)
-
Жидкий
кислород +
керосин
(900 т)
Жидкий
кислород +
жидкий
водород
(46,5 т)
-
Жидкий
кислород +
керосин
(960 т)
Жидкий
кислород +
керосин
(240 т)
Жидкий
кислород +
жидкий
водород
(50 т)
Тяга и тип маршевой двигательной установки
9. Первая ступень РН
10. Вторая ступень РН
11. Третья ступень РН
1 хрд-180
(390/424*)
1 х РД-0124
(-/30)
-
3 хрд-180
(916/1016)
4 х РД-0146
(-/40)
-
5 хрд-180
(1950/2120)
4 х РД-0146
(-/40)
-
4 хрд-180
(1560/16961)
1 хрд-180
(156/170)
4 х РД-0146
(-/40)
Масса полезного груза, т
12. На орбите
высотой 200 км
и наклонением
51,8 град.
13. На
геостационарной орбите
14. Относительная
масса полезного
груза, %
6,5
-
2,8
23,8
4,0
3,5
33...36
7,0...7,5
3,2
53...54
11,5
3,77
Примечание: * - тяга (тс) в числителе - на Земле, в знаменателе - в пустоте.
164

РН «Русь-МС» (средний класс), которую можно считать «дублером»
РН «Союз-У» при запусках с космодрома Восточный автоматических
космических аппаратов, состоит из одного УРБ (первая ступень РН) и блока «И» от РН
«Союз-2.1Б» (вторая ступень РН).
При стартовой массе 233-235 т РН «Русь-МС» способна вывести на
низкую околоземную орбиту полезный груз массой до 6,5 т. Диаметр РН «Русь-
МС» составляет 3,8 м.
РН «Русь-МП» (средний класс повышенной грузоподъемности) имеет на
первой ступени РН «жесткую» связку из трех не разделяющихся в полете УРБ;
на второй ступени РН установлены четыре кислородно-водородных двигателя
РД-0146 разработки КБ химической автоматики.
При стартовой массе 673 т РН «Русь-МП» способна вывести на низкую
околоземную орбиту полезный груз массой до 23,8 т; с использованием на ней
разгонных блоков на геостационарную орбиту может быть доставлен КА
массой 4,0 т. Диаметр РН «Русь-МП» составляет 11,6 м.
На рис. 23.2. представлен предполагаемый внешний вид РН «Русь-МП».
РН «Русь-МТ» грузоподъемностью 35 т (условное наименование
«Русь-МТ35», тяжелый класс) на первой ступени РН использует связку из пяти
УРБ, а в качестве второй ступени РН - кислородно-водородную ступень с
четырьмя двигателями РД-0146.
РН «Русь-МТ» предназначена для запуска тяжелых автоматических
космических аппаратов, прежде всего на геопереходную и геостационарную
орбиты. Масса выводимого полезного груза существенно зависит от уровня
стартовой тяги двигателей первой ступени РН. Необходимость пуска на пониженной
тяге диктуется ростом осевых перегрузок при увеличении числа УРБ на первой
ступени РН. Для ограничения перегрузок можно использовать три способа:
дросселирование двигателей со старта, дросселирование в полете и переход на
трехступенчатую схему.
При стартовой массе 1100 т РН «Русь-МТ» способна вывести на низкую
околоземную орбиту полезный груз массой 33-36 т, а на геостационарную
орбиту - полезный груз массой 7-7,5 т. Диаметр РН «Русь-МТ» составляет 11,6 м.
Проектируемая трехступенчатая РН «Русь-МТ50» тяжелого класса имеет
грузоподъемность 50 т. На первой ступени РН планируется использовать связку
из четырех УРБ с двигателями РД-180, на второй ступени РН один УРБ
(центральный) с дросселированым двигателем РД-180, а в качестве третьей ступени
РН - кислородно-водородную ступень с четырьмя двигателями РД-0146. При
дросселировании двигателя РД-180 центрального УРБ до уровня 40%
перегрузки не превышают 4,5 единиц. Но за это приходится платить усложнением
конструкции за счет введения системы разделения боковых и центрального
блоков [269].
165

Рис. 23.2. Предполагаемый внешний вид РН «Русь-МП»:
1 - двигательная установка системы аварийного спасения;
2 - возвращаемый аппарат пилотируемого корабля; 3 - обтекатель корабля;
4 - служебный модуль корабля; 5 - бак горючего (жидкий водород) второй ступени РН;
6 - бак окислителя (жидкий кислород) второй ступени РН;
7 - четыре кислородно-водородных двигателя РД-0146 второй ступени РН;
8 - ферменный межступенчатый отсек; 9, 10 - баки окислителя (жидкий кислород)
боковых и центрального блоков первой ступени РН;
11, 12 - баки горючего (керосин) боковых и центрального блоков первой ступени РН;
13, 14- кислородно-керосиновые двигатели РД-180 боковых
и центрального блоков первой ступени РН
166

В варианте РН «Русь-МТ50», предназначенной для использования в
пилотируемых полетах к Луне и Марсу, предусматривается использование
криогенной верхней ступени РН с увеличенной заправкой.
При стартовой массе 1433 т РН «Русь-МТ50» способна вывести на низкую
околоземную орбиту полезный груз массой 53-54 т, а на геостационарную орбиту
- полезный груз массой 11,5 т. Диаметр РН «Русь-МТ50» составляет 11,6 м.
Особенностью семейства РН «Русь-М» является унифицированный стар-
тово-стыковочный блок, аналогичный по назначению и конструкции блоку «Я»
сверхтяжелой РН «Энергия». При унификации посадочных мест УРБ данное
решение позволяет эксплуатировать все РН семейства «Русь-М» с одного
универсального стартового комплекса.
Стартовые и технические комплексы - универсальные для всего
семейства РН; они являются составными частями космического ракетного комплекса и
создаются как объекты нового строительства на космодроме «Восточный».
Для РН «Русь-М» екатеринбургское НПО Автоматики планирует
разработать автоматическую систему заправки [253].
Непилотируемые пуски РН семейства «Русь-М» с космодрома
«Восточный» планируются с 2015 года. Первый пилотируемый старт РН
семейства «Русь-М» с космодрома «Восточный» запланирован на 2018 год.
Следует отметить, что к создаваемой РН «Русь-М» предъявляются
жесткие требования по безопасности. В частности, двигательной установке первой
ступени РН предстоит выполнить аварийный увод РН с пусковой установки на
старте при отказе одного двигателя на начальном участке полета. При запуске
пилотируемых аппаратов РН должна обеспечивать продольные перегрузки на
участке выведения не более 4 единиц. В случае нештатных ситуаций она будет
формировать «пологие» траектории и выполнять маневры приведения с
приемлемыми - не более 12 единиц - перегрузками, обеспечивающие посадку
возвращаемого аппарата корабля в заданные районы. Потребуется также
возможность продолжить полет при отказе одного из двигателей первой или второй
ступени РН. При этом пилотируемый корабль должен выводиться на одновит-
ковую орбиту либо - при недостаточной энергетике - приводиться к
кинематическим параметрам, обеспечивающим посадку возвращаемого аппарата в
заранее выбранном районе [252].
Уточненные проработки по РН «Русь-МТ», выполненные в 2010 году,
показали, что масса космической головной части РН в зависимости от
комплектации составит [252]:
- 17,9...19,9 т-с перспективным транспортным кораблем нового поколения;
- 27,87...28,02 т - с разгонным блоком ДМ;
-27.9...28,05 т-с кислородно-водородным разгонным блоком «Ястреб»;
- 15,0...29,0 т- с унифицированным сборочно-защитным блоком (УСЗБ).
РН «Русь-МТ» при стартовой массе 665-680 т с использованием УСЗБ
способна вывести на околокруговую орбиту наклонением 51,7° и высотой
200 км полезный груз массой 26 т.
167

24. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «СОЮЗ»
24.1. Ракета-носитель «Союз-У»
Стартовый комплекс ракеты-носителя «Союз-У» предназначен для
предстартовой подготовки и проведения пусков ракеты-носителя среднего класса
типа «Союз-У» с различными космическими аппаратами.
Головным разработчиком стартового комплекса является федеральное
государственное унитарное предприятие «Конструкторское бюро общего
машиностроения им. В.П. Бармина» (КБОМ).
Основные характеристики стартового комплекса РН «Союз-У»
представлены в таблице 24.1.
Таблгща 24.1
Основные характеристики стартового комплекса
Наименование параметра
1. Метеорологические
условия работы
технологического
оборудования
Температура
окружающего воздуха
Влажность
(при 20 °С)
Ограничение
видимости
2. Гарантийный срок эксплуатации
Величина параметра
От минус 40 до плюс 50 °С
До 98 %
До 30 м
10 лет
В состав стартового комплекса входят:
- комплект технологического оборудования, обеспечивающий доставку
РН на стартовую площадку, установку ее в стартовую систему, наведение РН
по азимуту, проведение предстартовых комплексных испытаний, заправку РН
компонентами топлива и сжатыми газами, термостатирование космического
аппарата и приборных отсеков РН, пуск РН;
- сооружения для размещения оборудования;
- комплект технических систем, создающих необходимые условия для
функционирования оборудования и жизнедеятельности обслуживающего
персонала в сооружениях (вентиляция, освещение и т.п.);
- системы дистанционного управления технологическими и
обеспечивающими системами и комплекты контрольно-проверочного оборудования РН
иКА[316].
Стартовые сооружения со стартовой системой для РН «Союз-У»
являются сложными в техническом отношении и оригинальными по своей
конструкции. Это многоэтажное железобетонное здание, верхняя часть которого нахо-
168

дится на уровне стартовой площадки, с широким проемом в центре,
переходящим в односкатный глубокий газоход.
На «балконе-козырьке» стартового сооружения расположена уникальная
по своему конструктивному решению стартовая система, на подвижной
круговой части которой закреплены четыре ажурные откидывающиеся опорные
фермы. На них как бы подвешивается ракета-носитель.
Шарнирное крепление опорных ферм позволяет сводить их до замыкания
в верхней части в единое силовое кольцо, которое удерживается в замкнутом
состоянии массой висящей РН. С началом движения РН при старте нагрузка на
силовое кольцо снимается, и опорные фермы под действием собственных
противовесов раскрываются, давая проход РН.
Такая схема - подвеска РН за опорные части, расположенные около
центра ее тяжести, - дала возможность отказаться от усиления торцевой части РН
при соединении боковых и центрального ее блоков в «пакет».
На поворотной части стартовой системы также шарнирно установлены
две многоярусные фермы обслуживания с полукольцевыми площадками на
различных уровнях. Сомкнутые вокруг РН площадки дают возможность
специалистам проводить работы во всех необходимых зонах обслуживания РН.
Фермы обслуживания оснащены лифтами для доставки рабочего
персонала, космонавтов и различных технических средств и материалов. Перед
пуском фермы разводятся и опускаются в горизонтальное положение.
На опорном кольце расположены также кабель-мачты, которые служат
для подвода и подключения к РН кабельных, наполнительных, дренажных,
пневматических и других коммуникаций; при старте они отсоединяются и
откидываются под действием противовесов.
В помещениях самого стартового сооружения находятся стационарные
системы заправки компонентами топлива, термостатирования, дистанционного
управления, обеспечения сжатыми газами, средствами пожарозащиты, газового
контроля и т. д. В нише стартового сооружения установлена выдвигающаяся
над газоходом кабина обслуживания с многоярусными площадками для
обслуживания нижней части РН.
Многолетняя эксплуатация этих комплексов в самых сложных
климатических условиях Казахстана и российского Севера подтвердили их высокую
надежность, потенциальную возможность широкого использования для запуска
автоматических космических объектов, пилотируемых и транспортных
кораблей. Простота конструкции и удобство обслуживания обеспечили выполнение
большого объема космических исследований.
Трехступенчатая РН «Союз-У» (11А511У) среднего класса служит для
выведения на низкие круговые и эллиптические орбиты КА различного класса
и типов, как автоматических, так и пилотируемых. Ее стартовые комплексы
расположены на космодромах Плесецк и Байконур.
169

РН «Союз-У», вместе с ее более поздними модификациями 11А511У-ПВБ
(пожаровзрывобезопасная), 11А511У/50КС (с разгонным блоком «Икар»),
11А511У/РБФ (с РБ «Фрегат»), 11А511У-2 (с использованием синтетического
горючего «циклин» на второй ступени РН) и ПА511У-ФГ (с
усовершенствованными форсуночными головками на двигателе второй ступени РН), является
самой массовой из всех модификаций РН, созданных на базе МБР Р-7 и Р-7А.
Надежность РН 11А511У и ее модификаций составляет 97,5%.
Разработанная в Филиале №3 ЦКБЭМ (так до 1974 г. назывался
Самарский ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс») на базе предыдущих вариантов Р-7А, таких
как 11А57, 11А511 и 11А511М, РН «Союз-У» повторяет конструктивно-
компоновочную схему всех «семерок».
Первая и вторая ступени РН соединены параллельно в «пакет», имеющий
собственное обозначение 11С59 и состоящий из четырех боковых блоков
11С59Б, 11С59В, 11С59Г, 11С59Д и центрального блока 11С59А. При старте
весь пакет 11С59 играет роль первой ступени РН, а после отделения боковых
блоков, центральный блок 11С59А продолжает полет, выполняя тем самым
роль второй ступени РН (времена отделения блоков несколько отличаются для
различных модификаций и мест старта).
В хвостовых отсеках всех блоков пакета установлены четырехкамерные
ЖРД открытого цикла, работающие на компонентах «жидкий кислород и
керосин Т-1» с подачей от турбонасосного агрегата. Каждый боковой блок оснащен
ЖРД 11Д512 (модификация двигателя РД-107), а центральный блок - ЖРД
11Д511 (модификация двигателя РД-108). Оба двигателя разработаны
КБ «Энергомаш» в 1971-73 гг. на базе более ранних вариантов двигателей
РД-107/108, 8Д728 и 8Д727 соответственно. Двигатель бокового блока состоит
из четырех основных неподвижных камер сгорания и двух небольших
качающихся рулевых камер для управления полетом на участке работы первой
ступени РН. Двигатель центрального блока, помимо четырех основных камер, имеет
и четыре рулевые камеры для управления полетом на участке работы второй
ступени РН. Привод турбонасосного агрегата осуществляется парогазом,
получаемым каталитическим разложением концентрированной (82%) перекиси
водорода [444].
Инерциальная система управления РН на участке полета первой и второй
ступеней РН расположена в приборном отсеке на вершине центрального блока
11С59А. В отличие от систем управления предыдущих РН - 11А57, 11А511 и
11А511М, система управления РН 11А511У выполнена на более совершенной
для того времени элементной базе, что позволило сделать ее более компактной
и существенно уменьшить объем и массу приборного отсека блока 11С59, При
отклонении (по какой-либо причине) траектории полета от расчетной более чем
на 7° система выдает команду на автоматическое выключение двигателей.
При падении тяги ЖРД одного из боковых блоков более чем на 75% в
полете происходит самопроизвольный отрыв дефектного бокового блока от
пакета из-за нерасчетных нагрузок.
170

Третья ступень РН, 11С510 (блок И), соединяется с пакетом 11С59 по
схеме «тандем», т.е. последовательно с помощью переходной ферменной
конструкции.
Третья ступень РН имеет собственную систему управления и оснащена
четырехкамерным ЖРД 11Д55 (РД-0110), разработанным КБХА (г. Воронеж).
Третья ступень РН работает до момента достижения заданной скорости. Через
3 с после отсечки двигательной установки третьей ступени РН происходит
отделение КА.
На третьей ступени РН размещается головной блок, технологически
включающий в себя цилиндрический переходник (для КА, созданных на базе
КА «Зенит», каковыми являются «Бион», «Фотон», серия «Ресурс-Ф»),
полезный груз и сборочно-защитный блок (СЗБ), который сбрасывается на участке
полета второй ступени РН. СЗБ для КА серии «Ресурс-Ф» имеет индекс
11С514, для КА «Бион», «Фотон», «Фотон-М» - 11С518.
Общий вид РН «Союз-У» представлен на рис. 24.1.
Рис. 24.1. РН«Союз-У»
171

РН серии «Союз-У» является не только самой массовой в мире, но и
самой универсальной РН - с ее помощью выводились и выводятся на орбиты
пилотируемые корабли серий «Союз», «Союз-Т», -ТМ, -ТМА, грузовые корабли
серии «Прогресс», «Прогресс М/М1» и другие КА на их базе, научные,
народнохозяйственные и прикладные КА, как по отечественным, так и по
международным программам, а также КА в интересах Министерства обороны - КА
фото- и оптико-электронной разведки. Для всех этих аппаратов разработаны
определенные СЗБ, включая головные блоки с двигательными установками системы
аварийного спасения пилотируемых кораблей.
Производство РН серии 11А511У осуществляет Самарский ГНПРКЦ
«ЦСКБ-Прогресс».
Первый испытательный пуск РН «Союз-У» (11А511У) состоялся в 1973
году.
Основные технические характеристики РН «Союз-У» (РН 11А511У(ПВБ)
с СЗБ 11С514/518) представлены в таблице 24.2 [444].
Таблица 24.2
Основные технические характеристики
РН «Союз-У» (РН ПА511У(ПВБ) с СЗБ ПС514/518)
Наименование
1. Количество ступеней РН
2. Полная теоретическая длина, мм
3. Длина РН:
- от днища хвостового отсека блока А
до вершины головного блока, мм;
- без головного блока, мм
4. Максимальный поперечный размер, мм
5. Масса топлива и вспомогательных компонентов,
в том числе, т:
- жидкий кислород;
- керосин Т-1;
- перекись водорода;
- жидкий азот
6. Масса конструкции РН, т
7. Масса полностью заправленной РН, т
8. Стартовая масса РН, т:
- с КА для орбиты с наклонением 82,5°;
- без КА;
- без головного блока
9. Номинальная тяга двигательной установки
(на Земле), т
Параметр
3
44430
43628
33883
10303
278,5
191,1
78,5
7,1
1,8
25,1
309,9
304,7
298,4
297,25
414,2
172

Наименование
10. Точность выведения:
- по периоду, с
- по наклонению, угл. мин.
- по высоте орбиты, км
Параметр
+22
+6
10
Боковые блоки первой ступени РН
11. Обозначение
12. Полная теоретическая длина, мм
13. Максимальный поперечный размер, мм
14. Максимальный диаметр баков, мм
15. Масса топлива и вспомогательных компонентов,
том числе, т:
- жидкий кислород;
- керосин Т-1;
- перекись водорода;
- жидкий азот
16. Масса конструкции, т
17. Масса полностью заправленных блоков, т
18. Стартовая масса блоков, т
19. Двигательная установка
20. Номинальная тяга двигательной установки
в режиме главной ступени РН:
- на Земле, тс;
- в вакууме, тс
11С59Б/В/Г/Д
19825
3820
2680
161,1(40,275x4)
110,7(27,675x4)
44,8(11,2x4)
4,4(1,1 х4)
1,2(0,3x4)
15,7(3,915x4)
176,8(44,2x4)
172,2(43,05x4)
11Д512х4(РД-107х4)
83,7x4(821 х4)
101,9x4(1000x4)
Центральный блок второй ступени РН
21. Обозначение
22. Полная теоретическая длина, мм
23. Длина блока от днища хвостового отсека до верха
переходной рамы, мм
24. Максимальный диаметр, мм
25. Масса топлива и вспомогательных компонентов,
том числе, т:
- жидкий кислород;
-керосин Т-1;
- перекись водорода;
- жидкий азот
26. Масса конструкции, т
27. Масса полностью заправленного блока, т
28. Стартовая масса блока, т
29. Двигательная установка
30. Номинальная тяга в режиме главной ступени РН:
- на Земле, тс;
- в вакууме, тс
11С59А
27765
27138
2950
94,8
64,9
26,6
2,7
0,6
6,7
101,5
100,9
11Д511 х(РД-Ю8)
79,4
99,7
173

Наименование
Параметр
Третья ступень (блок «И») РН
31. Обозначение
32. Длина блока от нижнего шпангоута до плоскости
стыковки с головным блоком, мм
33. Диаметр баков, мм
34. Наибольший поперечный размер, мм
35. Масса топлива, том числе, т:
- жидкий кислород;
- керосин РГ-1
36. Масса конструкции, т
37. Стартовая масса блока, т
38. Двигательная установка
39. Номинальная тяга в режиме главной ступени РН
в вакууме, тс
11С510
6745
, 2660
2710
22,6
15,5
7,1
2,7
25,3
11Д55 х(РД-ОПО)
30,38
Головной блок
40. Полная теоретическая длина, мм
41. Масса головного блока с К А, кг
42. Масса головного блока без КА, кг
43. Переходник:
- длина, мм;
- диаметр, мм;
- масса, кг
44. Сборочно-защитный блок 11С514/518:
- теоретическая длина, мм
- диаметр, мм
- максимальный поперечный размер, мм
- масса, кг
45. Максимальный КА для орбиты с наклонением
82,5°, кг
9920
7450
1150
2610
2660
10
7310
2700
3050
840
6300
24.2. Ракета-носитель «Молния-М»
РН «Молния-М» - четырехступенчатая РН, среднего класса [297]. Входит
в семейство ракет-носителей Р-7. Спроектирована в ОКБ-1 (ныне - Ракетно-
космическая корпорация «Энергия»).
РН «Молния-М» разрабатывалась дня запуска межпланетных аппаратов к
Венере и Марсу, а также для запусков лунных аппаратов
Изготовитель РН «Молния-М» - самарское предприятие «ЦСКБ-
Прогресс».
174

Основные характеристики РН среднего класса «Молния-М»,
предназначенной для выведения КА на высокоэллиптические орбиты, представлены в
таблице 24.3 [371].
Таблица 24.3
Характеристики РН среднего класса «Молния-М»
Наименование
1. Конструктивная схема РН
2. Тип двигателей РН
3. Компоненты топлива РН
4. Головной разработчик РН
5. Производство РН
6. Прототип РН
7. Летные испытания первой
модификации РН
8. Принятие РН в эксплуатацию
9. Стартовая масса РН (без КА)
10. Масса полезного груза, выводимого
РН на орбиту
11. Количество ступеней РН
12. Длина РН
13. Наибольший поперечный размер РН
14. Рабочее место подготовки РН
15. Показатель надежности РН
Величина
Пакетно-тандемная
ЖРД с насосной подачей топлива
Жидкий кислород +
углеводородное горючее
ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
(г. Самара)
Завод «Прогресс» (г. Самара)
РН «Молния»
1960 г.
1975 г.
309000 кг
До 2000 кг
4
43,4 м
10,3 м
Космодром Плесецк
0,98
РН «Молния-М» использовалась для запусков КА связи «Молния» на
высокоэллиптические орбиты и КА Системы предупреждения о ракетном
нападении.
В последнем своем старте (2010 г.) РН «Молния-М» с военным
космическим аппаратом РН была запущена в космос на пределе гарантийного срока
хранения.
РН «Молния-М» была изготовлена в 2005 г. Гарантийный срок хранения
этой РН составляет 6,5 лет, и на пределе этого гарантийного срока она
блестяще отработала. Это говорит о том, что качество изготовления, качество
подготовки и надежность РН подтвердились в полной мере.
Начиная с 1960 г., в Советском Союзе и России было осуществлено в
общей сложности 380 пусков РН «Молния», причем только два пуска были
неудачными [255].
РН «Молния-М» заменят новые РН «Союз-2» и «Союз-1» («Союз-2.1В»).
175

24.3. Ракета-носитель «Союз-2» («Союз-2.1А», «Союз-2.1Б»)
РН «Союз-2» (14А14), разработана ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (тема
«Русь»), является глубокой модернизацией РН «Союз» и предназначена для
выведения на низкие, средние, высокие, солнечно-синхронные, геопереходные и
геостационарные орбиты автоматических КА по Федеральной космической
программе и на коммерческой основе, а также пилотируемых и грузовых
космических кораблей по программе МКС [259].
РН «Союз-2» создана для обеспечения запусков космических аппаратов
военного, народнохозяйственного и социального назначения. После завершения
летных испытаний она должна заменить эксплуатирующиеся в настоящее
время российские ракеты-носители среднего класса семейства «Союз».
Ключевые особенности нового представителя наиболее массового и
надежного семейства РН, созданных на базе Р-7, это использование
исключительно отечественных комплектующих, а также возможность выведения всех
существующих и планируемых полезных нагрузок среднего класса с российского
космодрома Плесецк.
Головным разработчиком и изготовителем РН «Союз-2» является
Государственный научно-производственный ракетно-космический центр
«ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара), а государственными заказчиками - Федеральное
космическое агентство и Министерство обороны Российской Федерации
(Космические войска).
Ракета-носитель «Союз-2» разработана на базе серийной РН «Союз-У»,
успешно эксплуатируемой с 1973 года. Новая РН с улучшенными тактико-
техническими характеристиками полностью создается предприятиями,
расположенными на территории России, и позволяет существенно расширить
номенклатуру выводимых космических аппаратов среднего и легкого классов.
РН «Союз-2» рассчитана как на прямое выведение, так и на использование
разгонного блока «Фрегат».
Основные характеристики РН «Союз-2» с РБ «Фрегат» представлены в
таблице 24.4 [365].
Таблица 24.4
Основные характеристики РН «Союз-2» с РБ «Фрегат»
Наименование
1. Масса полезной нагрузки, кг
2. Зона полезного груза:
• цилиндрическая часть:
• диаметр, мм;
• высота, мм
Значение
1600
3420
3424
176

Наименование
• коническая часть:
• диаметр стыковки с цилиндром, мм;
• высота, мм;
• верхний диаметр, мм
3. Погрешности выведения с вероятностью
Рои = 0,9789:
• по периоду обращения, с;
• по наклонению, мин;
• по эксцентриситету, с;
• по долготе восходящего узла, мин.
Значение
3420
1493
2370
100
4
0,001
8
Цели разработки РН «Союз-2» - увеличение энергетических
характеристик РН «Союз», расширение номенклатуры и повышение точности выведения
полезного груза при пусках с космодромов Байконур, Плесецк и Куру
(Французская Гвиана).
Подготовка РН «Союз-2» в монтажно-испытательном корпусе показана
на рис. 24.2.
Рис. 24.2. Подготовка РН «Союз-2» в монтажно-испытательном корпусе
При пуске с космодрома Байконура РН «Союз-2» может вывести на
околоземную орбиту (наклонение 51,6° и высота 200 км) полезный груз массой до
8250 кг.
При пуске с модернизированного комплекса космодрома Плесецк РН
«Союз-2» может вывести на околоземную орбиту (наклонение 62,8° и высота
220 км) полезный груз массой до 7850 кг.
177

При пуске же с космодрома в Куру на орбиту высотой 200 км РН «Союз-
2» способна вывести полезный груз массой до 9000 кг. При этом пуски с
космодрома Куру предполагается производить в основном на геопереходную
орбиту.
РН «Союз-2» создается в два этапа.
На первом этапе модернизации (этап 1а) на РН (вариант «Союз-2-1а»)
устанавливаются новая цифровая система управления, обеспечивающая
высокоточное выведение полезных нагрузок, двигатели с усовершенствованными
форсуночными головками на первой и второй ступенях РН, внедряется новая
система телеизмерений.
На втором этапе модернизации (этап 16) на третьей ступени РН (вариант
«Союз-2-16) устанавливается новый двигатель с повышенными удельными
характеристиками.
Одна из модификаций РН (вариант «Союз-СТ») будет использоваться для
запуска полезных нагрузок из Гвианского космического центра (Куру,
Французская Гвиана) в рамках совместного проекта Федерального космического
агентства, ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», компаний Starsem, EADS и Arianespace.
Первый запуск РН «Союз-2» в варианте «Союз-СТ» с южноамериканского
космодрома запланирован на 2011 год.
РН «Союз-2» обеспечивает:
- повышение массы выводимого полезного груза на низкую орбиту
высотой 200 км по сравнению с РН «Союз» (на этапе 1а - на 250-300 кг; на этапе 16 -
на 1100-1200 кг);
- увеличение зоны размещения полезного груза при использовании
головного обтекателя большого диаметра (4,11 м);
- повышение точности выведения космического аппарата (погрешность
пс периоду обращения составит не более ±2,5 с вместо нынешних ±22 с);
- выведение космических аппаратов в широком диапазоне наклонений
орбиты при сохранении согласованных районов падения отработавших
ступеней РН за счет возможности изменения наклонения плоскости орбиты путем
пространственного маневра на активном участке полета;
- при использовании разгонного блока «Фрегат» - выведение полезных
нагрузок на высокие круговые, эллиптические, солнечно-синхронные,
геопереходные, геостационарную орбиты и отлетные траектории.
При модернизации РН «Союз» до варианта «Союз-2» были проведены
следующие работы:
- повышение удельных характеристик двигателей первой и второй
ступеней РН путем улучшения смесеобразования в камерах сгорания за счет
применения новых форсуночных головок;
- внедрение современной цифровой системы управления с комплексом
высокоточных приборов, обеспечивающей полет РН по оптимальным траекто-
178

риям, пространственный маневр и высокую точность выведения полезной
нагрузки на орбиту;
- разработка новой высокоинформативной цифровой системы
телеизмерений;
- разработка новой системы внешнетраекторных измерений, построенной
на базе навигационной аппаратуры потребителей;
- разработка новой третьей ступени РН на базе современного двигателя с
высокими удельными характеристиками.
При разработке РН «Союз-2» особое внимание было уделено
обеспечению максимальной преемственности с прототипом. Конструкция сухих и
топливных отсеков, внутрибаковых устройств, пневмогидроарматуры, монтаж
двигателей боковых и центрального блоков РН «Союз-2» в основном
аналогичны РН «Союз», однако некоторые корпусные элементы всех ступеней РН
усилены без изменения принципиальной конструктивной схемы. По-иному
размещены приборы и кабельная сеть системы управления на боковых и
центральном блоке. Блок третьей ступени РН сохранил габариты прототипа, однако для
оптимизации массы заправляемых компонентов топлива изменена
конфигурация баков. При этом приняты в расчет соотношения расходов компонентов как
для варианта третьей ступени РН с двигателем РД-0110 (этап 1а), так и для
варианта с двигателем РД-0124 (этап 16). По-новому размещены на блоке третьей
ступени РН элементы систем телеизмерений и внешнетраекторных измерений.
Центральным направлением модернизации РН стало создание
принципиально иной цифровой системы управления, которая разработана на основе
современных принципов управления и новой отечественной элементной базы.
В качестве главного звена системы управления РН «Союз-2» используется
быстродействующая бортовая цифровая вычислительная машина с большим
объемом оперативной памяти.
БЦВМ непрерывно принимает сигналы от чувствительных элементов
системы управления, исполнительных органов и других абонентов, сравнивает
текущие значения с программными и в соответствии с принятым законом
управления вырабатывает соответствующие управляющие воздействия. В
состав измеряемых параметров входят параметры вектора скорости, значения
углов тангажа, рыскания, вращения, а также показатели расходомеров топлива.
В отличие от активной системы управления, цифровая система легко
адаптируется к условиям полета, включая случайные внешние воздействия, и парирует
их без превышения действующих на РН силовых нагрузок по сравнению с их
расчетными и допустимыми значениями.
Установка РН «Союз-2» на пусковое устройство показана на рис. 24.3.
179

Рис. 24.3. Установка РН «Союз-2» на пусковое устройство
Чувствительные элементы и БЦВМ располагаются на третьей ступени
РН, а преобразующие устройства и исполнительные органы - на первой и
второй ступенях РН.
Внедрение цифровой системы управления позволяет рационально
использовать энергетические возможности РН «Союз-2» при выведении
крупногабаритных КА, требующих применения головных обтекателей диаметром 3,7
и4,11 м.
РН «Союз-2» выполнена по схеме с параллельным отделением боковых
ракетных блоков в конце работы первой ступени РН и поперечным отделением
ракетного блока второй ступени РН по окончании его работы. На первом этапе
полета работают двигатели четырех боковых и центрального блоков, на втором,
после отделения боковых блоков, - только двигатель центрального блока [316].
Первая ступень РН включает четыре боковых блока конической формы,
закреплённых в шаровых опорах центрального блока.
Конструктивно-компоновочная схема бокового блока состоит из силового
конуса, несущего конического бака окислителя, межбакового отсека, несущего
конического бака горючего, отсека баков перекиси водорода и жидкого азота и
цилиндрического хвостового отсека специальной формы.
В хвостовом отсеке каждого бокового блока размещается автономный
жидкостный ракетный двигатель однократного включения РД-107А,
работающий на жидком кислороде и керосине и оснащенный четырьмя маршевыми
камерами и двумя рулевыми соплами. Для управления полетом на каждом
боковом блоке с внешней стороны, противоположной центральному блоку, на
небольшом пилоне установлен аэродинамический руль, выполненный в виде
треугольного крыла малого удлинения. Для привода руля имеется электрическая
рулевая машина.
180

Двигатели боковых блоков работают в течение 118 с после старта, после
чего отключаются. Выключение происходит по результатам сравнения
текущего значения скорости с расчетным. После отключения двигателей боковые
блоки отделяются от центрального блока и сбрасываются.
Вторая ступень РН (центральный блок) состоит из хвостового отсека, в
котором установлен двигатель однократного включения РД-108А, содержащий
четыре маршевых камеры и четыре рулевых сопла, отсека бака перекиси
водорода, в котором также установлен тороидальный бак жидкого азота, отсека бака
горючего, межбакового отсека, отсека бака окислителя и приборного отсека.
Запуск ЖРД центрального и боковых блоков производится на Земле, что
даёт возможность контролировать работу двигателей в переходном режиме и
при возникновении неисправностей во время пуска отменять пуск РН. Это
обеспечивает повышение безопасности эксплуатации. Управление полетом по
трем осям осуществляется с помощью четырех рулевых камер двигателя
РД-108А. Номинальное время работы двигателя центрального блока составляет
280-290 с. Разделение второй и третьей ступеней РН происходит по «горячей
схеме».
Третья ступень РН (блок И), состоящая из переходного отсека, бака
горючего, бака окислителя, хвостового отсека и двигателя, установлена на
центральном блоке и соединена с ним с помощью ферменной конструкции.
Для обоих вариантов РН «Союз-2» блок И оснащается двигательной
установкой, состоящей из четырехкамерного двигателя однократного включения
и четырех поворотных рулевых сопел, используемых для управления полетом
по трем осям. Маршевый двигатель третьей ступени РН включается примерно
за две секунды до отключения центрального блока. Газы, истекающие из сопел
двигателя третьей ступени РН, непосредственно отделяют ступень от
центрального блока. После отключения двигателя и отделения космического аппарата
или разгонного блока с КА третья ступень РН выполняет маневр увода путем
открытия дренажного клапана в баке горючего.
Модернизация РН началась с варианта РН «Союз-2-1а», который
представляет собой промежуточный этап в усовершенствовании РН «Союз» в
рамках программы «Русь».
Следует уточнить, что РН «Союз-2-1а» является второй промежуточной
стадией модернизации РН «Союз-У» в рамках темы «Русь». Созданная на
первом этапе РН «Союз-ФГ» с усовершенствованными двигателями первой и
второй ступеней РН является стандартным вариантом РН, используемым
компанией StarSem. РН «Союз-ФГ» с разгонным блоком «Фрегат» запущены, в
частности, АМС Mars Express и Venus Express [260].
Основные технические характеристики РН «Союз-2-1а» представлены в
таблице 24.5 [379].
181

Таблица 24.5
Основные технические характеристики РН «Союз-2-la»
Наименование
1. Количество ступеней РН
2. Стартовая масса РН, т
3. Максимальная длина РН, м
4. Диаметр головного обтекателя, м
5. Космодром
6. Масса полезного груза, кг
Величина
3
306-310
50,6
2,7-4,11
Плесецк, Байконур
до 7000 (Плесецк)
до 7400 (Байконур)
до 2150 (с разгонным блоком,
орбита типа «Молния»)
На втором этапе модернизации РН блок третьей ступени РН (РН варианта
«Союз-2-1б») оснащается новым ЖРД с повышенной удельной тягой, что
позволяет увеличить массу полезного груза еще на 950 кг.
В отличие от исходной РН «Союз-У», в состав РН «Союз-2.1Б» входит
модифицированный блок и третьей ступени РН с новым двигателем РД-0124,
разработанным в КБХА имени С.А. Косберга (г. Воронеж), а также новая
цифровая система управления, созданная в НПО автоматики имени академика
Н.А. Семихатова (г. Екатеринбург) [318].
Основные характеристики ракеты-носителя «Союз-2.1б» представлены в
таблице 24.6.
Таблица 24.6
Основные характеристики ракеты-носителя «Союз-2.1б»
Наименование параметра
1. Массовые
характеристики
2. Масса выводимой
полезной нагрузки
Стартовая масса РН
Масса РН (без головной части)
Масса конструкции РН
(без головной части)
Масса компонентов топлива
На низкую околоземную орбиту
(Н = 200 км, i = 5,3°)
На солнечно-синхронную орбиту
(Н = 820 км, i = 98,7°)
На геопереходную орбиту
(AV= 1500 м/с)
На геостационарную орбиту
(Н = 36000 км, i = 0°)
Величина параметра
311,7 т
303,2 т
24,4 т
278,8 т
8660 кг
4900 кг
3060 кг
1480 кг
182

Наименование параметра
3. Компоненты
топлива
4. Тяга двигателей
Окислитель
Горючее
Первая ступень РН
(4 х РД-Ю7А)
Вторая ступень
(РД-108А)
Третья ступень
(РД-ОПО/РД-0124)
У Земли
В пустоте
У Земли
В пустоте
В пустоте
Величина параметра
Жидкий кислород
Т-1(керосин)
85,5 х 4 тс
104,1 х4тс
79,4 тс
101,0 тс
30,4/30,0 тс
Одним из основных элементов РН «Союз-2» (14А14), обеспечивающих
значительный рост характеристик РН с одновременным увеличением гибкости
его применения, является новая третья ступень (блок И) РН.
Следующим шагом предполагалась установка на новую ступень РН
нового двигателя с учетом следующих конструктивных требований [258]:
- величина тяги та же, что и у предыдущих вариантов РН «Союз»;
- одинаковые механические интерфейсы со штатным блоком И;
- одинаковый уровень наддува баков.
Использование нового двигателя РД-0124 вместо старого двигателя
РД-0110 ведет к изменению соотношения компонентов топлива - уменьшению
доли горючего (керосин) и увеличению доли окислителя (жидкий кислород), -
вследствие чего соответствующим образом изменяется объем баков.
Было решено скомпоновать баки таким образом, чтобы появилась
возможность использовать в составе новой ступени РН как старый двигатель
РД-0110 (РН варианта «Союз-2-1а»), так и новый двигатель - РД-0124 (РН
варианта «Союз-2-16») без изменения основных строительных размеров блока.
Для компенсации возмущающего момента (по каналу рыскания на
участке полета третьей ступени РН «Союз-2» отклонение вектора тяги двигателя
РД-0110 относительно центра масс РН превышает допустимое) были
проведены некоторые конструктивные изменения - поворот геометрической оси
двигателя РД-0110 на угол 12'. Это было достигнуто путем установки
профилированной прокладки переменной толщины и сопутствующими доработками
мелких элементов двигательного отсека.
На рис. 24.4. представлена схема двигательного отсека третьей ступени
РН «Союз-2» с реализованным поворотом оси двигателя.
Введение цифровой системы управления потребовало изменить
компоновку межбакового объема ступени РН.
183

.4. Осел/я двигательного отсека третьей ступени РН «Союз-2»
с реализованным поворотом оси двигателя
Для учета нагрузок, создаваемых головным обтекателем увеличенного
размера (типа ST), верхняя юбка и верхняя часть блока И механически
усилены, а в межбаковый и хвостовой отсеки РН установлен продольный элемент
жесткости.
В составе РН «Союз-2» могут быть использованы головные обтекатели
нескольких типоразмеров диаметром от 2,7 до 4,11 ми длиной до 11,4 м.
Применение крупногабаритных головных обтекателей позволяет расширить
номенклатуру запускаемых КА.
Головной обтекатель разрабки ГКНПРЦ «ЦСКБ-Прогресс» 81 КС,
обозначаемый также как ST, предназначен для использования в составе РН
«Союз-2» и имеет наружный диаметр 4110 мм и длину 11433 мм.
За вычетом толщины стенок и внутренней тепловой защиты,
внутренний диаметр цилиндрической части головного обтекателя составляет
4020 мм, что соответствует зоне полезного груза диаметром 3800 мм на длине
6748 мм [260].
Головной обтекатель РН «Союз-2» типа ST показан на рис. 24.5.
184

Рис. 24.5. Головной обтекатель РН «Союз-2» типа ST
Конструкция головного обтекателя выполнена трехслойной и содержит
два несущих слоя из углепластика с алюминиевым сотовым заполнителем
между ними. Общая толщина составляет примерно 25 мм. Внутренняя
теплоизоляция толщиной 20 мм приклеена к внутренней стенке и обеспечивает
температуру воздуха под обтекателем от плюс 15°С до плюс 25°С, независимо от
наружных условий наземной эксплуатации. Теплоизоляция выполнена из
пенополиуретана, покрытого тканью из материала АЗТ, для обеспечения чистоты КА. Эта
технология является стандартной для российских конструкций и была ранее
успешно использована при запусках КА Global Star. Температура внутренней
поверхности головного обтекателя в полете (под теплоизоляцией) не
превышает плюс 55°С.
185

Дополнительно на наружную коническую поверхность головного
обтекателя нанесено теплозащитное покрытие из материалов СТКТ, ТТП-ФС (ранее
использовались для обтекателей КА Global Star и Cluster), обеспечивающее
рабочую температуру композитной оболочки в допустимых (по условиям
механической прочности) пределах.
Головной обтекатель 81 КС использовался, например, для запуска КА
Metop использовался. На внутренней поверхности головного обтекателя
установлены датчики контроля температуры и давления.
ГКНПРЦ «ЦСКБ-Прогресс» имеет значительный опыт в разработке и
производстве головных обтекателей из композитных материалов. Разработка
головных обтекателей диаметром 3,0 м из стекловолокна ведется на
предприятии с 1971 г., а из углепластика (диаметр 3,0 и 3,3 м) - с 1977 г. Среди них -
головные обтекатели для кораблей «Прогресс» и КА GlobalStar.
Работа по созданию крупногабаритного обтекателя для РН семейства
«Союз» началась в 1999 г. и стала частью Федеральной космической
программы РФ. Основой для головного обтекателя ST послужила выполненная ранее в
ГКНПРЦ «ЦСКБ-Прогресс» разработка головного обтекателя диаметром 4,1 м
и длиной 14,8 м для использования на РН «Протон».
Многослойные композитные панели «ЦСКБ-Прогресс» производит
совместно с АО «Пластик» (г. Сызрань, Самарская обл.).
Структура многослойных панелей головного обтекателя представлена на
рис. 24.6.
Рис. 24.6. Структура многослойных панелей головного обтекателя
186

Массовая сводка головного обтекателя типа ST приведена в таблице 24.7.
Таблица 24.7
Массовая сводка головного обтекателя типа ST
Компоненты головного обтекателя
1, Корпус
2. Внутренняя теплозвукоизоляция
3. Внешняя тепловая защита
4. Средства отделения:
- пневмосистема с деталями крепления;
- замки, тяги, ииротолкатели, узлы вращения
с деталями крепления
5. Элементы системы кондиционирования воздуха
высокого давления с деталями крепления
6. Монтаж бортовой кабельной сети системы
управления и системы измерений с датчиками
телеизмерений
7. Краска
Итого:
Масса, кг
1078
220
40
35
100
8
11
8
1400
РН «Союз-2» может использоваться для запуска ряда традиционных
полезных грузов, выводимых РН «Союз», включая военные КА. До запуска
пилотируемых космических кораблей РН «Союз-2» может использоваться для
выведения на орбиту грузовых кораблей «Прогресс М» (сборочно-защитный блок
СЗБ 11С517А2 с суммарной массой 8350 кг и максимальным диаметром
3000 мм). Также РН «Союз-2» могла бы запускать перспективные модули
российского сегмента МКС максимальной массой 8100 кг, максимальным
диаметром 3700 мм и длиной 14100 мм.
Летные испытания новой третьей ступени РН в варианте со старым
двигателем РД-0110 состоялись во время первого пуска РН «Союз-2-la» 8 ноября
2004 г. с космодрома Плесецк.
Четырехкамерный двигатель Р-0124, предназначенный для установки на
третьей ступени РН «Союз-2-16» имеет тягу 30 тс и удельный импульс тяги
559 с.
Как горючее в топливной паре «кислород - керосин» для двигателя рас-
:матривается керосин РГ-1, но двигателисты вместе с ракетчиками считают це-
1есообразным оценить возможности Т-6 (учитывая хорошие охлаждающие
способности этого горючего и наработку на камерах).
КБ химавтоматики находится на завершающей стадии доводочных
испытаний двигателя РД-0124.
Компоновка нового блока И представлена на рис. 24.7.
187

Рис. 24.7. Компоновка нового блока И
Использование в составе РН «Союз-2» разгонного блока «Фрегат» или
блока выведения «Икар» обеспечит возможность запуска КА на заданные
орбиты, включая высокоэллиптические, геопереходные, синхронно-солнечные,
средние и высокие круговые, а также на траектории полета к Луне и планетам
Солнечной системы [259].
В настоящее время проводятся летные испытания ракеты-носителя
«Союз-2» этапов модернизации 1а и 16 с космодромов Плесецк и Байконур.
Главным отличием носителя этапа модернизации 16 от 1а является
использование в третьей ступени РН нового двигателя РД-0124 разработки КБ «Химавто-
матика» (г. Воронеж). Одна из модификаций РН «Союз-2» будет использована
для запусков из Гвианского космического центра (Куру, Французская Гвиана).
Проведенные успешные пуски показали, что РН фактически обеспечила,
по сравнению со своим предшественником, в частности, увеличение массы
выводимого груза на низкую орбиту высотой 200 км на этапе 1а - на 300 кг,
на этапе 16 - на 1200 кг, увеличение зоны размещения полезной нагрузки,
повышение точности выведения космических аппаратов [263].
188

24.4. Проект ракеты-носителя «Союз-1» («Союз-2.1В»)
ГКНПРЦ «ЦСКБ-Прогресс» завершает разработку документации по
проекту РН легкого класса «Союз-1» («Союз-2.1В»).
РН «Союз-1» - двухступенчатая РН легкого класса.
РН «Союз-1» разрабатывается на базе РН «Союз-2» со снятием боковых
блоков, установкой на центральном блоке двигателя НК-33 и применением
серийного головного обтекателя с ракеты-носителя «Союз» [264].
На РН «Союз-1» будет устанавливаться двигатель НК-33, созданный для
советской лунной программы [257]. Этот двигатель был разработан для РН
«Н-1», которая должна была доставить советских космонавтов на Луну.
Двигатель НК-33 очень надежен и у него максимальное отношение тяги к массе.
В Самаре хранятся 46 готовых к установке двигателей НК-33.
Для ускорения создания РН «Союз-1» («Союза-2.1В») на нем будет
использоваться неподвижный двигатель НК-33 в сочетании с рулевым
РД-ОПОР. По сравнению с проектом установки на первую ступень РН
форсированного двигателя НК-33-1 в карданном подвесе, это решение является
простым и быстрореализуемым [254].
РН «Союз-1» позволит резко сократить затраты на запуск малых
космических аппаратов с космодромов Байконур, Плесецк и Гвианского
космического центра.
Создание РН легкого класса «Союз-1» позволит России занять
перспективную нишу на мировом рынке космических запусков в связи с большим
объемом запусков малых космических аппаратов.
Планируется, что РН «Союз-1» будет запускаться с тех же стартовых
позиций, что и РН «Союз-2» и сможет выводить на низкие околоземные орбиты
полезную нагрузку до 2,5 т. Возможно использование РН «Союз-1» для
запусков с космодрома Куру во Французской Гвиане.
Первый пуск РН «Союз-1» запланирован на конец 2011 года с
космодрома Плесецк [261].
Для сокращения сроков создания РН разработчики пошли даже на отказ
от некоторых перспективных решений. В частности, в первом пуске будет
использована БЦВМ «Малахит-3» вместо «Малахита-7», предлагавшегося
создателем системы управления - НПО «Автоматика».
Воронежский механический завод - филиал ФГУП «ГКНПЦ им.
М.В. Хруничева» приступил к освоению рулевого двигателя РД-ОПОР для РН
«Союз-1» («Союз 2-1В»). Этот двигатель предназначен для управления РН
в полете. Совместно с разработанным ранее двигателем НК-33 новый
189

рулевой двигатель будет устанавливаться на первую ступень РН «Союз-1»
(«Союз 2-1В»).
Создание рулевого двигателя РД-ОПОР в связке с двигателем НК-33
повысит надежность РН, сократит сроки доводки и уменьшит затраты на
изготовление РН [265].
РН «Союз-1» фактически предназначена для замены РН «Циклон» и
«Космос-ЗМ» и дублирует РН «Рокот». Проект получил поддержку Роскосмоса
и Минобороны РФ, которое частично финансирует разработку.
На рис. 24.8 представлен макет РН «Союз-1».
Рис. 24.8. РН Макет РН «Союз-1» (слева)
190

РН «Союз-1» создается на основе РН «Союз-2.1б» путем изъятия боковых
блоков, изменения нижней цилиндрической части центрального блока (перевод
на диаметр 2,66 м) и введения опор под стрелы «тюльпана» стартового
комплекса взамен кронштейнов крепления боковых блоков.
РН «Союз-1» сможет вывести на солнечно-синхронную орбиту
наклонением 97,4° и высотой 200 км х 500 км полезный груз массой до 3100 кг. Для
запуска К А на более высокие орбиты РН «Союз-2.1В» планируется оснастить
блоком выведения «Волга», основанным на использовании приборно-
агрегатного отсека одного из КА самарской разработки. Он создается
параллельно с РН. Стартовая масса блока составляет 1140-1740 кг, «сухая» - 840 кг
[254].
Характеристики РН «Союз-1» («Союз-2.1В») представлены в таблице 24.8.
Таблица 24.8
Характеристики РН «Союз-1» («Союз-2.1В»)
Наименование параметра
1. Класс РН
2. Планируемый к использованию
космодром
3. Стартовая масса, т
4. Стартовая тяговооруженность
5. Максимальный поперечный размер, м
6. Длина, м
7. Компоненты и рабочие запасы топлива, т:
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН
8. Тяга маршевой двигательной установки, т:
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН
9. Масса полезного груза на орбите высотой
200 км, т
10. Относительная масса полезного груза, %
Величина параметра
Легкий
Байконур, Плесецк
158,0
1,17
3,0
44,0
Жидкий кислород 4- керосин
(нет данных)
Жидкий кислород + керосин (22,5)-
1 х НК-33 (185 - на Земле/202,6 -
в пустоте)
1 х РД-0124 (30 - в пустоте)
2,85 (наклонение 51,8°, Байконур)
2,80 (наклонение 62,8°, Плесецк)
1,8
Управление по крену на участке работы первой ступени РН будет
проводиться с помощью двух блоков неподвижных сопел в верхней части хвостового
отсека. Каждый блок состоит из трех сопел - двух тангенциальных и одного
191

продольного. Сопла работают на горячем окислительном газе с постоянным
расходом, отбираемом из затурбинного тракта двигателя НК-33. При
отсутствии возмущений в канале крена газ истекает через продольное сопло, создавая
небольшую тягу. При возникновении возмущений газ направляется в одну из
пар тангенциальных сопел [269].
Система управления полетом заимствуется с РН «Союз-2», но ее
программное обеспечение и настройки будут модифицированы под новый профиль
полета.
РН «Союз-1», в свою очередь, станет ступенькой к РН «Союз-2-3». В
случае успешных летно-конструкторских испытаний первая ступень РН «Союз-1»
может легко превратиться в центральный блок РН «Союз-2-3». Последняя РН,
создающаяся на основе решений РН «Союз-2.1 Б» и РН «Союз-1»,
предназначена для запуска автоматических КА, в том числе в рамках коммерческих
программ.
Приступить к летным испытаниям РН легкого класса «Союз-1»
планируется в конце 2011 г. и завершить в 2014 г. В рамках летных испытаний
РН «Союз-1» предусматривается пять пусков. Все они будут проходить с
действующих стартовых комплексов после незначительной доработки, связанной с
габаритно-весовыми и конструктивными особенностями этой РН. Доработка
запланирована в 2011 г., и в первую очередь - на стартовом комплексе, где
начнутся летные испытания [531].
24.5. Проект ракеты-носителя «Союз-2.3»
РН «Союз-2-3» - трехступенчатая ракета-носитель среднего класса,
которая является дальнейшей модернизацией РН «Союз-2» (РН варианта
«Союз-2-1 Б») с существенно (на 38%) увеличенной грузоподъемностью [267].
Проект модернизации РН «Союз-2» подготовлен ГКНПРЦ «ЦСКБ-Прогресс».
Ракета-носитель «Союз-2-3» разрабатывается с максимальным
использованием конструкции, бортовых систем и производственно-технологической
базы, созданной для РН «Союз-2» (РН варианта «Союз-2-1 Б»), и с
использованием существующей наземной инфраструктуры космодромов Байконур и Плесецк
с соответствующей доработкой и дооснащением технических и стартовых
комплексов.
Основное отличие РН «Союз-2-3» (РН варианта «Союз-2-1 Б») от РН
«Союз-2» заключается в использовании центрального блока новой разработки.
Заправка топливом центрального блока РН «Союз-2-3» будет увеличена
на 50 т при сохранении его длины, но некотором увеличении диаметра
центрального блока [266].
На рис. 24.9 представлен макет РН «Союз-2-3».
192

Рис. 24.9. Макет РН «Союз-2-3»
На центральном блоке РН «Союз-2-3» планируется использовать более
совершенный по энергетическим характеристикам маршевый двигатель
НК-33-1. Двигатель НК-33-1 на центральном блоке предполагается установить
в кардановом подвесе.
Для использования в составе РН «Союз-2-3» двигателю НК-33
потребуется некоторое дооснащение.
Чтобы использовать двигатель в составе РН «Союз-2-3», необходимо
подтвердить сохранение свойств применяемых материалов и
работоспособности исходного двигателя НК-33 в целом после 34 лет хранения. Для доработки,
испытаний и развертывания серийного производства двигателей потребуется
подготовить производственную и испытательную базы на ОАО «СНТК имени
Н.Д. Кузнецова», ОАО «Моторостроитель» и на предприятиях кооперации.
Предприятие прорабатывает вопрос возможного возврата в Россию части
двигателей НК-33, приобретенных ранее американской фирмой Aerojet. Таким
образом, количество двигателей НК-33, годных к использованию, может соста-
193

вить 90 штук, что обеспечит потребности на 20 лет вперед в случае запуска че-
тырех-пяти РН в год. За это время можно возобновись серийное производство
двигателей, в том числе за счет средств от коммерческой эксплуатации РН, и
реализовать варианты дальнейшего совершенствования РН [267].
Характеристики РН «Союз-2-3» представлены в таблице 24.9.
Таблица 24.9
Характеристики РН «Союз-2-3»
Наименование параметра
1. Класс РН
2. Планируемый к использованию
космодром
3. Стартовая масса, т
4. Стартовая тя го вооруженность
5. Максимальный поперечный
размер, м
6. Длина, м
7. Компоненты и рабочие запасы
топлива, т:
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН;
- третья ступень РН
8. Тяга маршевой двигательной
установки, т:
- первая ступень РН;
- вторая ступень РН;
- третья ступень РН
9. Масса полезного груза на орбите, т:
- на орбите высотой 200 км;
- на геопереходной орбите
10. Относительная масса полезного
груза, %
Величина параметра
Средний
Байконур, Плесецк, Куру
333,5...340,0
1,4... 1,5 (в зависимости от режима работы
двигателя НК-33)
10,3
47,0
Жидкий кислород + керосин
(нет данных)
Жидкий кислород + керосин
(нет данных)
Жидкий кислород + керосин (22,5)-
4 х РД-107А (342,4 - на Земле/416 -
в пустоте)
1 х НК-33 (185 - на Земле/202,6 -
в пустоте)
1 х РД-0124 (30 - в пустоте)-
10,0 (наклонение 51,8°, Байконур),
9,70 (наклонение 62,8°, Плесецк)
10,70 (наклонение 5,3°, Куру)
2,48 (Байконур)
2,10 (Плесецк)
3,90 (Куру)
зл
194

РН первоначально планируется запускать с космодрома Плесецк [256].
При наличии решения вопроса по финансированию проекта с
Минобороны РФ первый старт «Союз-2-3» может состояться в 2011 году.
РН «Союз-2-3» смогут выводить на низкую круговую орбиту полезные
грузы массой до 10 т [268].
ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» разработал проект РН «Союз-2-3»
грузоподъемностью 16-17 тонн. Это совершенно новая РН. На всех блоках пакета
этого варианта должны стоять двигатели НК-33-1, а на блоке третьей ступени,
в зависимости от назначения, могут устанавливаться двигатели РД-0110 (для
пилотируемых полетов) либо двигатели РД-0124 (для автоматических КА).
На рис. 24.10 представлены макеты РН «Союз-2-3» и ее варианта на
16-17 т.
Рис. 24.10. Макеты РН «Союз-2-3» и ее варианта на 16-17 т
Геометрия боковых блоков РН изменена полностью: они стали
цилиндрическими. Исчез и конический участок в верхней части центрального блока,
а третья ступень РН «пополнела». Стартовая масса РН данного варианта -
481 т, максимальная длина-46,3 м [347].
195

24.6. Проект ракеты-носителя «Союз-ST» («Союз-СТ»)
Для обеспечения коммерческих пусков с космодрома Куру (Гвианский
космический центр) на базе РН «Союз-2» создается модифицированная РН
«Союз-ST» [259].
Общий вид РН «Союз-ST» представлен на рис. 24.11.
[304].
Рис. 24.11. Общий вид РН «Союз-ST»
В качестве верхней ступени РН «Союз-ST» используется РБ «Фрегат»
Структурная схема РН «Союз-ST» представлена на рис. 24.12.
196

Рис. 24.12. Структурная схема РН «Союз-ST» [438]
Основные характеристики РН «Союз-СТ» представлены в таблице 24.10
[402].
Таблица 24.10
Основные характеристики РН «Союз-СТ»
Наименование
1. Компоненты топлива РН:
- окислитель;
- горючее
2. Масса конструкции РН (без космической
головной части), т
3. Масса заправляемых компонентов топлива, т
4. Масса заправленной РН (без космической
головной части), т
Значение
Жидкий кислород;
Керосин
24,4
278,8
303,2
197

Наименование
5. Стартовая масса РН (с космической головной
частью), т
6. Тяга двигателей первой и второй ступеней РН
на уровне моря/в пустоте, кН
7. Тяга двигателя второй ступени РН в пустоте, кН
8. Тяга двигателя третьей ступени РН в пустоте, кН:
-этап 1а;
- этап 1 б
Значение
311,7
4146,4/5075,3
792,0/990,0
297,93;
294,20
По требованию французской стороны на борт РН устанавливается
аппаратура безопасности, которая дает возможность выключения двигателей ракеты
с Земли.
Специалисты Arianespace хотят быть уверенными, что в случае
необходимости полет РН можно прервать, и иметь инструмент, который позволил бы
сделать это. Российская РН «Союз» оснащена аппаратурой, которая
автоматически подает команду на выключение двигателей в случае нештатной ситуации.
Тем не менее, на адаптированной РН «Союз» будет установлено французское
электрическое оборудование, которое позволит выполнять отсечку по команде
с Земли.
Также дополнительно на РН «Союз-ST» будут установлены радарные
ответчики, которые позволят службе безопасности контролировать положение РН
во время полета с помощью радиолокаторов. Также в рамках адаптации РН
предусматривается затопление отделившихся боковых блоков. На баках
горючего каждой «боковушки» будет установлен дополнительный клапан, который
откроется после его отделения. Баки наполнятся водой, гарантировав, таким
образом, затопление [354].
Отдельная работа ведется по адаптации РН «Союз-ST» под
климатические условия Французской Гвианы. В этой стране температура за всю историю
наблюдений не опускалась ниже 18°С. Высокая влажность, соленый ветер с
моря, сезоны дождей, присутствие агрессивных насекомых - все это может
помешать нормальной работе РН. Однако даже в российских условиях
эксплуатации РН «Союз» выдерживает перепад температуры от минус 40 до плюс 50°С
Основной проблемой является образование массы льда на заправленной РН из-
за высокой влажности. Специалисты ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» провели рас-
четно-теоретические работы и эксперименты, которые показали: РН «Союз-ST»
выдержит испытание тропическим климатом.
Кроме того, на РН «Союз-ST» планируется использовать перекись
водорода немецкой фирмы Degussa AG. Прошла серия успешных огневых
испытаний двигателя 14Д21 с использованием этого продукта.
198

Новая стартовая площадка, сооружаемая в Гвианском космическом
центре, даст возможность РН «Союз-ST» выводить на орбиту более тяжелые грузы,
чем с космодромов Плесецк или Байконур, а именно:
• на геопереходную орбиту - до 2720 кг;
• на геостационарную орбиту - до 1360 кг;
• на солнечно-синхронную орбиту - до 4350 кг.
Данный проект позволит России значительно расширить коммерческое
использование РН «Союз». Основными российскими участниками проекта
создания и эксплуатации комплекса запуска являются «ЦСКБ-Прогресс»
(головной разработчик РН «Союз-ST»), НПО имени С.А. Лавочкина (головной
разработчик разгонного блока «Фрегат») и КБ общего машиностроения (головной
разработчик стартового комплекса).
Межгосударственное соглашение предусматривает как эксклюзивное
право на осуществление европейской компанией Arianespace коммерческой
эксплуатации РН «Союз-ST» в Гвианском космическом центре, так и
суверенное право России на использование РН в собственных интересах.
Запуск РН на коммерчески привлекательные геопереходную и
геостационарную орбиты с французского космодрома Куру выгоднее, чем старты из
Байконура или Плесецка, поскольку Куру расположен недалеко от экватора, на
северо-востоке Южной Америки и за счет более высокой скорости вращения
Земли на этой широте РН сможет выводить в космос более тяжелые КА.
Стартовые сооружения РН типа «Союз» на космодромах Куру, Байконур
и Плесецк практически идентичны. Однако между ними есть несколько
отличий. Например, на космодроме Куру опорное кольцо (элемент стартовой
системы) будет неподвижным, в отличие от других комплексов, где оно вращается,
обеспечивая, таким образом, наведение на азимут при старте. [262].
Нахождение РН «Союз-ST» на космодроме в Куру показано на рис. 24.13.
Рис. 24.13. РН «Союз-ST» на космодроме в Куру [411]
199

После монтажа опорного кольца на него установлена кабель-мачта,
которая служит для подвода и подключения к РН «Союз-ST» кабельных,
наполнительных, дренажных, пневматических и других коммуникаций. При старте они
отсоединяются и откидываются под действием противовесов.
РН «Союз-ST» имеет цифровую систему управления, которая во время
подъема РН будет поддерживать азимутальное направление.
Мобильная башня обслуживания высотой 52 м предназначена для
интеграции полезного груза с РН «Союз-ST» в вертикальном положении и
окончательного обслуживания РН перед пуском. Она также обеспечивает
контролируемую среду вокруг ракеты и позволяет клиенту получить доступ к полезному
грузу при необходимости вплоть до момента начала предстартового отсчета
времени.
МБО сконструирована как сравнительно легкая ажурная конструкция
массой около 800 т. Для сравнения: МБО, которая прежде использовалась для
миссий РН Ariane 4, имела массу около 4000 т.
Подготовка РН «Союз-ST» к запуску в Куру начинается с горизонтальной
сборки РН в специально построенном монтажно-испытательном комплексе
ракет-носителей. При этом используются типовые процессы, отработанные в
течение десятилетий на космодромах Байконур и Плесецк: горизонтальная сборка
пакета из центрального и четырех боковых блоков с последующей установкой
третьей ступени РН. По завершении этого процесса РН перевозится в
горизонтальном положении в стартовую зону, где поднимается в вертикальное
положение над железобетонным пусковым устройством.
Подготовка космической головной части ракеты-носителя «Союз-ST»
начинается с электрического тестирования и проверки РБ «Фрегат» в МИКе.
Затем «Фрегат» перевозится в сооружение S3B космодрома, где заправляется
компонентами топлива. Далее следует интеграция блока с полезным грузом и
«инкапсуляция» внутри головного обтекателя. Собранная космическая
головная часть транспортируется из здания S3B на стартовую площадку и
поднимается на высоту 39 м для установки на РН внутри МБО [313].
Схема стартового комплекса РН «Союз-ST» представлена на рис. 24.14.
За несколько часов до старта первая, вторая и третья ступени РН
«Союз-ST» заправляются топливом, в то время как МБО по-прежнему
находится в рабочей позиции рядом с пусковой установкой. Лишь за 1,5 часа до старта
мобильная башня обслуживания «уезжает» со стартового комплекса. Перед
пуском МБО отводится и паркуется в 80 м от пусковой установки, что
исключает любое ее потенциальное влияние на акустическую обстановку стартового
комплекса во время пуска.
На рис. 24.15 представлена РН «Союз-ST» с двумя вариантами головного
блока.
200

Рис. 24.14. Стартовый комплекс РН «Союз-ST» [378]
Рис. 24.15. РИ «Союз-ST» с двумя вариантами головного блока
201

РН семейства «Союз» станут единственными в мире РН, стартовавшими
из трех стран - из России (Плесецк), Казахстана (Байконур) и Французской
Гвианы (Куру) [421].
Остальные РН - как зарубежные, так и отечественные - летали максимум
из двух стран:
- РН Scout - из США и со стартового комплекса у берегов Кении;
- РН Pegasus - из США и с побережья Канарских островов;
- РН Redstone - из США и Австралии;
- РН Diamant - из Алжира и Французской Гвианы;
- РН Europa - из Вумеры и Французской Гвианы;
- РН «Космос-3» - из Казахстана и России;
- РН «Зенит» - из Казахстана и с Тихого океана (если считать платформу
Sea Launch как отдельное суверенное государство).
202

25. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «СТАРТ»
Ракеты-носители «Старт-1» и «Старт» имеют соответственно четыре и
пять последовательно расположенных разгонных двигательных установок,
а также доводочную двигательную установку.
Двигательные установки трех нижних разгонных ступеней РН «Старт-1»
представляют собой двигательные установки соответствующих ступеней
МБР «Тополь».
На рис. 25.1. показан общий вид РН «Старт-1».
Рис. 25.1. РН«Старт-1»
203

Ракета-носитель «Старт» отличается введением дополнительной
двигательной установки между двигательными установками, используемыми на пер
вой и второй ступенях РН «Старт-1».
На рис. 25.2. показан общий вид РН «Старт».
Рис. 25.2. РН «Старт»
204

В качестве разгонной двигательной установки последней ступени РН
использована одна из ранее созданных и полностью отработанных двигательных
установок, Особенностью компоновки РН семейства «Старт» является
размещение двигательной установки четвертой ступени РН под прикрытием
соединительного отсека, что позволяет снизить массу конструкции двигателя и
соответственно увеличить массу полезной нагрузки [176].
Для того чтобы изготовить любую РН семейства «Старт», из запасов
(со склада, арсенала) Министерства обороны РФ приобретается ракета
PC-I2M ракетного комплекса «Тополь» (SS-25 по западному обозначению),
На Воткинском машиностроительном заводе от нее берутся двигатели первой,
второй и третьей ступени РН, добавляются дополнительные маршевые (у РН
«Старт» - две, у РН «Старт-1» - одна) и доводочная ступени, новое
программное обеспечение системы управления, устанавливаются индивидуальный
адаптер и новый головной обтекатель.
В свое время Россия информировала Госдепартамент США, что РН
«Старт» - вновь спроектированная и изготовленная РН, поскольку в
иностранных, да и в российских СМИ часто возникала путаница. Они писали:
«...Русские используют SS-25 для запуска К А». Это неверно, поскольку разница
между баллистическим и орбитальным запуском в схеме выведения и
энергетике огромна. Ракета SS-25 не способна вывести КА по определению - она
служит совсем для других целей. При изготовлении РН семейства «Старт» - для
орбитального запуска - (по необходимости) используют лишь ее отдельные
элементы. Для увеличения энергетики устанавливаются дополнительные
маршевые ступени РН, а для компенсации накопленных погрешностей и разбросов
параметров выведения еще и вновь разработанная доводочная ступень РН,
а также газореактивная система ориентации.
Основные характеристики РН семейства «Старт» представлены в
таблице 25.1.
Таблица 25.1
Основные характеристики РН семейства «Старт»
Наименование
1. Число разгонных двигательных
установок
2. Стартовая масса, т
3. Длина, м
4. Диаметр, м
«Старт- 1»
4
47
22,7
1,8
«Старт»
5
60
29
1,8
205

Ракеты-носители семейства «Старт» отличаются от ранее созданных
отечественных РН следующими особенностями.
1. В разгонных двигательных установках используется взрывобезопасное
смесевое металлосодержащее твердое топливо, обеспечивающее высокий
удельный импульс.
Корпуса камер сгорания выполнены из высокопрочных и
высокомодульных композиционных материалов, центральные сопла частично утоплены в
камеру сопла.
На двигательной установке первой степени РН, работающей на
атмосферном участке траектории, установлены раскрываемые при старте
решетчатые стабилизаторы и аэродинамические рули, обеспечивающие управляемость
на первых секундах полета.
На второй и третьей ступенях РН «Старт-1» в качестве органов
управления применены устройства вдува газа в закритическую часть сопла, а на
последних ступенях обеих РН и на второй ступени РН «Старт» - поворотные
управляющие сопла.
2. В конструкции соединительных отсеков, связывающих между собой
разгонные двигательные установки, наряду с алюминиевыми и титановыми
сплавами применены композиционные материалы. На соединительных отсеках
установлены системы детонирующих удлиненных зарядов, которые
обеспечивают разрыв механических связей между ступенями РН.
3. Для обеспечения точного вывода К А на заданную орбиту четвертая
ступень РН оснащена доводочной двигательной установкой, при работе
которой компенсируются ошибки кинематических параметров, накопленные на
момент завершения работы разгонных двигательных установок.
Размещенная внутри цилиндрического агрегатного отсека доводочная
двигательная установка состоит из твердотопливного газогенератора, системы
газоходов и трех пар сопловых блоков, работающих по «толкающей» схеме.
Поток продуктов сгорания истекает в сторону от КА, что исключает
загрязнение его поверхности. Управление полетом осуществляется перераспределением
газового потока между соплами с помощью клапанных устройств.
4. В целях обеспечения высокой точности запуска в системе управления
РН используются бортовой цифровой вычислительный комплекс и
прецизионные гироприборы. Основная часть бортовой аппаратуры системы управления
размещена в герметичном приборном отсеке, который установлен внутри
конической проставки, связывающей агрегатный отсек с головным блоком РН.
5. Для поддержания высокого уровня чистоты среды, а при
необходимости также и заданного заказчиком узкого температурно-влажностного
диапазона в объеме вокруг КА головной обтекатель, адаптер и съемное днище
выполнены в виде единого герметизированного объема, образующего отдельную сбо-
206

рочную единицу - головной блок. По желанию заказчика головной блок
заполняется не воздухом, а сухим азотом.
Головной обтекатель состоит из конического наконечника, выполненного
из алюминиевых сплавов, и цилиндроконического корпуса из композиционных
материалов. На стыке наконечника и корпуса головного обтекателя
установлена диафрагма, герметизирующая пространство вокруг КА.
6. Для исключения загрязнения КА его отделение и сброс головного
обтекателя осуществляются с помощью пружинных толкателей.
КА крепится к переднему шпангоуту конического адаптера тремя безим-
пульсными пиротехническими замками и тремя направляющими штырями,
воспринимающими перерезывающие усилия. Два пружинных толкателя
обеспечивают отделение обтекателя. При стандартной схеме РН отделение КА
осуществляется четырьмя пружинными толкателями.
Головной обтекатель закреплен на базовом шпангоуте шестью
пиротехническими разрывными болтами. Для исключения ударов при сходе головного
обтекателя на базовом шпангоуте закреплены две направляющие длиной около
600 мм с установленными на них пружинными толкателями, а на головном
обтекателе установлены опорные узлы с роликами, контактирующими с этими
направляющими.
7. В целях защиты от неблагоприятных климатических воздействий и
механических повреждений РН «Старт» с момента вывоза с завода-изготовителя
до пуска постоянно находятся внутри выполненных из композиционных
материалов толстостенных транспортно-пусковых контейнеров.
Использование транспортно-пускового контейнера, свойства
твердотопливных двигательных установок, а также реализация ряда мероприятий по
снижению воздействий на КА и повышению точности выведения
обусловливают следующие особенности функционирования РН семейства «Старт» при
запуске и в полете.
1. При проведении предстартовых операций РН находится в
горизонтальном положении. Подъем транспортно-пускового контейнера с РН в
вертикальное положение осуществляется в последнюю минуту перед стартом.
РН выбрасывается из транспортно-пускового контейнера давлением
продуктов сгорания специального стартового порохового аккумулятора давления.
Продольные перегрузки при движении РН в транспортно-пусковом контейнере
не превышают четырех единиц. Запуск двигательной установки первой ступени
РН производится после полного выхода РН из транспортно-пускового
контейнера.
2. Все разгонные двигательные установки работают до полного
выгорания топлива, при этом продолжительность работы каждой двигательной
установки составляет около 1 мин.
207

3. Для достижения высот, соответствующих допустимому по условиям
управляемости уровню скоростного напора при разделении первой и второй
ступеней РН, с минимальными баллистическими потерями при реализации
траекторий, близких к оптимальным, применена баллистическая «пауза». После
окончания работы двигательной установки первой ступени РН она в течение
10...20 с летит с неработающими двигательными установками.
4. В целях достижения достаточных высот орбит К А в схему
функционирования перед запуском разгонной двигательной установки последней ступени
РН введена вторая, основная «пауза» продолжительностью до 10 мин. (в
зависимости от высоты перигея орбиты КА). «Пауза» позволяет при свойственной
твердотопливным РН высокой тяговооруженности обеспечить высоту
завершения разгонного участка и соответственно перигея орбиты КА в диапазоне
300... 1500 км.
Необходимое угловое положение и развороты РН на «паузе»
обеспечиваются включением установленной в районе сопла двигательной установки
четвертой ступени РН газореактивной системы ориентации РН.
5. Для гарантированной защиты КА от силового и теплового воздействий
набегающего потока сброс головного обтекателя производится при достижении
высоты более 150 км на участке основной «паузы».
6. Включение разгонной двигательной установки последней ступени РН
производится по окончании основной «паузы» при достижении высоты,
близкой к перигею заданной орбиты. На участке работы этой двигательной
установки достигаются наибольшие значения продольной перегрузки - 7,3...9,8 при
массе КА 400... 100 кг соответственно.
7. После окончания основного участка работы разгонной двигательной
установки последней ступени РН с задержкой до 5 с, необходимой для
выработки основной части остатков топлива этой двигательной установки,
запускается доводочная двигательная установка, работающая также до полного
выгорания топлива. При этом избыток топлива доводочной двигательной установки
вырабатывается при движении РН в направлении, перпендикулярном
плоскости орбиты КА.
8. Для уменьшения возмущений К А отделяется от РН с задержкой около
30 с после окончания работы доводочной двигательной установки. Для
управления угловым положением РН и, в частности, для придания КА заданной
ориентации к моменту его отделения от РН в конце участка спада тяги доводочной
двигательной производится повторное включение газореактивной системы
ориентации РН.
Временной интервал от конца работы разгонной двигательной установки
четвертой ступени РН до отделения КА не превышает 400 с.
Энергетические возможности РН «Старт-1» позволяют выводить на
круговые приполярные орбиты высотой 200... 1000 км КА массой около 490... 100 кг
208

соответственно, а РН «Старт» может вывести К А массой примерно 635...210 кг
соответственно.
При выведении на орбиты с наклонением 76° с космодрома Плесецк или
56° с космодрома Свободный масса КА может быть увеличена на 30...50 кг.
В зависимости от габаритных размеров КА на РН «Старт» могут
применяться два варианта головного блока, отличающиеся диаметром и длиной
головного обтекателя.
Головной блок РН «Старт» с двумя вариантами головного обтекателя
представлен на рис. 25.3.
Рис. 25.3. Головной блок РН «Старт» с двумя вариантами головного обтекателя
209

Данные по массе полезной нагрузке РН «Старт-1» при выведении К А на
круговые орбиты представлены в таблице 25.2.
Таблица 25.2
Полезная нагрузка РН «Старт-1»
при выведении КА на круговые орбиты, кг
Место старта
1. Экватор
2. РФ (Свободный)
3. РФ (Плесецк)
Наклонение
орбиты i,
град.
0
90
98
76
Высота орбиты, км
1000
280
107
86
137
800
377
189
165
220
600
485
278
250
314
400
606
378
347
418
200
742
493
458
535
Данные по массе полезной нагрузке РН «Старт-1» при выведении К А на
полярные орбиты представлены в таблице 25.3.
Таблица 25.3
Полезная нагрузка РН «Старт»
при выведении КА на полярные орбиты (i = 90°)
Высота орбиты, км
Масса КА, кг
1000
212
800
312
600
412
400
521
200
635
Данные по полетным перегрузкам для РН «Старт-1» представлены в
таблице 25.4.
Таблица 25.4
Полетные перегрузки для РН «Старт-1»
Участок полета
1. Подъем транспортно-пускового
контейнера и старт РН
2. Работа двигательной
установки первой ступени РН
3. Работа двигательной
установки второй ступени РН
4. Работа двигательной
установки третьей ступени РН
5. Работа газореактивной
Перегрузки (масса КА - 240 кг)
Пх
2,8
5,15
6,5
6,5
0
Пу, Hz
2,0
0,7
0,6
0,4
До 0,01
210

Участок полета
системы ориентации РН
6. Работа двигательной
установки четвертой ступени РН
7. Работа двигательной
установки доводочной ступени РН
Перегрузки (масса КА - 240 кг)
Пх
9,0
0,1
Пу, nz
0,5
0,03
Данные по полетным перегрузкам для РН «Старт» представлены в
таблице 25.5.
Таблица 25.5
Полетные перегрузки для РН «Старт»
Участок полета
1. Подъем транспортно-пускового
контейнера и старт РН
2. Работа двигательной установки
первой ступени РН
3. Работа двигательной установки
второй ступени РН
3. Работа двигательной установки
третьей ступени РН
4. Работа двигательной установки
четвертой ступени РН
5. Работа газореактивной
системы ориентации РН
6. Работа двигательной установки
пятой ступени РН
7. Работа двигательной установки
доводочной ступени РН
Перегрузки
Пх
2,3
3,3
4,4
6,4
6,3
0
8,0
0,05
Пу, Пг
2,0
0,5
0,5
0,3
0,15
До 0,01
0,1
0,01
Ракетно-космические комплексы семейства «Старт» являются первыми
подвижными комплексами. В состав этих комплексов помимо РН входят
оборудование для транспортирования РН и элементов комплекса, а также пусковое
и технологическое оборудование для обеспечения работ по стыковке К А с РН,
предстартовой подготовки и пуска РН.
Для проведения работ с малогабаритными КА при подготовке их к пуску
с космодрома Свободный выделено специальное сооружение - техническая
позиция КА, где может проводиться подготовка к пуску КА, требующих высокого
211

класса чистоты. НТЦ «Комплекс» располагает в этом сооружении «чистой
комнатой» с возможностью обеспечения класса чистоты от 100000 до 10000 по
Федеральному стандарту США FED STD 209E.
В отличие от созданных ранее легких РН ракеты-носители семейства
«Старт» не используют токсичных и агрессивных компонентов топлива.
Это исключает свойственное жидкостным носителям систематическое
загрязнение местности остатками несимметричного диметилгидразина (гептила) и
азотной кислоты.
Эффективность основных технических решений и проектные
характеристики РН «Старт-1» подтверждены ее первым
демонстрационно-испытательным запуском с разработанным НТЦ «Комплекс-МИТ»
экспериментальным К А (ЭКА-1) 25 марта 1993 г. с космодрома Плесецк.
В ходе экспериментального пуска с того же космодрома пятиступенчатой
РН «Старт» 28 марта 1995 г., несмотря на неудачу с выводом на орбиту К А,
были успешно отработаны новые основные элементы данной РН, в первую
очередь, двигательная установка второй ступени РН.
Успешно прошли последующие два эксплуатационных пуска РН «Старт-
1» с российского космодрома Свободный, а именно:
• 4.03.1997 г. на заданную солнечно-синхронную орбиту был выведен
навигационно-связной космический аппарат «Зея», созданный НПО
прикладной механики (г. Красноярск);
• 24.12.1997 г. успешно проведен запуск на солнечно-синхронную
орбиту К А дистанционного зондирования Земли (США) Early Bird-1, выполненный
в рамках российско-американской коммерческой программы фирмы Earth
Watch (США) и НТЦ «Комплекс-МИТ».
Следует заметить, что, к сожалению, стоимость пятиступенчатой РН в
производстве не прямо пропорционально соответствует увеличению ее
энергетических возможностей по сравнению с четырехступенчатой РН «Старт-1».
Однако не этот фактор является решающим для заказчика запуска КА при
выборе РН.
Более существенно повлияла на этот выбор неудача с запуском РН
«Старт» в 1995 г. из-за ложного срабатывания системы аварийного выключения
четвертой ступени РН. Хотя все системы РН работали безупречно, запуск
закончился аномально. В связи с ограниченным объемом финансовых ресурсов в
тот период НТЦ «Комплекс-МИТи не смог изыскать возможность для ввода
пятиступенчатой РН «Старт» в коммерческую эксплуатацию.
Стоимость пуска РН «Старт-1» для иностранных заказчиков оценивается
в 8-10 млн. долл.
Точностные показатели РН «Старт-1» по результатам эксплуатационных
пусков представлены в таблице 25.6.
212

Таблица 25.6
Точностные показатели РН «Старт-1»
по результатам эксплуатационных пусков
Характеристики
Расчетные
параметры
(номинальные)
Допустимые
отклонения
(2,7а)
Фактические
отклонения
1.КА«Зея»
1.1. Средняя высота, км
1.2. Наклонение i, °
1.3. Период обращения, с
490,4
97,27
5647,8
±5
±0,05
±1,5
-1,4...+0,9
+0,01
-0,16
2. КА Early Bird-1
2.1. Средняя высота, км
2.2. Наклонение i, °
2.3. Период обращения, с
479,2
97,30
5642,7
±5
±0,05
±2,5
+0,1
+0,006
0,0
При осуществлении запусков был подтвержден высокий уровень
точности выведения КА на заданную орбиту. Получены существенно меньшие
отклонения параметров орбиты от расчетных, чем заявленные в проекте.
РН семейства «Старт» были доведены до стадии коммерческой
эксплуатации и могли быть использованы в качестве средства запуска малогабаритных
КА как основной нагрузки с российских космодромов Плесецк и Свободный,
а также с территории страны-заказчика в силу мобильности
(транспортабельности) комплекса.
Высокая степень готовности к пуску РН семейства «Старт» делает
возможным их применение для оперативного восстановления группировки КА в
случае выхода из строя одного из КА космической системы.
Посредством РН семейства «Старт» можно осуществлять запуск малых
К А в качестве попутной нагрузки. Решение о возможности такого запуска
может быть принято после формирования технического облика и характеристик
этих КА на основании конкретных планов запусков этими РН основных
полезных нагрузок.
С одобрения Правительства Российской Федерации создана компания
«Пусковые услуги» с участием РКА и НТЦ «Комплекс-МИТ». Распоряжением
Правительства Российской Федерации № 838-р от 24 июля 1998 г. на компанию
«Пусковые услуги» было возложено проведение работ по объединению усилий
для продвижения на международном рынке пусковых услуг с использованием
РН семейства «Старт» (и РН «Космос-ЗМ») по запуску малогабаритных КА
мирного назначения, в том числе в качестве попутных нагрузок при запуске
космических аппаратов по Федеральной космической программе России и в ин-
213

тересах Министерства обороны России. Компания также должна была
привлекать инвестиции для развития предприятий ракетно-космической отрасли -
участников проекта по запуску.
В дальнейшем были заключены контракты с зарубежными заказчиками,
на основании которых предусматривались запуски КА с космодрома
Свободный в 2000-2003 гг.
Российский космодром Свободный расположен в 200 км от г.
Благовещенска, в районе впадения рек Ора и Большая Пера в реку Зея, в точке с
примерными координатами 51°с. ш. и 128° в. д. Основные объекты космодрома
были расположены на жилой и служебной территории расформированной
27-й дивизии РВСН.
. Общая площадь космодрома - около 780 км2. Жилая зона включает два
городка - Свободный-18 (площадка 10 - штаб части, офицерское собрание,
кафе, жилые дома офицеров и др.) и Свободный-20 (территория проживания
солдат срочной службы), ранее объединяемых при почтовой переписке названием
«поселок Углегорск».
После сокращения ракет PC-18 на космодроме были сохранены пять
ШПУ (площадка 78 недалеко от технического комплекса и площадки
74,71,75,79 - на левом берегу р. Оры) для последующего переоборудования в
стартовые позиции РН «Стрела).
К особенностям космодрома Свободный следует отнести в первую
очередь то, что объекты инфраструктуры, используемые для подготовки и
осуществления запусков РН семейства «Старт», принадлежат Министерству обороны
РФ, но полностью оплачиваются за счет средств ЗАО «Пусковые услуги» и
НТЦ «Комплекс-МИТ» в части затрат по их текущему содержанию, а также
модернизации и строительству новых объектов.
Инфраструктура космодрома, использованная для запусков РН «Старт-1»,
включала технический комплекс РН и КА, стартовый комплекс (стартовая
площадка и временный командный пункт), измерительную трассу, каналы
связи и передачи данных, шоссейные дороги и ж/д подъездные пути, складские и
вспомогательные помещения, а также жилой комплекс.
На рис. 25.4. показана транспортировка РН «Старт-1» к месту пуска.
Трасса орбитальных пусков РН «Старт-1» проходила над Зейским
водохранилищем, пересекала территорию Якутии и северную часть Красноярского
моря, шла над Карским морем, оставляя справа Северную Землю, а слева -
Землю Франца-Иосифа. Первая ступень РН падала примерно в 190 км от места
старта, на территории Амурской области, вторая ступень РН падала в 1100 км
(в Якутии), третья - в Северный Ледовитый океан в районе о. Шпицберген,
четвертая же ступень РН выходила на орбиту. Пристартовый измерительный
214

комплекс обеспечивает траекторное сопровождение РН в течение первых
восьми минут полета. Время работы частично перекрывалось выносным
измерительным пунктом, расположенным в районе поселка Магдагачи [177].
Рис. 25.4. РН«Старт-1» [181]
Эта инфраструктура создана специально для запусков КА с помощью РН
«Старт-1» путем реконструкции существовавших объектов ракетной дивизии,
ранее здесь базировавшейся.
Реконструкция проводилась в два этапа. На первом этапе (1997 г.) на
площадке 5 была оборудована стартовая площадка для размещения подвижного
пускового агрегата с РН и технологического оборудования для подготовки и
осуществления запуска; путем коренной реконструкции одного из имеющихся
монтажно-испытательных корпусов был развернут технический комплекс КА,
имеющий два рабочих зала: основной - для работ с КА и головным блоком, и
вспомогательный - для разгрузки и размещения оборудования, а также
офисные и вспомогательные помещения.
С целью обеспечения привлекательности космодрома для иностранных и
российских заказчиков и доведения его инфраструктуры до мирового уровня в
отношении рабочих мест, системы связи и передачи данных, бытовых условий
пребывания специалистов, ЗАО «Пусковые услуги» провело в 2000 г. второй
этап реконструкции инфраструктуры.
При этом:
• на техническом комплексе КА (сооружение 2 площадки 5) было
оборудовано чистое производственное помещение для автономных работ с КА),
обеспечивающее класс чистоты 10000 по Федеральному стандарту США № 209Е;
215

• для работ, связанных с заправкой КА гидразином, был создан
заправочный комплекс - пристройка к техническому комплексу КА, которая
включает: второе чистое производственное помещение для работ с КА на этапе
заправки (класс чистоты от 10000 до 100000), химлабораторию для снятия проб
гидразина, помещение для хранения гидразина, подготовки оборудования для
заправки и проведения работ с оборудованием после завершения заправки,
помещения для управления процессом заправки, систему автоматизированного
контроля газовой среды с аварийной световой и звуковой сигнализацией и
отображением текущей информации на мониторе;
• была создана система кондиционирования и фильтрации воздуха для
обеспечения заданного температурно-влажностного режима в чистых
производственных помещениях технического комплекса КА с автоматическим
управлением параметрами среды, контролем состояния и обеспечением
отображения информации о температуре и влажности, а также аэрозольной
запыленности на мониторах в комнате управления российского персонала и
менеджеров по КА;
• была установлена система видеонаблюдения за обоими чистыми
производственными помещениями;
• была создана азотная система охлаждения для обеспечения заданной
среды вокруг КА и охлаждения батареи КА (при необходимости), а также
оборудованы локальные вычислительные сети для контроля параметров среды
вокруг КА на мобильном посту измерения при подготовке КА на всех этапах - на
технических комплексах КА, РН и на стартовом комплексе; информацию о
параметрах среды отображают мониторы поста измерения и менеджера по КА;
• система энергоснабжения площадки 5 была усовершенствована путем
ввода системы гарантированного электроснабжения на всех стадиях
подготовки КА;
• была проведена дальнейшая модернизация ранее оборудованной
системы транковой связи для обеспечения местной и
междугородней/международной связи в ходе проведения пусковой кампании;
• была осуществлена коренная перестройка гостиницы для проживания
иностранных и российских специалистов на территории жилой зоны
космодрома (площадка 10).
После завершения второго этапа реконструкции были осуществлены еще
два запуска: израильского видового КА EROS-А1 (декабрь 2000 г.) и шведского
научно-исследовательского КА Odin (февраль 2001 г.).
Точностные показатели РН «Старт-1» по результатам запусков
КА EROS-A1 и КА ODIN представлены в таблице 25.7.
216

Таблица 25.7
Точностные показатели РН «Старт-1»
по результатам запусков КА EROS-A1 и КА ODIN
Наименование
1. Страна - владелец КА
2 Дата запуска КА
3. Средство выведения КА
4. Масса К А, кг
5. Космодром запуска КА
6, Назначение КА
7. Средняя расчетная высота
орбиты, км
8. Фактическое отклонение
высоты орбиты, км
9. Расчетное наклонение
орбиты, град.
10. Фактическое отклонение
наклонения орбиты, град.
KAEROS-A1
Израиль
5.12.2000 г.
РН «Старт-1»
247
Свободный
ДЗЗ
493,9+5
-0,1
97,33±О,О5
-0,001
KAODIN
Швеция
20.02.2001 г.
РН «Старт-1»
240
Свободный
Научный
611,5±5
-0,5
97,83±0,05
+0,01
В связи с очень высокой точностью выведения первого КА EROS-A1
израильская компания ImageSat International даже приняла решение об отказе от
производства второго К А типа EROS A [179].
В 2001 году ЗАО «Пусковые услуги» работало над заключением
контракта на осуществление в 2002 году демонстрационных пусков РН семейства
«Старт» с австралийского космодрома Вумера совместно с компанией Space
Lift [178]. Эти работы проводились на базе технико-экономического
обоснования, подготовленного НТЦ «Комплекс-МИТ». Проект остался
нереализованным.
В 2005 г. ЗАО «Пусковые услуги» совместно с Роскосмосом проводило
переговоры с Итальянским космическим агентством ISA о возможности
запусков РН «Старт-1» с принадлежащей Италии плавучей пусковой платформы
Сан-Марко, находящейся у побережья Кении [180].
Итальянский плавучий космодром Сан-Марко расположен в
экваториальной зоне всего в 2° от экватора. Такое географическое положение позволяет
использовать силу вращения Земли для увеличения массы полезного груза,
выводимой РН. Космодром включает две переоборудованные нефтяные платформы
и два судна поддержки.
ЗАО «Пусковые услуги» было готово при соответствующем
финансировании модернизировать платформу и адаптировать РН «Старт-1» для запусков с
Сан-Марко. Этот проект также остался нереализованным.
217

Последний пуск РН «Старт-1» был выполнен 25.04.2006 г. [181], когда на
орбиту был выведен КА EROS-B. Запуск КА EROS-C был намечен на 2008 г.
[182] в соответствии с первоначальным контрактом на восемь КА между
компанией ImageSat и ЗАО «Пусковые услуги».
Всего, начиная с 1993 г., было осуществлено пять пусков
четырехступенчатой РН «Старт-1» и один - пятиступенчатой РН «Старт». Обе РН были
разработаны ЗАО «НТЦ «Комплекс-МИТ» на базе серийного мобильного комплекса
с трехступенчатой МБР РТ-2ПМ «Тополь» (15Ж58, РС-12М, SS-25). При
создании РН была также использована технология БРСД «Пионер УТТХ» (15Ж53,
РСД-10, SS-20). РН предназначены, прежде всего, для вывода КА на солнечно-
синхронные орбиты. Расчетная надежность РН равна 0,98 и определяется более
чем 400 успешными пусками ракет «Пионер» и «Тополь», в том числе 72
пусками БРСД «Пионер» с целью их уничтожения.
В таблице 25.8 представлены данные о запусках РН семейства «Старт».
Таблица 25.8
Запуски РН семейства «Старт»
Дата
1.25.03.1993 г.
2.28.03.1995 г.
3.04.03.1997 г.
4.24.12.1997 г.
5.05.12.2000 г.
6.20.02.2001 г.
7. 25.04.2006 г.
Космодром
Плесецк
Плесецк
Свободный
Свободный
Свободный
Свободный
Свободный
Космический
аппарат
ЭКА-1
ЭКА-2,
Techsat 1A,
Unamsat
«Зея-1»
Eariy Bird
Eros A1
Odin
Eros В
Результат
Испытание РН с габаритно-
весовым макетом полезного
груза
Неудачная попытка запуска
трех КА - ГВМ,
технологического (Израиль) и связного
(AMSAT)
Первый пуск РН с нового
космодрома с
экспериментальный КА связи (Россия)
Запуск КА ДЗЗ, компании
Earth Watch (США)
Запуск КА ДЗЗ, компании
ImagSat (Израиль)
Запуск научного КА,
принадлежащего Шведской
космической корпорации
Запуск КА ДЗЗ, компании
ImagSat (Израиль)
Запуск РН производится с перевозимого агрегата (доработанное транс-
портно-пусковое устройство МБР «Тополь»), на котором в горизонтальном
состоянии размещен контейнер с РН. Примерно за 1,5 мин до намеченного вре-
218

мени запуска контейнер принимает вертикальное положение. Затем
производится минометный выброс РН из контейнера. Когда РН достигает высоты 30 м,
включаются РДТТ первой ступени РН.
Характерная особенность РН - логика автоматики, предусматривающая
возможность не только регулирования вектора тяги двигателей всех ступеней
РНЭ но и компенсацию недобора тяги или времени работы ступеней РН путем
изменения продолжительности баллистических пауз [183].
Сравнительно небольшие габариты РН, простота эксплуатации,
мобильность и способность находиться в высокой степени готовности к пуску
практически неограниченное время - несомненные достоинства семейства РН «Старт».
РН изготавливает кооперация числом более ста предприятий, наиболее
крупными из которых являются ГПО «Воткинский завод» (г. Воткинск,
Удмуртия), НПЦ АП (Москва), ФЦЦТ «Союз» (г. Люберцы), ЦНИИАГ
(Москва), ЦКБ «Титан» (г. Волгоград), ЦНИИСМ (г. Хотьково), ГОКБ
«Прожектор» (Москва) и др.
В настоящее время перспективы использования РН «Старт» и РН
«Старт-1» весьма неоптимистичные, в том числе, и с учетом закрытия
космодрома Свободный и последующего создания (частично на его базе) космодрома
Восточный.
219

26. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «СТРЕЛА»
5 декабря 2003 г. из шахтной пусковой установки площадки № 175/2
5 Государственного испытательного космодрома Байконур был выполнен пуск
РН 14А036 «Стрела», в ходе которого на околоземную орбиту выведен
массово-инерционный макет КА массой 978 кг.
Первые две ступени РН вывели на баллистическую траекторию связку аг-
регатно-приборного блока с отсеком измерительной аппаратуры и макетом КА.
Затем агрегатно-приборный блок обеспечил переход на целевую орбиту, где
было произведено отделение полезного груза, после чего связка в составе агре-
гатно-приборного блока и отсека измерительной аппаратуры совершила маневр
увода на более низкую орбиту,
Это был первый пуск РН «Стрела» и одновременно очередной, 155-й пуск
МБР PC-18, являющейся «базовой» для РН данного типа.
В ходе подготовки и проведения пуска были выполнены задачи
подтверждения (продления) сроков эксплуатации МБР PC-18, а также получены
опытные данные по динамическим, тепловым, акустическим нагрузкам,
действующим на РН и КА, подтверждена правильность основных проектно-конструк-
торских решений по переоборудованию МБР PC-18 в РН «Стрела».
РН «Стрела» создана на базе МБР УР-100Н УТТХ, разработанной во
второй половине 70 годов прошлого века в ФГУП «НПО машиностроения» и его
филиале №1 (ныне КБ «Салют») и принятой на вооружение в 1979 г. Ракетные
комплексы с данной МБР в настоящее время продолжают нести боевое
дежурство, являясь одним из наиболее грозных и эффективных средств ядерного
сдерживания.
Элементы РН «Стрела» показаны на рис. 26.1.
Рис.26.1. Элементы РН «Стрела» [249]
220

В начале 1990-х годов НПО машиностроения во исполнение
постановления Правительства РФ от 22.10.1992 г. «О рациональном использовании для
народного хозяйства ракетных комплексов, подлежащих ликвидации в
соответствии с сокращением и ограничением СНВ» провело технико-экономический
анализ возможности и эффективности ликвидации выводимых из боевого
состава МБР методом пуска. На этом этапе определилась концепция создания
космического ракетного комплекса «Стрела». В ее основе - максимальная
преемственность в отношении базового комплекса.
Несмотря на то, что создание КРК «Стрела» было признано задачей
государственной важности и после выхода постановления Правительства работы
были включены в Федеральную космическую программу России, денег в
федеральном бюджете на эти работы найдено не было. НПОмаш приняло на себя
обязательство изыскать внебюджетные средства для реализации проекта.
В этих непростых условиях совместно с предприятиями кооперации был
завершен первый значимый этап создания КРК - отработка РН «Стрела» с
проведением пуска с космодрома Байконур.
РН 14А036 «Стрела» предназначена для выведения полезного груза
массой до 2000 кг на околоземные орбиты или в верхние слои атмосферы.
Энергетические характеристики РН «Стрела» представлены на рис. 26.2.
500 1000 1500
Высота круговой орбиты
Рис.26.2. Энергетические характеристики РН «Стрела»
221

РН «Стрела» выполнена по тандемной схеме с поперечным делением
ступеней РН, имеет стартовую массу до 105 т, максимальную длину 28,27 м и
диаметр 2,5 м [248].
РН «Стрела» состоит из блока ускорителей (первые две ступени
МБР PC-18), агрегатно-приборного блока 14С425 и космической головной
части (сборочно-защитного блока с установлением в нем КА).
На всех этапах эксплуатации РН «Стрела» находится в транспортно-
пусковом контейнере.
На рис. 26.3 представлен общий вид РН «Стрела».
Рис. 26.3. РН «Стрела»
222

Найденные технические решения позволили использовать в качестве
разгонного блока (фактически третьей ступени РН) агрегатно-приборный блок от
МБР PC-18 со штатной системой управления и минимальными доработками,
в основном в части переделки двигательной установки с «тянущей» схемы на
«толкающую».
Единственный абсолютно новый элемент РН - это отсек измерительной
аппаратуры, входящий в состав сборочно-защитного блока. В отсеке
размещены системы телеметрических и внешнетраекторных измерений,
дополнительные бортовые источники питания и двигательные установки стабилизации.
Отсек измерительной аппаратуры управляется штатной системой управления.
Таким образом, агрегатно-приборный блок и отсек измерительной аппаратуры
совмесгно образуют полноценный разгонный блок, формирующий
окончательную траекторию полезного груза.
РН «Стрела» может оснащаться одним из двух типов сборочно-защитного
блока, отличающихся головным обтекателем, установленным на отсеке
измерительной аппаратуры: штатным от МБР PC-18 (СЗБ-1) или экспериментальным
(СЗБ-2). Оба головных обтекателя прошли полный цикл наземной и летной
отработки. В единственном проведенном пуске РН «Стрела» была
укомплектована СЗБ-2.
Реализация такого подхода позволяет распространить на РН высокие
достигнутые показатели надежности базовой МБР - 152 успешных пуска из
155 проведенных, а также свести к минимуму технические риски, что делает
проект «Стрела» экономически привлекательным.
Для переоборудования в РН «Стрела» использовалась материальная часть
МБР, планово выведенных из боевого состава Татищевской дивизии РВСН в
2002 г.
Подготовка к пуску на космодроме Байконур производилась с
использованием стендового и подвижного технологического оборудования комплекса
МБР PC-18.
Порядок подготовки РН к стыковке с космической головной частью
соответствовал технологии подготовки МБР PC-18. Штатные подвижные агрегаты и
наземное технологическое оборудование использовалось как для
транспортировки на стартовую позицию, так и для загрузки в шахтную пусковую
установку составных частей РН: блока ускорителей первой и второй ступеней РН,
установленного в транспортно-пусковой контейнер, надставки транспортно-
пускового контейнера, агрегатно-приборного блока 14С425. Последний
заправлялся компонентами ракетного топлива на заправочной станции космодрома
Байконур.
При электроиспытаниях РН с эквивалентом космической головной части
использовались системы шахтной пусковой установки и комплект приборов
МБР PC-18.
223

Подготовка космической головной части проводилась в монтажно-
испытательном корпусе площадки 2а космодрома Байконур.
Составные части космической головной части (отсек измерительной
аппаратуры, массово-инерционный макет КА, головной обтекатель),
установленные в контейнерах, были доставлены на космодром Байконур из НПОмаш по
железной дороге.
Сборка космической головной части проводилась на монтажном стенде в
следующей последовательности:
• установка отсека измерительной аппаратуры (баки и баллоны высокого
давления двигательной установки отсека предварительно заправляются
компонентами топлива и азотом на заправочной станции 11Г12);
• пристыковка массово-инерционного макета КА к адаптеру;
• установка головного обтекателя.
На рис. 26.4 показана установка макета КА на отсек измерительной
аппаратуры РН «Стрела».
Рис. 26.4. Установка макета КА
на отсек измерительной аппаратуры РН «Стрела»
На рис. 26.5 показан отсек измерительной аппаратуры РН «Стрела» с КА
на кантователе.
224

Рис. 26.5. Отсек измерительной аппаратуры с КА на кантователе
После сборки космической головной части проводились
электроиспытания бортовых систем с записью на телеметрию.
Космическая головная часть транспортировалась на стартовую позицию и
загружалась в шахтную пусковую установку для стыковки с РН на
приспособленном для этих целей транспортно-установочном агрегате, который
используется для транспортирования и стыковки надставки транспортно-пускового
контейнера МБР РС-18.
На рис. 26.6 показана транспортировка РН «Стрела» (в транспортно-
пусковом контейнере) на стартовую позицию.
Рис. 26.6. Транспортировка РН «Стрела»
(в транспортно-пусковом контейнере) на стартовую позицию
На рис. 26.7 показана верти кализация РН «Стрела» на стартовой позиции.
225

Рис. 26.7. Вертикалнзация РН «Стрела» на стартовой позиции
На рис. 26.8 показана установка РН «Стрела» в шахтную пусковую
установку.
Рис. 26.8. Установка РН «Стрела» в шахтную пусковую установку
На рис. 26.9 показана установка космической головной части РН
«Стрела» в шахтную пусковую установку.
226

Рис. 26.9. Установка космической головной части РН «Стрела»
в шахтную пусковую установку
Температурный режим космической головной части в процессе
транспортирования на стартовую позицию обеспечивался термочехлом.
После стыковки космической головной части и РН проводились их
электроиспытания с записью на телеметрию. При этом шахтная пусковая установка
была доукомплектована несколькими кабелями и приборами наземной системы
управления.
Заправка баков РН «Стрела» проводилась по штатной технологии МБР
РС-18.
На рис. 26.10 показана заправка РН «Стрела».
Рис. 26.10. Заправка РН «Стрела»
227

Температурный режим космической головной части с момента установки
ее на РН до двухчасовой готовности обеспечивали установленное над
оголовком шахтной пусковой установки технологическое защитное устройство, также
нагретый воздух, подаваемый в защитный колпак, установленный на транс-
портно-пусковом контейнере.
РН «Стрела» на старте показана на рис. 26.11.
Рис. 26.11. РН «Стрела» на старте
5 декабря 2003 был осуществлен первый пуск РН «Стрела».
РН «Стрела» позволяет выводить полезный груз на околоземные орбиты
с высотой до 2000 км.
При эксплуатации с космодрома Свободный могли быть реализованы
наклонения орбит в диапазонах 51-62° и 90-104°.
При пусках с космодрома Байконур из-за ограничений по полям падения
возможно выведение на орбиты с наклонением, близким к 62°. Изменения в
пределах нескольких градусов возможны за счет бокового маневра РН на
траектории выведения и существенно зависят от высоты орбиты и массы
полезного груза.
В зависимости от высоты целевой орбиты для РН «Стрела» приняты две
схемы выведения, позволяющие наиболее полно реализовывать энергетические
возможности РН.
На низкие орбиты (высота 200-250 км) КА выводится по непрерывной
схеме: двигательная установка агрегатно-приборного блока включается сразу
после отделения ускорителя второй ступени РН.
При выведении на более высокие орбиты после отделения ускорителя
второй ступени РН агрегатно-приборный блок и космическая головная часть
находятся в пассивном полете; их стабилизация осуществляется за счет
двигательной установки отсека измерительной аппаратуры. По достижении апогея
переходной орбиты производится включение двигательной установки агрегат-
228

но-приборного блока и осуществляется доразгон до орбитальной скорости,
после чего КА отделяется, а агрегатно-приборный блок с остатками космической
головной части уводится с помощью двигательной установки отсека
измерительной аппаратуры.
При пуске 5 декабря 2003 г. выведение происходило с использованием
второй схемы.
Выведение макета К А производилось с использованием согласованной
трассы пуска и соответствующих ей районов падения отделяющихся частей РН:
для фрагментов ускорителя первой ступени РН - РП № 213 (на границе Омской
и Павлодарской областей) и для створок головного обтекателя - РП № 366
(Новосибирская область).
Выбранные программы управления и азимут прицеливания на участке
работы первой ступени РН обеспечивали совпадение центра эллипса
рассеивания фрагментов ускорителя с согласованной точкой РП № 213. При этом
рабочие запасы топлива ступени РН вырабатывались практически полностью. После
разделения ступеней РН на участке полета второй ступени РН произведен
разворот РН по углу курса, обеспечивающий падение створок головного
обтекателя в заданный РП № 366. После сброса головного обтекателя производится
второй разворот РН по углу курса для обеспечения заданного наклонения орбиты.
Момент выключения маршевого двигателя второй ступени РН подбирался из
условия обеспечения видимости участка доразгона и отделения макета КА с
измерительных пунктов РФ.
Фрагменты ускорителя второй ступени РН упали в район акватории
Тихого океана, согласованный с Росавиакосмосом и Главным штабом ВМФ.
После отделения макета КА связка в составе отсека измерительной
аппаратуры и агрегатно-приборного блока выполнила маневр увода на расстояние,
величина которого определялась объемом остатков топлива в двигательной
установке отсека измерительной аппаратуры.
Система управления отключилась на 3595-й секунде полета, подтвердив
работоспособность системы на время, эквивалентное выведению КА на орбиту
с высотой 2000 км. На 5690-й сек полета, после входа связки в составе отсека
измерительной аппаратуры и агрегатно-приборного блока на втором витке в
зону видимости измерительных пунктов РФ, телеметрические передатчики
отсека измерительной аппаратуры включились вновь и произвели повторный
сброс информации, относящейся к моменту отделения макета КА.
Устойчивое функционирование всех элементов РН на участке выведения,
а также высокая сходимость расчетных и фактически полученных параметров
орбиты позволила сделать вывод об успешности проведенного первого пуска
РН «Стрела».
В настоящее время основной задачей для РН «Стрела» определено
выведение КА в интересах Минобороны РФ. Состоявшийся запуск является демон-
229

страционным с точки зрения дальнейшего коммерческого использования РН,
чему способствует высокий уровень эксплуатационной готовности средств
космодрома Байконур.
Сроки реализации проекта «Стрела» и возможное время использования
РН «Стрела» обусловлены сроками эксплуатации МБР PC-18. Однако
имеющийся боезапас МБР, сроки их эксплуатации, существующие планы снятия с
боевого дежурства и разработанные методики хранения выведенных из боевого
состава РВСН ракет позволяют рассчитывать на принципиальную возможность
проведения 6-10 пусков в год и эксплуатацию КРК «Стрела» в течение не
одного десятка лет.
Анализ рынка пусковых услуг, проведенный специалистами НПОмаш,
показывает, что заказчиками пусков РН «Стрела» могут являться владельцы
малых КА, предназначенных для работы на низких геоцентрических орбитах.
Ближайшими конкурентами РН «Стрела» в данном сегменте рынка
пусковых услуг; выступают РН легкого и среднего класса и, прежде всего,
отечественные РН «Рокот», «Днепр», «Космос-ЗМ», с ценами коммерческих пусков до
15 млн. долл.
Зарубежные РН аналогичного класса могут решить подобные задачи за
25 млн. долл.
С точки зрения затрат на проведение пуска и обеспечение
конкурентоспособности, НПОмаш планировало установить цены для коммерческого
запуска РН «Стрела» на уровне 8,5 млн. долл.
РН «Стрела» планировалось пускать с космодромов Свободный и
Байконур.
РН «Стрела» на космодроме Байконур показана на рис. 26.12.
Рис. 26.12. РН «Стрела» на космодроме Байконур
230

С космодрома Свободный могли выполняться пуски РН «Стрела» для
выведения К А на орбиты с наклонением в диапазонах от 51 град, до 63 град, и от
90 град, до 98 град., включая солнечно-синхронные орбиты. Однако, в
настоящее время принято решение о закрытии космодрома Свободный и о создании
на его базе космодрома Восточный.
В настоящее время корпорация «НПО машиностроение» не
отказывается от планов использования РН «Стрела». РН планируют использовать, в
частности, для запусков КА системы дистанционного зондирования Земли
«Кондор-Э».
Причины, по которым РН «Стрела» пока регулярно не летает, связаны с
тем, что ее готовили для запусков с космодромов Байконур и Свободный.
Свободный закрыли, остался Байконур. Кроме того, сейчас не самое лучшее время
для запусков - сократился спрос на пусковые услуги [250].
231

27. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «ЦИКЛОН»
27.1. Ракета-носитель «Циклон-2»
Ракета-носитель «Циклон-2» была разработана в ОКБ-586 (ныне - ГКБ
«Южное»), г. Днепропетровск, Украина, под руководством М.К. Янгеля на базе
орбитального варианта тяжелой ракеты Р-36.
Ракеты Р-36 и Р-36-0 послужили основой для создания космических РН
для запуска КА военного назначения. Эскизное проектирование РН,
получивших впоследствии названия «Циклон» (по терминологии КБ «Южное» -
«Циклон-2А») и «Циклон-2», началось в марте 1966 г.
При создании ракетно-космического комплекса «Циклон» были внедрены
новые подходы к организации работ по подготовке к пуску РН (концепция
«безлюдного» старта). Совместно с разработчиком стартового комплекса -
КБ транспортного машиностроения - днепропетровским конструкторам
удалось полностью автоматизировать процесс подготовки и пуска этой РН.
С августа 1969 г. начались пуски РН 11К69, получившей впоследствии
название «Циклон-2». Для этой РН был создан автоматизированный стартовый
комплекс.
Двухступенчатая РН «Циклон-2» выполнена по последовательной («тан-
демной») схеме.
Двигательная установка первой ступени РН «Циклон-2» содержит шести-
камерный основной двигатель РД-261 (три связки двухкамерных ЖРД) и четы-
рехкамерный рулевой двигатель РД-855 [448].
Двигательная установка второй ступени РН «Циклон-2» содержит
двухкамерный основной двигатель РД-262 и четырехкамерный рулевой двигатель
РД-856.
Основные двигатели обеих ступеней РН «Циклон-2» разработаны НПО
«Энергомаш», рулевые двигатели разработаны КБ «Южное».
Производство РН «Циклон-2» осуществляется в НПО «Южное»
(«Южный машиностроительный завод», г. Днепропетровск, Украина) в кооперации с
российскими предприятиями.
Двухступенчатая РН «Циклон-2» имеет стартовую массу 179 т, диаметр
3 м и длину 34.5 м. Максимальная масса полезной нагрузки, выводимой РН
«Циклон-2» на стандартную орбиту высотой 200 км, составляет 3,2 т. [462].
Общий вид РН «Циклон-2» представлен на рис. 27.1.
232

. 27.7. Общий вид РН «Циклон-2»
233

В процессе подготовки РН и КА к пуску все ручные операции были
переведены на техническую позицию. В качестве средства автоматизации
предстартовой подготовки на пусковой установке был создан специальный транспортно-
установочный агрегат. На технической позиции полностью собранная РН с
пристыкованным К А перегружалась на транспортно-установочный агрегат.
С помощью регламентной аппаратуры технической позиции проводились
комплексные испытания бортовых систем совместно с транспортно-установочным
агрегатом [164].
Дистанционное автоматическое управление, которым оснащались все
системы комплекса, в т.ч. тепловоз, доставляющий РН на пусковую установку,
исключало присутствие боевого расчета на стартовой площадке в момент
подготовки и проведения пуска.
Стартовая схема комплекса была выполнена так, что все детали разового
действия, выходящие из строя во время пуска, располагались на опорном
кольце транспортно-установочного агрегата. Для подготовки РН к следующему
пуску агрегат снимался с пусковой установки и направлялся в техническую
зону для нейтрализации заправочных коммуникаций и замены деталей разового
действия. После этих операций пусковая установка полностью готова к
следующему пуску.
В 1998 г. на космодроме Байконур была расформирована часть,
осуществлявшая запуски двухступенчатой РН «Циклон-2».
По состоянию на 2001 год в запасах (включая некоторый задел на «Юж-
машзаводе») остается пять двухступенчатых РН «Циклон-2» [146].
С 1969 г. с Байконура было запущено 104 РН «Циклон-2». Все запуски
прошли успешно [160].
На рис. 27.2 показан вывоз ракеты-носителя «Циклон-2» с космическим
аппаратом «Космос» из монтажно-испытательного корпуса [360].
Рис. 27.2. Вывоз ракеты-носителя «Циклон-2» с космическим аппаратом «Космос»
из монтаэюно-испытательного корпуса [360]
234

В течение последних 10 лет с этого стартового комплекса производились
запуски КА только в интересах Военно-морского флота России. Поскольку
стартовый комплекс не использовался длительное время, на нем предстояло
выполнить значительный объем работ по инвентаризации оборудования, замене
загарантийных систем или продлению их ресурса [157].
РН «Циклон-2» на стартовой позиции показана на рис. 27.3.
Рис. 27.3. РН «Циклон-2» на стартовой позиции [509]
Сотрудники КБ транспортного машиностроения выполнили работы по
проверкам оборудования площадки № 90, составлению документации на
проведение ремонтных работ и планированию пускового графика.
По состоянию на февраль 2011 года последний пуск РН «Циклон-2»
(11К69) с КА военного назначения («Космос-2421») был выполнен 5.07.2006 г.
с пусковой установки № 20 площадки № 90 космодрома Байконур [359].
235

27.2. Проект ракеты-носителя «Циклон-2К»
В августе 2001 г. на космодроме Байконур проходила работа
рекогносцировочной комиссии по программе «Циклон-К» («Циклон коммерческий»).
В составе комиссии работали специалисты Росавиакосмоса, Федерального
космического центра «Байконур» и Конструкторского бюро транспортного
машиностроения. Комиссии изучала состояние наземной инфраструктуры
космодрома в плане возможностей запуска с площадки № 90 космодрома РН «Циклон-
2», которую для коммерческих программ планировалось оснастить
дополнительной третьей ступенью РН [147].
В качестве третьей ступени модернизированной РН «Циклон-2»
планировалось использовать разгонный блок АДУ-600 разработки ГРЦ «КБ имени
академика В.П. Макеева» [162].
Циклограмму пуска РН планировалось переделать с тем, чтобы сохранить
продольные перегрузки на уровне менее 7 единиц [153].
Коммерческая РН «Циклон-2» могла бы доставить 1800 кг на орбиту
высотой 750 км и наклонением 65°.
В мае 2002 г. российское ЗАО «Пусковые услуги» сообщало, что
планирует принять участие в модернизации РН «Циклон-2» разработки НПО
«Южное» (Днепропетровск, Украина) в роли координатора (заказчика) проекта
международной кооперации между российскими и украинскими промышленными
предприятиями. Новая РН «Циклон-2К» предусматривала удельную стоимость
запуска 8 тыс. долл./кг [155]. Первый пуск РН «Циклон-2К» намечался на
2005 г.
В проекте планировали участвовать Государственный ракетный центр
«КБ им. Макеева», КБ транспортного машиностроения, ОКБ «Вымпел», Центр
эксплуатации наземной космической инфраструктуры, украинские ГКБ
«Южное» и производственное объединение «Южмаш».
РН «Циклон-2К» имеет номинальную длину 39,952 м и традиционный
для серии РН «Циклон» диаметр первых двух ступеней РН - 3,0 м.
Первая ступень РН «Циклон-2К» состоит из баков окислителя и
горючего, приборного и хвостового отсеков, маршевого и рулевого двигателей и
переходного отсека. В приборном и хвостовом отсеках устанавливаются приборы
систем управления и измерений.
Топливные баки - цилиндрические емкости со сферическими днищами.
Внутри бака горючего проходит магистральный трубопровод окислителя,
заключенный в тоннельную трубу.
В хвостовом отсеке установлены маршевый шестикамерный и рулевой
четырехкамерный ЖРД первой ступени, а также тормозные РДТТ отделения
ступени. Конструктивно маршевый двигатель выполнен в виде пакета из трех
236

одинаковых двухкамерных двигательных блоков, собранных на общей раме.
ЖРД имеют турбонасосную подачу компонентов топлива.
Управление полетом первой ступени РН осуществляется поворотом
камер сгорания рулевого двигателя первой ступени в пределах ±41°.
Вторая ступень РН «Циклон-2К» состоит из переходного, топливного и
хвостового отсеков, маршевого и рулевого двигателей. В переходном и
хвостовом отсеках устанавливаются приборы систем управления и измерений.
Топливный отсек второй ступени РН «Циклон-2К» представляет собой
цельносварную цилиндрическую емкость со сферическими днищами, разделенную
промежуточным днищем две полости: на верхнюю - для окислителя и нижнюю
- для горючего.
Внутри бака горючего проходит магистральная труба окислителя. В
хвостовом отсеке второй ступени РН «Циклон-2К» установлены маршевый и
рулевой ЖРД второй ступени РН, а также РДТТ торможения второй ступени РН при
ее отделении от РБ.
Маршевый двигатель второй ступени РН «Циклон-2К» - двухкамерный
ЖРД; рулевой двигатель - четырехкамерный ЖРД. Оба двигателя имеют
турбонасосную подачу компонентов ракетного топлива.
Управление полетом второй ступени РН осуществляется поворотом
камер сгорания рулевого двигателя второй ступени в пределах ±30°.
Для установки на вторую ступень РН «Циклон-2К» разгонного блока и
пристыковки головного блока РН без доработки и отстыковки существующего
приборного отсека второй ступени РН (чтобы не нарушить целостность
электрических и пневмогидравлических коммуникаций) вводится переходной отсек
новой разработки.
Общий вид РН «Циклон-2К» представлен на рис. 27.4.
Корпус переходного отсека второй ступени РН «Циклон-2К» состоит из
двух отсеков клепаной конструкции (цилиндрической и конической формы),
выполненных из алюминиевых сплавов. Переходной отсек устанавливается на
кольцо опорных сегментов на верхнем стыковочном шпангоуте топливного
отсека второй ступени РН.
На верхний торец переходного отсека устанавливается ферма подвески
разгонного блока и крепится к нему при помощи пироболтов, обеспечивающих
отделение переходного отсека вместе со второй ступенью РН при разделении
ступеней РН. Головной блок крепится к ферме подвески разгонного блока при
помощи болтов и штырей.
Разгонный блок «АДУ-600» позволяет формировать высокие орбиты
одиночных КА и последовательное разведение группы аппаратов с высокой
точностью. Система двигателей малой тяги позволяет отделять КА с
минимальным газодинамическим воздействием, а также обеспечить увод блока с
орбиты.
237

Рис. 27.4. РН«Циклон-2К»
238

Разгонный блок включает в себя двигательную установку, приборный
отсек, бортовой измерительный комплекс и ферму для закрепления к РН.
Двигательная установка состоит из сферического бака, конического
корпуса и двадцати ЖРД малой тяги. Все двигатели с вытеснительной подачей
топлива (АТ-НДМГ) включаются многократно. Баки заправляются на заводе-
изготовителе и хранятся в ампулизированном виде. Двигательная установка
прошла автономную стендовую отработку и по ее результатам допущена к
летным испытаниям в составе РН.
Приборный отсек состоит из корпуса, бортовой автоматической системы
управления и обеспечивающих систем. Корпус - цилиндрический и состоит из
двух герметичных отсеков. В верхнем размещается трехстепенной гиростаби-
лизатор, в нижнем - аппаратура БАСУ. Обеспечивающие системы включают
элементы бортовой системы прицеливания, систему обеспечения тепловых
режимов, работающую до старта, испарительную систему охлаждения,
работающую в полете, систему газового питания, систему амортизации.
Бортовой измерительный комплекс разрабатывается на базе бортовой
радиотелеметрической системы «Скут», прибора спутниковой навигации ПСН
НАЛ (С-737) и аппаратуры, использовавшейся при отработке морских ракет.
Усилия для управления движением разгонного блока создаются:
- четырьмя маршевыми ЖРД;
- восемью ЖРД ориентации;
- восемью ЖРД крена-коррекции.
Головной обтекатель сбрасывается во время полета второй ступени РН.
Система управления первых двух ступеней новой РН, заимствованная
с исходной РН «Циклон-2», реализована на дублированной схеме с двумя
независимыми каналами, отказ любого из них позволяет решить задачу полета,
что обеспечивает высокую надежность системы. Управляющие команды
формируются по мажоритарной схеме «два из трех», что также повышает
надежность. Для проведения проверок бортовой аппаратуры системы
управления разработан комплект наземного проверочно-пускового
электрооборудования.
Энергетические возможности РН «Циклон-2К» со временем полета
третьей ступени РН не более 700 с представлены на рис. 27.5.
Энергетические возможности РН «Циклон-2К» со временем полета
третьей ступени РН не более 1400 с представлены на рис. 27.6.
Зависимость массы КА от длительности полета третьей ступени РН «Ци-
клон-2К» (конечная орбита - Нкр = 1000 км, i = 99,4°) представлена на рис. 27.7.
239

Рис. 27.5. Энергетические возможности РН «Циклон-2К»
со временем полета третьей ступени РН не более 700 с
400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 220
Высота круговой орбиты, км
Рис. 27. б. Энергетические возможности РН «Циклон-2К»
со временем полета третьей ступени РН не более 1400 с
240

Рис. 27.7. Зависимость массы КА от длительности полета третьей ступени РН
(конечная орбита - Икр - 1000 км, i = 99,4°)
На космодром разгонный блок доставляется ампулизированным, с
полностью заправленной двигательной установкой. Обеспечение чистоты и
комфортных условий эксплуатации КА на земле, при старте РН и в полете
осуществляется с помощью автономного головного блока. В конструкции этого блока
новым будет адаптер К А, а головной обтекатель заимствуется с РН «Циклон-3».
Адаптер головного блока имеет современные устройства стыковки и отделения
КА (безимпульсные устройства разработки ГКБ «Южное» или западных фирм).
К улучшению условий эксплуатации КА относится и частичное
уменьшение тяги маршевого двигателя в конце полета второй ступени РН для снижения
осевой перегрузки.
Применяемые системы заправки, прицеливания, телеметрических
измерений многократно опробованы в действии и обеспечивают надежное
функционирование РН и ракетного комплекса.
В части модернизации стартового и технического комплексов для РН
«Циклон-2К» работы проводит КБТМ.
Для запуска РН «Циклон-2К» предполагается использовать СК 11П869Э.
Последний был создан в 1967 г. с учетом повышенной готовности к
применению, высокой точности по моменту пуска, жестких ограничений времени на
проведение очередного пуска.
Большинство принятых на этом комплексе решений показало свою
эффективность и надежность и было впоследствии применено на других
стартовых комплексах, разработанных КБТМ, таких как «Циклон-3» (11П868, космо-
241

дром Плесецк) и «Зенит» (11П877, космодром Байконур). Автоматизация всех
основных и многих вспомогательных операций на этом комплексе по циклу
предстартовой подготовки и пуска составляет 100%, а в целом по работам на
стартовом комплексе - не менее 80%.
Скоростная заправка РН компонентами топлива, реализованная на
комплексе, производится методом вытеснения компонентов сжатыми газами из
рабочих емкостей и обеспечивает нужную производительность с высокой
надежностью.
В комплексе применена централизованная система управления всеми
технологическими операциями, позволяющая сосредоточить управление всем
циклом подготовки с одного рабочего места и обеспечить четкую
последовательность проведения операций, дистанционное управление ими, необходимые
блокировки и контроль.
Несмотря на малую частоту запусков и трудности с поставками
оборудования по кооперации, инфраструктура наземного комплекса РН «Циклон-2»
поддерживается в работоспособном состоянии.
После небольшой модернизации, заключающейся в обновлении и
ремонте оборудования, комплекс может быть использован для коммерческих пусков.
На рис. 27.8 показана трасса полета РН «Циклон-2К» при выведении на
орбиту i = 65°, Н = 1000 км.
А/с. 27.5. Трасса полета РН «Циклон-2К»
при выведении на орбиту i=65°, H=IOOO км
На рис. 27.9 показана трасса полета РН «Циклон-2К» при выведении на
солнечно-синхронную орбиту i = 99.4°, Н = 1000 км.
242

Рг/с. 27.Р. Трасса полета РН «Циклон-2К»
при выведении на солнечно-синхронную орбиту i = 99.4°, Н = 1000 км
Для работы с РН «Циклон-2К» необходимости в коренной перестройке
комплекса нет. Третья ступень РН (разгонный блок «АДУ-600») поставляется с
предприятия-изготовителя в ампулизированном состоянии, полностью
снаряженной, устанавливается на технической позиции и не требует специальной
подготовки на стартовом комплексе.
Схема стартового комплекса 11П869Э РН «Циклон-2К» представлена на
рис. 27.10.
Рис. 27.10. Стартовый комплекс 11П869Э РН «Циклон-2К»
243

Согласно программе, с Байконура планировалось осуществить еще один
или два пуска РН «Циклон-2» с военными КА серии «Космос». Оставшиеся
пять-шесть РН «Циклон-2» могли быть доработаны с целью их запуска с
Байконура с коммерческой полезной нагрузкой по программе РН «Циклон-2К»
[163].
Основные характеристики комплекса РН «Циклон-2К» представлены в
таблице 27.1 [164].
Таблица 27Л
Основные характеристики комплекса РН «Циклон-2К»
Наименование характеристики
1. Количество пусковых установок
2. Общее время подготовки РН к пуску
от момента вывоза из монтажно-
испытательного корпуса
3. Площадь монтажно-испытательно го
корпуса головного блока и КА
4. Класс чистоты камеры для работы с КА
5. Энергетические возможности РН:
- масса КА, выводимого на орбиту;
- высота круговой орбиты;
- наклонение орбит
6. Точность выведения КА на орбиту
высотой 1000 км:
- по высоте орбиты;
- по наклонению орбиты
7. Зона полезного груза:
- диаметр;
- длина цилиндрической части
Значение
1
2,5 часа
480 м2
100000
200О-1300кг
1000 км
65°, 99,4°
±(7..:9)км
± (0,08... 0,12)°
2,3 м
4,1 м
В настоящее время проект создания РН «Циклон-2К» не реализован.
27.3. Ракета-носитель «Циклон-3»
2.01.1970 г. было принято постановление о разработке трехступенчатого
варианта РН на базе РН «Циклон-2» и ступени С5М.
ЛКИ РН проходили с 24 июня 1977 г. по 12 февраля 1979 г. (6 пусков) на
космодроме Плесецк. По результатам ЛКИ в 1980 году РН «Циклон-3» была
принята в эксплуатацию [164].
Практически с каждым годом возрастало количество пусков РН
«Циклон-3»: в 1981 г. - пять пусков, в 1982 г. - четыре пуска, в 1983 г. - пять
244

пусков, в 1984 г. - уже семь пусков, в 1985 г. - 12 пусков, в 1986 г. - 12
пусков. 15.01.1985 г. был произведен первый групповой запуск (РН «Циклон-3» на
орбиту были выведены шесть КА).
РН «Циклон-3» стала последней [167] разработанной в СССР
космической РН на высококипящих компонентах топлива (на токсичном гептиле).
За время своей эксплуатации РН «Циклон-3» использовалась для запуска
более десяти наименований КА различного назначения (таких как «Метеор»,
«Океан», КА серии «Космос»). Кроме того, с ее помощью успешно были
осуществлены запуски КА по программам международного сотрудничества
(проекты «Аркад», «Магион», «Ионозонд» и др.).
Все пуски РН выполнялись с космодрома Плесецк. РН «Циклон-3»
использовалась для запуска КА в интересах Минобороны РФ и совместных
российско-украинских КА.
На рис. 27.11 показан монтажно-испытательный корпус для подготовки
РН «Циклон-3».
Рис. 27.11. Монтажно-испытательный корпус для подготовки РН «Циклон-3»
Стартовый комплекс для РН «Циклон-3» в составе двух пусковых
установок был разработан в КБТМ. В основу его создания заложены принципиальные
конструктивные и технологические решения, отработанные на стартовом
комплексе для РН «Циклон-2».
Комплекс РН «Циклон-3» высокоавтоматизированный, с полным
исключением необходимости нахождения личного состава у пусковой установки с
момента доставки к ней РН и до момента старта. Последнее обстоятельство
делает его одним из самых безопасных для обслуживающего персонала,
поскольку такие опасные операции, как стыковка и отстыковка разъемов и наполни-
245

тельных соединений, заправка и слив ядовитых компонентов топлива,
выполняются автоматически с дистанционным контролем.
Транспортировка РН «Циклон-3» на стартовую позицию показана на
рис. 27.12.
Рис. 27.12. Транспортировка РН «Циклон-3» на стартовую позицию
На рис. 27.13 показана установка РН «Циклон-3» на пусковую установку.
Рис. 27.13. Установка РН «Циклон-3» на пусковую установку
246

Впервые была создана и внедрена система централизованного контроля
стартового комплекса, которая предоставила руководителю работ на стартовом
комплексе возможность постоянно наблюдать за состоянием оборудования, за
действиями операторов систем дистанционного управления и за прохождением
операций предстартовой подготовки, а при необходимости - координировать
технологический процесс. А система телевизионного наблюдения
регистрировала путем видеозаписи ход подготовки РН на стартовой позиции.
Транспортировка РН «Циклон-3» на транспортно-установочном агрегате
из МИКа на стартовую позицию проводится аккумуляторным электровозом
11Т125.
Скорость транспортировки РН «Циклон-3» составляет 10-12 км/ч.
Стартовый комплекс РН «Циклон-3» состоит из двух стартовых
площадок, отстоящих друг от друга на расстоянии около 200 м. Само стартовое
сооружение на вид очень простое: небольшой газоотводный канал, а над ним
четыре штыря-опоры, на которые и устанавливается двухсоттонная РН.
Непосредственно перед стартовым сооружением расположен блок, куда подведены
все разъемы системы заправки РН и телеметрии. Между стартовыми
площадками находится технологический блок, а под поверхностью комплекса, в
бункере, - пункт управления пуском. По периметру площадки расположены
сооружения заправки горючим и окислителем, площадка нейтрализации транс-
портно-установочного агрегата, комплекс сжигания паров и промстоков,
резервуары технической воды. Все сооружения связаны между собой рельсовыми
путями и автодорогами.
Подъем РН в вертикальное положение производится за 1 час 45 минут.
Вертикализация РН «Циклон-3» показана на рис. 27.14.
Рис. 27.14. Вертикализация РН «Циклон-3»
Заправка РН занимает всего 15 минут.
Все операции с РН проходят полностью автоматически с того момента,
когда РН, лежащая на установщике, подстыковывается к заправочным магист-
247

ралям стартового комплекса и машинист покидает локомотив. Весь контроль
автоматики осуществляется из бункера пункта управления. Расчет имеет
возможность вмешиваться в действия автоматики и управлять рядом операций
вручную.
РН «Циклон-3» выполнена по последовательной («тандемной») схеме.
Стартовая масса РН - 189 т, диаметр (по бакам) - 3 м, суммарная длина -
39,27 м.
РН «Циклон-3» разработана на базе МБР 8К69.
Первая и вторая ступени РН «Циклон-3» идентичны ступеням РН
«Циклон-2» (с учетом незначительных доработок).
Третья ступень РН «Циклон-3» - новая, ампулизированная, создана на
базе двигателя РД-861 разработки КБ «Южное».
Характеристики ступеней РН «Циклон-3» представлены в таблице 27.2.
Таблица 27.2
Характеристики ступеней РН «Циклон-3» [146]
Наименование
1. Общая длина
ступени РН, м
2. Диаметр баков
ступени РН, м
3. Тип двигательной
установки ступени
РН и обозначение
4. Тяга
двигательной установки
ступени РН, кН
5. Время работы
двигательной
установки ступени
РН,с
6. Масса стартовая
/ ступени РН, т
7. Масса сухая
ступени РН, т
Первая
ступень РН
19,38
3,00
Шестикамерный
маршевый
двигатель РД-251
разработки НПО «Энер-
гомаш» и четырех-
камерный рулевой
двигатель
разработки НПО «Южное»
2364+296/2643+334*
120
127,01
6,32
Вторая
ступень РН
10,90
3,00
Двухкамерный
маршевый
двигатель РД-252
разработки НПО «Энер-
гомаш» и четырех-
камерный рулевой
двигатель разработ^
ки НПО «Южное»
940,5
158
53,3
3,46
Третья
ступень РН
3,68
2,26
Однокамерный
маршевый
двигатель РД-861
разраб ботки
НПО «Южное»
78,80
126**
4,63
1,407
1
Примечание: * - маршевый двигатель + рулевой двигатель, в числителе - на уровне
моря, в знаменателе - в вакууме.
** - в двух включениях при выходе на орбиту.
248

Система управления РН «Циклона-3» состоит из двух автономных систем
- системы управления первой и второй ступеней РН (разработки КБ
«Электроприбор») и системы управления третьей ступени РН (Киевский радиозавод)
[448].
Первая система управления обеспечивает предстартовую подготовку,
старт и управление. Вторая система управления обеспечивает управление
полетом на последующих участках выведения КА на орбиту.
Командные гироскопические приборы системы управления РН «Циклон-3»
связаны между собой с помощью системы согласования осей; обмен командами
и сигналами обеспечивает временную увязку работы систем.
Разделение второй и третьей ступеней РН «Циклон-3» - «холодное»;
отработавшая вторая ступень РН тормозится с помощью РДТТ.
Полезный груз массой до 3600 кг может быть доставлена на орбиту
высотой 200 км с наклонением 74,0°.
Стоимость запуска РН составляет 15 млн. долл.
Все двигатели РН «Циклон-3» работают на самовоспламеняющемся дол-
гохранимом топливе - азотном тетроксиде и несимметричном диметилгидрази-
не. Двигательные установки первой и второй ступеней РН включают маршевые
и рулевые двигатели. Конструкция маршевого двигателя третьей ступени РН, в
зависимости от заданной схемы полета, обеспечивает одно- или двукратное его
включение. Полет третьей ступени РН управляется с помощью восьми
неподвижных выхлопных сопел газогенератора турбонасосного агрегата маршевого
двигателя. На участке полета с выключенным маршевым двигателем
ориентацию ступени РН обеспечивают десять ЖРД малой тяги. Для обеспечения
запуска маршевого двигателя в условиях невесомости в топливном отсеке
ступени РН установлены специальные сетчатые разделители, а перед повторным
запуском используется жидкостная реактивная система - блок обеспечения
запуска, создающий продольное ускорение для перемещения топлива к заборным
устройствам [146].
Общий вид РН «Циклон-3» представлен на рис. 27.15.
Ампулизированная третья ступень С5М может длительное время
храниться в заправленном состоянии. Для уменьшения внешних габаритов ступени
ее двигательная установка помещена внутри тороидального топливного отсека.
На этой ступени РН установлена собственная автономная система управления,
связанная с системой управления первой и второй ступеней РН только через
систему согласования осей гироприборов. Необходимая увязка работы обеих
систем управления обеспечивается путем обмена минимальным количеством
команд и сигналов.
Третья ступень РН «Циклон-3» имеет возможность двукратного запуска
[169] двигателя в условиях невесомости, что существенно расширяет
возможности запуска КА на различные орбиты.
249

. 27. /5. Общий вид РН «Циклон-3»
250

РН «Циклон-3» выводит КА на заданные орбиты по «жестким»
траекториям, параметры которых заложены в память системы управления в виде
программ изменения скорости и угловой ориентации РН в зависимости от времени
с момента старта. В полете система управления с помощью инерциальных
измерителей определяет фактические значения параметров движения, сравнивает
их с расчетными и вырабатывает необходимые управляющие сигналы.
Необходимый набор программ полета по номинальным траекториям рассчитывается
заранее и записывается в память бортовой аппаратуры РН при ее изготовлении.
Баллистиками космодрома составляется полетное задание, в котором
указывается требуемая программа движения и настроечные параметры системы
управления, которые записываются в память на последних минутах
предстартовой подготовки.
После старта РН «Циклон-3» разворачивается вокруг продольной оси на
заданный угол. Разделение первой и второй ступеней РН происходит по
«полугорячей» схеме: Рулевые двигатели второй ступени РН запускаются до
отделения первой ступени РН, а маршевый двигатель - после отделения и ухода
первой ступени РН на безопасное расстояние. Головной обтекатель сбрасывается
на участке работы второй ступени РН после прохождения плотных слоев
атмосферы. Время работы первых двух ступеней РН не зависит от высоты конечной
орбиты и выбирается с учетом расположения районов, выделенных для падения
отделившихся ступеней РН и створок головного обтекателя.
Нужной орбиты КА достигает с помощью третьей ступени РН, в
конструкцию которой заложены широкие возможности по реализации энергетически
оптимальных траекторий выведения на начальные (круговые и эллиптические)
орбиты с любым заданным положением перигея. С этой целью предусмотрено
управление временем, продолжительностью и количеством включений ее
маршевого двигателя.
В 1990 г. в рамках темы «Экое» были проведены работы по повышению
степени экологической чистоты РН. Удалось на треть уменьшить остатки
топлива в баках первой ступени РН и, соответственно, загрязнения на месте
падении.
По мнению разработчиков, назрела необходимость модернизации РН на
качественно новом уровне. Используя энергетические резервы двух первых
ступеней РН и вновь разрабатываемую модульную конструкцию третьей
ступени РН, в сочетании с новым надкалиберным головным обтекателем
«европейского» типа (размерности РН Ariane 4), днепропетровцы рассчитывают
широко использовать РН «Циклон» в международных коммерческих программах.
После распада Советского Союза темп производства новых РН резко
снизился.
251

В связи с этим актуален вопрос о замене этой РН. Нерационально
использовать РН «Циклон-3» для запуска и военных, и гражданских КА, однако это
вынужденная мера для экономии денег космического бюджета России.
Наиболее вероятной заменой РН семейства «Циклон» будут снимаемые с
вооружения МБР Р-36М (западное обозначение Satan), переделанные в
космические РН по программе «Днепр». Возможна также ориентация (при
выполнении ряда пусков в интересах Минобороны РФ) на новые РН «Рокот» и
«Стрела», создаваемые на базе снимаемых с вооружения МБР легкого класса
УР-100Н.
24.12.2004 г. с пусковой установки № 2 (площадка №32 Государственного
испытательного космодрома Плесецк был выполнен пуск РН «Циклон-3»
(ПК68) с двумя украинскими КА.
Из-за отклонения параметров движения РН на участке работы третьей
ступени РН КА были выведены на нерасчетную орбиту. Продолжительность
работы третьей ступени РН была недостаточна для «скругления» орбиты.
Таким образом, имел место аварийный орбитальный пуск.
РН 11К68 «Циклон-3» разработана в ГКБ «Южное» имени М.К. Янгеля и
изготовлена на ПО «ЮМЗ имени A.M. Макарова» (г. Днепропетровск,
Украина). С 1977 г. с космодрома Плесецк был выполнен 122 пуск РН «Циклон-3»,
из которых пять пусков РН были аварийными и в трех пусках РН КА были
выведены на нерасчетные орбиты [154, 165].
Следует заметить, что с 1994 г., когда частота пусков РН «Циклон-3»
снизилась с пяти-шести до одного пуска в год, стали падать и показатели
надежности РН. Так, например, из восьми пусков РН «Циклон-3» в 1995-2004 гг. лишь
пять пусков были полностью успешны, один пуск (27.12.2000 г.) закончился
аварией и в двух пусках (16.06.1998 г. и 24.12.2004 г.) аппараты были выведены
на орбиты, существенно отличающиеся от расчетных [165].
Характеристики РН «Циклон-3» представлены в таблице 27.3 [168].
Таблица 27.3
Характеристики РН «Циклон-3»
Наименование
1. Стартовая масса РН (без КА), т
2. Масса конструкции РН, т
3. Масса полезного груза, выводимого РН на орбиты
с высотами и наклонением, кг:
- 200 км, 65 град.;
- 200 км, 90 град.;
- 3500 км, 65 град.;
-3500 км, 90 град.
Значение
185
11,2
4,0
3,6
1,55
1,27
252

Наименование
4. Длина РН, м
5. Диаметр корпуса РН, м
6. Максимальная ширина РН, м
7. Горючее
8. Окислитель
Значение
39,27
3,0
4,05
НДМГ
AT
Первая ступень РН
9. Масса конструкции, т
10. Масса топлива, т
11. Длина, м
12. Диаметр корпуса, м
13. Диаметр головного обтекателя, м
14. Обозначение маршевого двигателя
15. Тяга маршевого двигателя (на Земле/в пустоте), тс
16. Удельный импульс маршевого двигателя (на Земле/в
пустоте), с
17. Обозначение рулевого двигателя
18. Тяга рулевого двигателя (на Земле/в пустоте), тс
19. Удельный импульс рулевого двигателя (на Земле/в
пустоте), с
6,365
122,2
18,87
3,0
2,7
РД-251(ЗхРД-250)
250,66/280,22
269,6/301,4
РД-855
30,27/34,76
254/292
Вторая ступень РН
20. Масса конструкции, т
21. Масса топлива, т
22. Длина, м
23. Диаметр корпуса, м
24. Обозначение маршевого двигателя
25. Тяга маршевого двигателя в пустоте, тс
26. Удельный импульс маршевого двигателя в пустоте, с
27. Обозначение рулевого двигателя
28. Тяга рулевого двигателя в пустоте, тс
29. Удельный импульс рулевого двигателя в пустоте, с
3,35
49,1
11,15
3,0
РД-252
95,5
317,6
РД-856
5,57
283
Третья ступень РН
30. Масса конструкции, т
31. Масса топлива, т
32. Длина, м
33. Диаметр корпуса, м
34. Обозначение маршевого двигателя
35. Тяга маршевого двигателя в пустоте, тс
36. Удельный импульс маршевого двигателя в пустоте, с
1,4
3,2
3,16
2,4
РД-861
8,33
317
253

Максимальная перегрузка при пуске РН «Циклон-3 составляет [185]:
- в продольном направлении - 12;
- в поперечном направлении - 1,5.
Точность выведения РН «Циклон-3 полезной нагрузки составляет:
- по высоте - ±25,0 км;
- по периоду обращения -±12,0 с;
- по наклонению - ±5,0 км.
Время подготовки РН «Циклон-3» к старту (после установки КА) - более
24 часов.
Погодные ограничения на пуск РН «Циклон-3»:
- температура воздуха от минус 40 до плюс 50 °С;
- скорость ветра у земли свыше 20 м/с.
30.01.2009 г. со второй (правой) пусковой установки площадки № 32
Первого государственного испытательного космодрома Плесецк состоялся
последний пуск РН «Циклон-3» (11К68). На орбиту был выведен российский КА
«Коронас-Фотон».
РН «Циклон-3» серийно выпускалась в 1977-1992 гг. на «Южном
машиностроительном заводе» (ныне ПО «Южмаш») по заказу Минобороны СССР.
Стартовавшая 30.01.2009 г. РН «Циклон-3» была собрана в октябре 2008 г.
по российскому заказу специально для запуска КА «Коронас» из
комплектующих, изготовленных в разное время.
На рис. 27.16 показан пуск РН «Циклон-3».
Рис. 27.16. Пуск РН «Циклон-3»
254

27.4. Проект ракеты-носителя «Циклон-4»
Первая информация о перспективах запусков РН «Циклон» с зарубежных
космодромов появилась в 1997 году.
Тогда сообщалось о планах выполнения коммерческих пусков
модернизированной украинской РН «Циклон-ЗК» с космодрома Куру во Французской
Гвиане. При этом первый пуск РН намечался на конец 2000 г.
Для Куру планировалось разработать специальный трехступенчатый
вариант РН, получивший название «Циклон-ЗК», который сохранял бы
конструкцию и двигательные установки РН «Циклона-3», но при этом оснащался бы
новой системой управления на базе разработанной для РН семейства Ariane.
РН «Циклон-ЗК» с грузоподъемностью 3500 кг при выводе на низкую
околоземную орбиту (вероятно, солнечно-синхронную) находился бы между
двумя коммерческими вариантами РН «Союз» («Союз-Икар» - 2500 кг,
«Союз-Фрегат» - 5000 кг) при запусках их с Плесецка и Байконура.
Коммерческая эксплуатация РН «Циклон-ЗК» стала бы естественным
дополнением к услугам по запускам КА на переходные к геостационарной
орбитам РН Ariane 4 и Ariane 5 [148].
Этот проект начался с предварительного исследования, выполненного
германской фирмой DASA в 1996 г и показавшего принципиальную
возможность запусков модернизированной РН «Циклон» с Куру.
Проект возглавляла германская фирма DASA. В работе намерены были
участвовать украинское НПО «Южное» (собственно РН), французская фирма
Matra Marconi Space (система управления и интерфейс с наземным
оборудованием), германская фирма MAN (наземное оборудование) и консорциум
Arianespace (коммерциализация и эксплуатация РН).
Основными направлениями модернизации РН «Циклон» планировались
разработка новой системы управления и электросистемы РН, а также наземных
систем - центра управления, средств телеметрии и безопасности. При этом
предусматривалось обеспечить максимальное сходство с существующими
системами РН Ariane.
Фирма DASA и его партнеры должны были получить разрешение
французского Национального центра космических исследований CNES на
использование космодрома Куру и официальную поддержку Европейского
космического агентства. Необходимо было также получить экспортную лицензию
правительства Украины и согласие французского правительства принять на себя
обязательства по возмещению ущерба третьим лицам.
Фирма DASA оценивала общие капиталовложения в проект (РН и
наземные системы) в 100 млн. долл., а стоимость пуска- в 20-30 млн. долл.
В дальнейшем, однако, данный проект не был реализован.
При этом в 2001 году появилось первое сообщение о том, что украинское
и бразильское космические агентства готовят создание совместного
предприятия для организации пусков украинских РН с бразильского космодрома
Алкантара (Alcantara).
255

Проводилась подготовка бразильско-украинского соглашения о пусках с
Алкантары РН «Циклон-4» - такое наименование получил модернизированный
РН «Циклон-3» с головным обтекателем увеличенного размера и новой верхней
ступенью РН, создаваемый в НПО «Южное» при партнерстве с итальянской
компанией Fiat Avio. Первый пуск новой РН, которая может выводить на
низкую околоземную орбиту КА массой свыше 4 т, первоначально был
запланирован на 2004 г. [149].
На рис. 27.17 представлен вариант РН «Циклон-4» со сферическими
баками третьей ступени РН.
Рис. 27.17. Вариант РН «Циклон-4» со сферическими баками третьей ступени РН
256

РН «Циклон-4» может вывести [448]:
- КА массой до 5350 кг на орбиту высотой 500 км с наклонением 2,3°;
- К А массой до 4900 кг на орбиту с наклонением 51°;
- КА с массой до 4300 кг на орбиту с наклонением 87°;
- К А с массой до 1800 кг на геопереходную орбиту, лежащую в
экваториальной плоскости.
Новыми элементами РН «Циклон-4» являются третья ступень РН,
система управления и головной обтекатель, позволяющий размещать современные
крупногабаритные КА.
Космодром Алкантара, по замыслу разработчиков, способен обслужить
свыше шести запусков РН «Циклон-4» в год.
РН будет выводить в космос, в основном, низкоорбитальные КА. Он
сможет также доставлять космические аппараты и на геостационарные орбиты.
Преимуществом бразильского космодрома Алкантара является его
близкое расположение к экватору. В этом случае запуск РН позволяет, по
сравнению, например, с Байконуром, на 30% повысить эффективность РН - поднять
больше груза или израсходовать меньше топлива [150].
Благодаря проекту обе страны смогут выйти на мировой рынок
космических запусков, характеризуемый очень большой конкуренцией.
В отличие от предыдущих модификаций, РН «Циклон-4» несет на 30%
больше топлива в третьей ступени РН, кроме того, в РН предусмотрены
многоразовые включения двигателей, к тому же она оснащена более точными и
надежными системами управления и телеметрии [151].
В 2002 году Росавиакосмос и Национальное космическое агентство
Украины подписали меморандум о совместной модернизации
ракетно-космического комплекса «Циклон». Стороны договорились об участии российских
предприятий в украинско-бразильском проекте «Циклон-4» [152].
До официального принятия решения о запуске РН «Циклон-4» с Алканта-
ры НПО «Южноед в качестве альтернативы рассматривало возможность пусков
этой РН с мыса Канаверал, Флорида. Из Алкантары РН «Циклон-4» могла бы
вывести на геопереходную орбиту с наклонением 2,3° КА массой 1600 кг, а с
космодрома на мысе Канаверал - К А массой 1350 кг на геопереходную орбиту
с наклонением 28,5° [153].
Главные исполнители проекта с украинской стороны - ведущие
предприятия машиностроительного комплекса Украины: ГКБ «Южное» им. М.К.
Янгеля, ПО «Южный машиностроительный завод им. А.Н. Макарова», АО «Хар-
трон», НИИ радиоизмерений, Новокраматорский машиностроительный завод,
концерн «Азовмаш», Институт технической механики НАНУ-НКАУ [156].
257

С реализацией проекта должны быть созданы предпосылки для
сохранения и дальнейшего развития РН легкого класса, что позволит решать научные и
технологические вопросы по переходу на новую элементную базу,
использовать новые виды материалов, современные научно-технические решения и
прорывные технологии, которые в целом принципиально повышают научно-
технический уровень украинской ракетно-космической техники. Создатели
комплекса надеются, что с его помощью украинские технологии смогут
закрепиться на международном рынке пусковых услуг.
Осуществление проекта позволит создать современную
конкурентоспособную РН, а также сохранить Украине одно из ведущих мест среди стран,
владеющих ракетными технологиями, и эффективно воспользоваться
уникальными возможностями центра Алькантара для эксплуатации РН.
Проект РН «Циклон-4» был включен в национальную космическую
программу Украины на 2003-2007 гг.
Для успешной реализации проекта Бразилии необходимо оформить
соглашение с США о защите спутниковых технологий, так как основным
заказчиком на запуски являются именно американские фирмы [158].
Стоимость проекта оценивается в 280 млн. долл. Из них в создание РН
Украина вложит 90 млн. долл., в строительство инфраструктуры, включая
энергетическую систему, морской порт и аэродром, Бразилия инвестирует также
90 млн. долл. Еще 100 млн. долл. будет привлечено в виде кредитов в равной
доле двумя сторонами для строительства специальной инфраструктуры
стартового комплекса [159].
Российское предприятие Конструкторское бюро транспортного
машиностроения будет создавать стартовую площадку в Алкантаре для украинских РН.
На полигоне Алкантара предполагается построить для РН «Циклон-4»
усовершенствованную пусковую площадку, отличающуюся высокой степенью
автоматизации. РН вместе с транспортировочной железнодорожной
платформой закатывается на установщик и после присоединения кабель-заправочного
оборудования переводится в вертикальное положение [161]. Схожая схема была
применена корпорацией Boeing для своих новых РН Delta-4.
Первые три ступени РН «Циклон-4» будут заправляться долгохранимыми
компонентами топлива: азотным тетраоксидом и НДМГ. Старт РН массой 210 т
обеспечит шестикамерная двигательная установка тягой 270 т.
Основные отличия РН «Циклона-4» от РН предыдущих модификаций
[166]:
• повышение энергетики РН и уменьшение продольных перегрузок до
6 единиц за счет использования третьей ступени РН с увеличенным в три раза
запасом компонентов топлива;
• качественно новые возможности (в том числе при групповом выводе
КА) обеспечены многократным включением третьей ступени РН (до трех-пяти
запусков маршевого ЖРД и до пяти - рулевых двигателей большой тяги);
258

• применение современной высокоточной системы управления;
• применение головного обтекателя с увеличенным объемом полезного
груза на основе головного обтекателя РН Ariane 4.
РН «Циклон-4» способна выводить на экваториальную орбиту высотой
500 км один или группу КА массой до 5500 кг, а на орбиту, переходную к
геостационарной, - КА массой 1700 кг.
Технология работ с РН позволяет обеспечить до 12 пусков в год. Однако
реальная ниша, которую РН «Циклон-4» может занять, составляет четыре-
шесть пусков в год. С точки зрения же рентабельности необходимо пять-шесть
стартов в год. В этом случае в течение 10-12 лет можно полностью окупить
затраты и получить прибыль.
Серьезные требования бразильская сторона предъявила к экологии.
У существующих модификаций РН («Циклон-2» и «Циклон-3») во время
предстартовой подготовки при заправке баков имело место дренирование
компонентов токсичного топлива. В связи с этим были приняты решения о доработке
первой и второй ступеней РН для обеспечения сброса дренажных газов в
специальные емкости с последующей нейтрализацией. Новая ступень РН с
увеличенной заправкой топлива обеспечит существенный прирост энергетики и
снизит нагрузки на К А.
Необходимо соблюдение уровня различных внешних воздействий типа
вибраций, создание температурно-влажностного режима и др. Все это
обеспечено в новом головном блоке. Полностью меняется бортовое радиоэлектронное
оборудование, основные компоненты которого.берутся с уже эксплуатируемых
РН. Головной разработчик системы управления - предприятие «Хартрон».
РН «Циклон-4» полностью будет собираться на «Южмашзаводе», где
предусмотрен полный цикл ее подготовки, и далее транспортироваться в
Алкантару. Доставка в Бразилию возможна двумя путями: либо на судне
Sea Launch Commander, которое используется для пуска РН «Зенит» по
программе Sea Launch, либо на самолете Ан-124 «Руслан».
В работах по инфраструктуре полигона большая доля участия
принадлежит России. В первую очередь, это КБТМ, которое и в «бразильском» проекте
отвечает за стартовый комплекс.
По РН «Циклон-4» Россия отвечает за комплекс командных приборов
(НПЦ АП имени академика Н.А. Пилюгина).
Двигатели первых ступеней РН (разработка российского «Энергомаша»)
серийно изготавливает «Южмашзавод»; он же производит двигатель третьей
ступени РН собственной разработки.
Россия отвечает также за компоненты топлива.
259

Согласно договору, совместное предприятие СП «Алкантара-Циклон-
Спейс» получает эксклюзивное право на осуществление коммерческих
пусковых услуг с использованием РН «Циклон-4».
Доля Украины в целом по финансированию проекта составляет более
50%. Россия денег не вносит, поскольку является подрядчиком украинской
стороны.
Следует отметить, что до сих пор не определена рыночная ниша проекта.
Как существующие, так и перспективные космические программы обеих стран-
участниц - и Украины, и Бразилии - не столь обширны, чтобы обеспечить
полную загрузку комплекса. По массе полезного груза РН уступает всем
современным РН, используемым ныне для запуска КА на геопереходную орбиту, а по
выведению КА на геостационар она превосходит лишь комплекс «Союз-
Фрегат», эксплуатируемый с Байконура (да и то лишь с учетом места старта).
Возможно, днепропетровцы хотят «взять ценой» и оттянуть на себя
нарождающуюся часть рынка запусков геостационарных КА на базе легких спутниковых
платформ? Но и этот сегмент рынка не сможет обеспечить «полную занятость»
комплекса РН «Циклон-4».
По состоянию на 2006 год Бразилия, ограничиваясь заверениями о
полном согласии с планом-графиком работ, отпускала на проект реальные средства
гораздо в меньших объемах, чем Украина. Кроме геодезической привязки и
начала разметки, никаких серьезных строительных работ по комплексу РН
«Циклон-4» в Алкантаре не развернуто. И это в период, когда Украина уже
практически закончила эскизное проектирование и передала чертежи РН в
производство, а российским партнерам уже выданы задания на изготовление наземной
части комплекса.
По состоянию на ноябрь 2010 года первый пуск РН «Циклон-4 с
космодрома Алкантара запланирован на февраль 2012 г. [170].
Германия, Бразилия и Аргентина выразили заинтересованность в
использовании украинской РН «Циклон-4» для выведения на орбиту своих К А.
Уже составлены протоколы о том, что Германия, Бразилия и Аргентина
могли бы воспользоваться услугами РН «Циклон-4» в период с 2011 по
2014 год.
Серийное производство РН «Циклон-4» планировалось начать на «Юж~
маше» с 2009 года [174].
На рис. 27.18 представлены РН украинской разработки.
В IV квартале 2009 г. состоялась очередная серия доводочных испытаний
маршевого ЖРД многократного включения РД-861К, предназначенного для
третьей ступени РН «Циклон-4» [172].
260

Рис. 27.18. РН украинской разработки
Цикл испытаний, составивший 1,5 месяца, проведен на одном двигателе
без снятия последнего со стенда. Отработан более чем тройной ресурс по
продолжительности работы (1362 с) и по числу включений (11). При этом одно
включение - продолжительностью 450 с - выполнено на полный полетный
ресурс. В результате закончены предварительные испытания и завершен выбор
основных определяющих элементов конструкции двигателя. В дальнейшем
планируется испытание ЖРД с качанием, которое будет предшествовать
переходу к завершающим доводочным тестам.
Двигатель РД-861К третьей ступени РН «Циклон-4» представлен на
рис. 27.19.
Рис. 27.19. Двигатель РД-861К третьей ступени РН «Циклон-4»
261

В августе 2008 г. Alcantara Cyclone Space (ACS) начало
геологоразведочные работы и бурение под будущий стартовый стол, а также приступило к
разработке наземного оборудования. Работы по строительству должны начаться в
октябре-ноябре 2010 г.
Пусковой центр Алкантара CLA (Centro de Lancamento de Alcantara)
расположен недалеко от города Сан-Луис, столицы штата Мараньян.
Эксплуатируется совместно ВВС и Космическим агентством Бразилии АЕВ (Agenda Espacial
Brasileira).
Наземная инфраструктура РКК «Циклон-4» включает технический и
стартовый комплексы.
На техническом комплексе расположены пять сооружений: монтажно-
испытательный корпус ракеты-носителя; монтажно-испытательный корпус
космического аппарата; здание подготовки транспортно-установочного
агрегата, здание хранения РН и здание хранения транспортных средств.
Стартовый комплекс конструктивно похож на аналогичный российский
комплекс для пусков РН «Циклон-3» с космодрома Плесецк.
Технический и стартовый комплексы РН «Циклон-4» располагаются
диаметрально противоположно на выделенной площадке. Управление пуском и
полетом РН ведется из модернизированного Центра управления полетами
космодрома Алкантара.
Договор между Украиной и Бразилией о долгосрочном сотрудничестве по
использованию РН «Циклон-4» на пусковом центре Алкантара был подписан 21
октября 2003 г. и ратифицирован украинским парламентом 4 февраля 2004 г.
Стоимость проекта оценивалась тогда в 280 млн. долл.; сейчас общая смета
работ приближается к 500 млн. долл.
В момент подписания договора первый старт планировался на 2006 г.,
причем в Алкантаре должны были пускать по пять-семь РН ежегодно. Позднее
сроки начала эксплуатации комплекса сдвинули на конец 2010 г., но и эта дата
была пересмотрена.
В целях создания и дальнейшей эксплуатации наземного комплекса, а
также маркетинга и осуществления пусковых услуг РН «Циклон-4» в конце
августа 2007 г. было создано и зарегистрировано в Бразилии совместное
предприятие Alcantara Cyclone Space (ACS). Первоначальные инвестиции каждой
страны составили 52,5 млн. долл., а в марте 2004 г. партнеры решили увеличить
совместный уставной капитал компании до 487 млн. долл. В январе 2010 г.
Украина внесла в капитал совместного предприятия научно-техническую
продукцию на сумму 15,543 млн. долл.
Однако строительство развивается не столь быстро, как предполагалось,
и причин тому много. В частности, в начальный период бразильцы долгое
время не начинали финансирование проекта, а Украина долго не могла заключить
с Россией соглашение о защите ракетных технологий. Лишь в июне 2009 г. бы-
262

ло подписано межправительственное соглашение о мерах по охране технологий
в связи с сотрудничеством в области исследования и использования
космического пространства в мирных целях, а также при создании и эксплуатации
ракетно-космической и ракетной техники. После этого российские предприятия
получили возможность участвовать в работах по реализации проекта РН
«Циклон-4» и передавать созданную научно-техническую продукцию. При этом
украинские компании будут осуществлять охрану российских технологий и
изделий на основе совместно разработанного плана.
В г. Днепропетровске будет установлен действующий макет бразильского
пускового комплекса «Алкантара».
Макет будет изготовлен ОАО «Днепротяжмаш» по чертежам КБ
«Южное» за средства бразильской стороны.
Действующий макет (испытательный стенд) будет аналогом бразильского
комплекса: на нем будет отрабатываться подвозка РН «Циклон-4» к стартовому
столу, установка РН на стол, оцениваться поведение РН при различных
ветровых нагрузках и т.д. Роль РН будет выполнять металлоконструкция, равная РН
по массе и высоте [171].
Использование тренировочного комплекса снизит риски по время установки
реальных РН на стартовые столы и сделает эти операции надежнее и дешевле.
Помимо Бразилии, украинские ракетостроители не теряют надежд по
продвижению РН «Циклон-4» и в другие страны, в первую очередь в Россию.
Среди вариантов дальнейшего развития РН данного семейства имеются
предложения по возможным модификациям РН «Циклон-4» с различными
разгонными блоками при использовании со стартовых комплексов на космодромах
Плесецк и Байконур.
Данные по массе полезного груза, выводимого РН «Циклон-4» на
геопереходную орбиту, представлены в таблице 27.4.
Таблица 27.4
Масса полезного груза, выводимого РН «Циклон-4»
на геопереходную орбиту
Космодром
1. Байконур
2. Плесецк
Масса
полезного груза, кг
1400
1300
Наклонение
орбиты
47°
59°
Примечание
КА для выхода
на геостационар
необходимо набрать
2300 м/с скорости
КА для выхода
на геостационар
необходимо набрать
2630 м/с скорости
263

В частности, предлагаются варианты оснащения РН «Циклон-4»
российскими разгонными блоками «Бриз», «Фрегат-СБ» и даже криогенной третьей
ступенью РН Анапе 4 [173].
Последнее предложение представляется фантастическим: производство
компонентов европейской РН прекращено почти десять лет назад. И будут ли
европейцы продавать своему потенциальному конкуренту криогенную
ступень? Тем не менее, украинские ракетостроители рекламируют высокую
энергетику такого «гибрида».
По их мнению, РН «Циклон-4» сможет оказать эффективную поддержку
существующим и вновь разрабатываемым РН Российской Федерации. Тоже
странно. Во-первых, насколько известно, до недавнего времени в планах Рос-
космоса и Космических войск не было никаких упоминаний о возможности
использования РН «Циклон-4». Кроме того, в настоящее время в России ведутся
работы по двум РН близкого класса - «Ангара-1.2» и «Союз-1». Можно
полагать, что первая из них будет введена в эксплуатацию не позже украинской РН.
А с задачами запуска КА массой 1,5-2 т на геопереходные орбиты вполне
справится РН «Союз-2» с «Фрегатом».
РН «Циклон-4» при всех своих достоинствах, увы, использует токсичные
компоненты. По-видимому, его шансы на пуски с российских космодромов
можно оценить как близкие к нулю.
264

28. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «ШТИЛЬ»
РН «Штиль» разработана ГРЦ «КБ имени В.П. Макеева».
Жидкостная трехступенчатая РН «Штиль» длиной 14,8 м, диаметром
1,9 м и стартовой массой 39,3 т создана на базе баллистической ракеты
подводных лодок РСМ-54 (Р-29РМ) «Синева».
БРПЛ разработки КБ имени В.П.Макеева, не имеющие мировых и
отечественных аналогов, отличает сравнительно небольшая стартовая масса, высокая
точность стрельбы и высочайшая плотность компоновки, достигнутая за счет
многих оригинальных решений, среди которых - отказ от «сухих» отсеков,
использование ЖРД-«утопленников», установленных внутри баков с
компонентами топлива, и др. Надежность использования БРПЛ достигается за счет ампу-
лизации ракеты на заводе-изготовителе.
Исследования в области создания космических РН начались в Миассе в
1990-1991 гг. с рассмотрения возможности переделки в РН снимаемых с
вооружения БРПЛ. Вскоре круг претендентов на «диверсификацию» сузился.
Причин тому несколько: в частности, неперспективность переделки относительно
старых ракет из-за их сравнительно малой грузоподъемности и небольшого
остаточного ресурса. В первой половине 1990-х годов объемы финансирования
этого направления резко сократились. В настоящее время отрабатываются лишь
варианты с модификацией ракет РСМ-50 и РСМ-54.
Отличительная особенность работ по созданию РН «Штиль» -
использование существующей инфраструктуры полигона Северного флота,
расположенного в районе Архангельска на побережье Белого моря (п. Ненокса), а также
серийных БРПЛ РСМ-54, снимаемых с боевого дежурства. Минимальные
доработки по ракете обеспечивают высокую надежность и точность выведения
полезного на орбиту при низкой стоимости пуска.
Старт с подводных лодок позволяет осуществлять пуски РН «Штиль» на
орбиты практически любого наклонения.
Первый орбитальный пуск данной РН (с двумя германскими наноспутни-
ками Tubsat N и N1) был произведен 7 июля 1998 г. с подводной лодки
Северного флота К-407 «Новомосковск» (проект 667 БДРМ), которая находилась в
подводном положении в акватории Баренцева моря.
26 мая 2006 года с борта подводной лодки «Екатеринбург» класса
«Дельфин», находившейся в подводном положении, был выполнен пуск РН «Штиль»
с малым космическим аппаратом «Компас-2».
При использовании макеевских БРПЛ в качестве космических РН
некоторые их достоинства обернулись недостатками. Прежде всего, конструкция
верхней ступени ракеты-прототипа (боеголовка утоплена в баке или разделена
на несколько сравнительно малогабаритных боевых блоков, расположенных
вокруг сопла ЖРД ступени) не позволяет размещать вместо штатного
«полезного груза» современные коммерческие КА, отличающиеся довольно «рыхлой»
компоновкой.
265

Рис. 28.1. Ракета-носитель «Штиль»:
1 - астрокупол; 2 - двигатели малой тяги третьей ступени;
3 - баковый отсек третьей ступени; 4 - контейнер с КА;
Й Л Ш У^ /)11 ^%^Й\ЛЛ Si П 1 11-1 *ЛУЪ 1ЛЛ f Л1*# />Mit 11/1 /11141 • Л ^\ St1,+ S\ •>! 14 1 У^\ 141 /■»•>»/• УЭ141 ^"к 1'^У\'1
266

Исходя из тех же соображений, полезный груз приходится размещать в
специальной капсуле, защищающей аппарат от тепловых, акустических и
прочих воздействий со стороны верхней ступени РН. Капсула для выведения
малых КА состоит из корпуса (сплющенный по бокам стеклопластиковый конус,
облицованный изнутри алюминиевой фольгой) и плиты основания. Сколь бы
мало ни весила эта «скорлупа», ее приходится тащить с собой в космос.
Капсула размещается в отсеке полезной нагрузки - периферийной зоне, образованной
ЖРД третьей ступени РН, верхним днищем второй ступени РН, нижним
днищем третьей ступени РН и обечайкой межступенчатого отсека. Она отделяется
на активном участке работы третьей ступени РН, после чего последняя ступень
РН уводится с траектории полета аппарата. Освобождение КА из капсулы
выполняется после того, как ступень РН ушла на расстояние порядка 100 м,
исключающее воздействие на К А струи двигателей [362].
РН «Штиль» представляет собой первый этап модернизации БРПЛ РСМ-
54 в космическую РН. На этом этапе полезный груз размещается вместо боевых
блоков, и пуски проводятся из шахты подводной лодки. Переоборудование
боевой ракеты заключается в демонтаже служебных антенн и установлении
бортовых измерительных устройств.
На втором этапе разработки (индекс «Штиль-2») для размещения
полезного груза создается специальный отсек, состоящий из аэродинамического
обтекателя (диаметром 1,272 м), сбрасываемого в полете, и переходника, который
обеспечивает размещение полезного груза и стыковку отсека с РН. Для пылев-
лагозащиты полезного груза аэродинамический обтекатель герметизирован и
снабжен системой разделения и сброса. На его боковой поверхности могут
выполняться люки для доступа к полезному грузу перед стартом. Пуски
проводятся с наземного стартового комплекса и из шахты подводной лодки в надводном
положении.
Характеристики РН «Штиль» и «Штиль-2» представлены в таблице 28.1
[518].
Таблица 28.1
Характеристики РН «Штиль» и «Штиль-2» 28.1 [518]
Наименование
1. Место старта
2. Способ пуска
3. Стартовая масса, т
4. Длина РН, м
«Штиль»
Мировой океан
Из шахты подводной
лодки класса «Дельфин»
39,7
14,8
«Штиль-2»
Северный полигон
Из наземной пусковой
установки или
переоборудованной шахты подводной
лодки класса «Дельфин»
39,9
18,35
267

Наименование
5. Диаметр РН, м
6. Объем зоны
размещения полезного
груза, куб. м
7. Масса полезного
груза и параметры
орбиты
«Штиль»
1,9
0,183
До 100 кг
«Штиль-2»
1,9
1,87
330 кг (200 км, 77°);
265 кг (200 км, 88°)
Общий вид РН «Штиль-2» представлен на рис. 28.2.
Рис. 28.2. РН «Штиль-2»
РН «Штиль-ЗА» предназначена для выведения космических аппаратов
массой до 950 кг на круговую орбиту высотой 200 км.
РН «Штиль-ЗА» входит в состав авиационного ракетно-космического
комплекса «Аэрокосмос», который планируется создать на базе технологий и
элементов ракеты Р-29РМ и переоборудованных серийных самолетов
Ил-76МФ или Ан-124.
Ракета «Штиль-ЗА» является четырехступенчатой.
Общий вид РН «Штиль-3» представлен на рис. 28.3.
268

Рис. 28.3. РН «Штиль-3»
РН «Штиль-ЗА» совместно с пусковой установкой и аппаратура системы
управления размещаются в грузовом отсеке самолета. Сброс РН совместно с
пусковой установкой происходит на высоте 9-11 км вытяжной парашютной
системой.
Сброс РН «Штиль-3» с самолета Ан-124 показан на рис. 28.4.
Рис. 28.4. Сброс РН «Штиль-3» с самолета Ли-124
269

После раскрытия бандажей, удерживающих РН, осуществляется ее
угловой разворот относительно пусковой платформы. В процессе отделения
платформы от РН запускаются сначала рулевой блок, а затем основной блок
двигателя первой ступени РН.
Характеристики авиационно-ракетно-космического комплекса
«Аэрокосмос» представлены в таблице 28.2.
Таблица 28.2
Характеристики авиационно-ракетно-космического
комплекса «Аэрокосмос»
Наименование
Самолет-носитель
ИЛ-76МФ
Самолет-носитель
Ан-124
Технические характеристики самолетов-носителей
1. Взлетная масса, т
2. Количество РН, шт.
3. Высота пуска РН, км
4. Скорость полета, км/ч
5. Радиус полета
без дозаправки, км
6. Радиус полета
с дозаправкой в воздухе, км
до 210
1
ДО 11
до 800
до 2300
до 5000
до 392
1
До Ю
До 800
до 4100
до 8200
Технические характеристики РН «Штиль-ЗА»
7. Стартовая масса, т
8. Длина, м
9. Диаметр, м
10. Объем зоны
размещения полезной
нагрузки, м3
11. Система управления
45,6
18,7
1,9
3,6
Инерциальная с коррекцией
В настоящее время проект по созданию РН «Штиль-ЗА» не реализован.
270

29. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЭНЕРГИЯ»
Универсальная двухступенчатая РН «Энергия» была предназначена дня
выведения на орбиту КА массой до 200 т.
РН «Энергия» выполнена по пакетной схеме, с боковым расположением
полезного груза.
Составными частями РН «Энергия» являются центральный блок Ц
(вторая ступень РН) диаметром 7,75 м, длиной 58,7 м с четырьмя
однокамерными кислородно-водородными двигателями с тягой каждого 145 тс у Земли и
190 тс в пустоте и четыре боковых блока А диаметром 3,9 м с четырехкамер-
ными кислородно-керосиновыми, самыми мощными в мире, ракетными
двигателями тягой 740 тс каждый. Суммарная тяга всех двигателей первой ступени
(блоки А и Ц) у Земли - 3540 тс [423].
Стартовая масса РН «Энергия» составляла 2300 тс. Запуск двигателей -
разновременный (двигатели блока Ц - раньше) с плавным увеличением тяги,
широким диапазоном ее регулирования в полете и снижением на 50% перед
штатным выключением. Изменение траектории движения и стабилизация РН
обеспечивались отклонением вектора тяги в двух плоскостях на блоке Ц -
качанием двигателей, на блоках А - камер сгорания. Еще один элемент РН
«Энергия», находящийся в ее составе до старта, - блок Я. Его назначение -
обеспечить расстыковку многочисленных соединений РН с наземным
оборудованием при старте.
Единственный и успешный пуск РН «Энергия» состоялся 15 мая 1987 г.
Программа использования РН «Энергия» была закрыта после распада
СССР.
271

30. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ЯМАЛ»
Группа российских предприятий во главе с РКК «Энергия» в
инициативном порядке разработала проект ракетно-космического комплекса среднего
класса «Ямал».
РН «Ямал» сможет обеспечить выведение на геостационарную орбиту до
76% типов КА, имеющихся на мировом рынке.
РН ориентирована также на пуск одиночных КА типа «Ямал» разработки
РКК «Энергия» и перспективных КА на их основе для российских потребителей.
РН «Ямал» создается на базе РН «Союз».
Было решено делать «Ямал» на коммерческой основе.
В январе 2000 г. было подписано соглашение по объединению, согласно
которому за техническую увязку комплекса в целом отвечает РКК «Энергия»,
«ЦСКБ-Прогресс» занимается РН (РКК «Энергия» делает также разгонный блок).
По сравнению с более легкой РН «Союз-2» РН «Ямал» рассматривается
как машина среднего класса с большими перспективами роста. Доработан
центральный блок, поставлен двигатель НК-33 совместно с четырьмя рулевыми
двигателями; увеличен диаметр и, соответственно, масса третьей ступени РН,
установлен новый разгонный блок «Таймыр» на базе блока ДМ. Все это
привело к увеличению стартовой массы РН «Ямал» до 374 т.
Общий вид РН «Ямал» представлен на рис. ЗОЛ.
Рис. 30.1 РН «Ямал»
272

Стартовая схема с «висящей» машиной позволяет разгрузить
конструкцию РН и при заданной стартовой массе повысить ее летные характеристики.
«Стоящая» машина (РН «Протон» или «Зенит») не позволяет этого сделать -
она имеет повышенные нагрузки на конструкцию. В результате ее стартовая
масса увеличивается: расчетным случаем становится наземная эксплуатация -
стояние на старте.
Не стоит забывать и об унификации старта. Ведь на эти фермы,
сделанные еще при СП. Королеве, когда «семерка» весила всего 260 т, сейчас
подвешивается РН стартовой массой свыше 310т.
Такой возможности унификации нет, например, у РН «Зенит», «Протон»
или «Ангара». Комплексы спроектированы конкретно под эти машины. Нужна
большая работа, чтобы с них пускать что-нибудь другое. А у «семерочного»
старта надо только переделать фермы - газодинамика лотка позволяет
стартовать РН гораздо большей массы и тяги.
Характеристики РН «Ямал» представлены в таблице 30.1.
Таблица 30.1
Характеристики РН «Ямал» [491]
Наименование
1. Стартовая масса, т
2. Масса полезного груза, т
- круговая орбита высотой 200 км
и наклонением 51,6° при запуске из Байконура;
- круговая орбита высотой 200 км
и наклонением 62,4° при запуске из Плесецка;
- при запуске на геостационарную орбиту
3. Компоненты топлива
4. Рабочий запас топлива, т:
- на первой ступени РН;
- на второй ступени РН;
- на третьей ступени РН
5. Тяга двигателей, тс:
- блока первой ступени 4 х 11Д22;
блока второй ступени НК-33 (11Д111) +
4РД-1052;
- блока третьей ступени РД-0124 (11Д23)
6. Удельный импульс тяги двигателей, с:
- блока первой ступени РН;
- блока второй ступени РН;
Параметр
374
11,8
11,3
1,36
Жидкий кислород +
керосин Т-1
4 х 36,93
141
30
4 х (85,4/104,1*)
154/172 + 4 х (5,3/5,9)
30
262/319
297/331 +292/327
273

Наименование
- блока третьей ступени РН
7. Габариты, м
- длина максимальная;
- максимальный поперечный размер
8. Объем отсека полезного груза, м3
Параметр
359
10,913
46,36
120
Примечание: * числитель - на Земле, знаменатель - в пустоте.
РКК «Энергия» предлагала использовать РН «Ямал» для выведения с
космодрома Плесецк космических аппаратов массой до 12,8 т на низкие орбиты
и К А массой до 1,6 т - на геостационарную орбиту [410].
В ходе последующих работ была показана возможность увеличения этой
массы до 15,3 т на низких орбитах и до 2,6 т на геостационарной орбите.
При старте с космодрома Плесецк РН «Ямал» с разгонным блоком
«Фрегат» позволяла бы вывести телекоммуникационный КА типа «Ямал» на
геостационарную орбиту. Именно поэтому новой РН (в российской версии ее
использования) было дано такое название («Ямал»).
Первый вариант РН «Ямал» был разработана Волжским филиалом РКК
«Энергия» при участии ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс».
В конце 1999 г. появился экспортный вариант РН «Ямал», получивший
название РН «Аврора».
Проект РН «Ямал» не был реализован из-за нехватки финансовых средств
[387].
274

31. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ 11К37
Наряду с многоразовой системой «Энергия-Буран» в Советском Союзе
1970-1980-х годов разрабатывался целый ряд РН, в частности тяжелые РН
семейства 11 КЗ 7.
Проект РН 11К37 зародился в начале 1970-х годов, когда в Советском
Союзе сформировалась потребность в новом поколении РН, и созрели
предпосылки к их появлению. К тому времени стал очевиден провал пилотируемой
лунной программы, основанной на сверхтяжелой РН Н-1. Отечественное
ракетостроение стояло на перепутье, выбирая оптимальную дорогу в будущее.
За два неполных десятилетия с начала космической эры специалисты пришли к
выводу о необходимости существенного улучшения экономических
показателей отдельных изделий в частности и всей ракетно-космической
промышленности в целом.
На рисунке 31.1 показан алгоритм поиска оптимальной компоновочной
схемы РН 11К37 в 1983-1985 гг.
Рис.31.1. Поиск оптимальной компоновочной схемы РН 11К37 в 1983-1985 гг.
Слева направо: пакет, тандем с моноблочной второй ступенью РН,
тандем с полиблочной второй ступенью РН (графика КБ «Южное»)
К тому времени в стране эксплуатировалось несколько базовых РН типа
«Восток», «Союз», «Молния», «Протон», «Циклон» и «Космос». Само по себе
разнообразие, может, и неплохо, однако проблема заключалась в использова-
275

нии 13 типов ракетных блоков, 15 типов двигательных установок, работающих
на восьми различных компонентах топлива, включая токсичные. Для
подготовки и проведения пусков было задействовано три космодрома, 12 технических и
10 стартовых позиций, на которых только расчетов работало более 5000
человек. Так называемый «среднегодовой съем трудоемкости с 1 м2
производственной площади» на заводах ракетно-космической отрасли был недопустимо
низок, а пуски разнообразных РН требовали нескольких трасс выведения и
районов падения отделяющихся частей, под которые отчуждалось более 20 млн. га
площадей.
Все это приводило к неоптимальному расходованию бюджетных средств,
выделяемых на развитие ракетно-космической отрасли. Каким образом
исправлять ситуацию - оставалось неясным. Одно из возможных направлений -
разработка многоразовых ракетно-космических транспортных систем - только
зарождалось. Другим путем представлялось создание единого ряда одноразовых
РН нового поколения на экологически чистых компонентах топлива с
унификацией двигателей, систем управления, ракетных блоков и элементов наземного
оборудования.
Один путь не вступал в противоречие с другим - оба дополняли друг
друга. В конечном итоге они привели к появлению космического ракетного
комплекса К11К77 на основе одноразовой РН среднего класса 11К77 «Зенит».
В соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от
17 февраля 1976 г. № 132-51, первую ступень РН «Зенит» предполагалось
унифицировать с боковым блоком сверхтяжелой РН 11К25 многоразовой транс-
портно-космической системы «Буран».
Практически одновременно днепропетровское КБ «Южное» выступило с
инициативой разработки унифицированных РН на основе решений и элементов
РН «Зенит»: легкой РН 11К55 и тяжелой РН 11К37. Технические предложения
были подготовлены КБ «Южное» совместно с научно-производственным
объединением «Энергия», конструкторским бюро энергетического
машиностроения, научно-исследовательским институтом автоматического приборостроения,
конструкторским бюро транспортного машиностроения и Южным
машиностроительным заводом. В подготовке предложения по РН 11К55 активно
участвовало омское производственное объединение «Полет». Однако в соответствии
с решениями ЦК КПСС и Совмина первым шагом к «ряду РН» должно было
стать создание РН среднего (11К77) и сверхтяжелого (11К25) классов. Поэтому
по другим РН семейства «Энергия», а также по РН 11К37 и 11К55 велись лишь
проектные исследования.
В унифицированный ряд РН «Энергии» входили РН «Гроза» (РЛА-125)
тяжелого класса (масса полезного груза на низкой околоземной орбите около
60 т) и «Вулкан» сверхтяжелого класса (200 т). РН, построенные на базе единой
276

технологии, отличались главным образом числом боковых блоков,
размерностью центрального блока и способами размещения полезного груза.
Специалисты КБ «Южное» видели решение задачи удешевления
эксплуатации парка перспективных РН в модульном принципе построения «ряда» на
основе унифицированных ракетных блоков. На первых ступенях РН
предполагалось применить несколько модифицированных блоков первой ступени РН
«Зенит»: варьируя числом блоков, можно было получать РН различной
грузоподъемности. При этом предполагалось использование зон падения отделяемых
элементов, принятых для РН «Энергия» и «Зенит».
В 1978 г. в Днепропетровске выпустили эскизный проект на комплекс
Kl 1K37. Первый вариант РН был выполнен по пакетной схеме, но с
последовательной работой ступеней. Первая ступень РН включала три ракетных блока,
мало отличавшихся от «зенитовских». Они располагались вокруг второй
ступени РН, которая в конструктивном отношении повторяла «боковушки», но имела
меньшую заправку и оснащалась одним маршевым однокамерным двигателем
17Д18 (РД-141) и четырехкамерным рулевым двигателем общей тягой около
230 тс. (двигатель РД-141 - это высотная модификация двигателя РД-132К,
работающего на жидком кислороде и новом синтетическом горючем «синтин»
(«циклин»). Для сохранения максимальной унификации с первой ступенью РН
«Зенит» передача продольных усилий с боковых блоков на центральный
передавалась в нижнем поясе связей [239].
РН устанавливалась на стартовое сооружение хвостовыми отсеками
блоков первой ступени РН, и ее связь с наземными системами обеспечивалась в
соответствии с техническими решениями, принятыми для РН «Зенит», то есть
через кабель-мачту и узел автоматической стыковки гидропневматических
коммуникаций заправки и термостатирования.
В 1983 г. проект изменили, установив на второй ступени РН связку из
трех качающихся однокамерных двигателей типа 11Д123 (РД-120) со второй
ступени РН «Зенит». Сделано это было по двум причинам. Во-первых, тяга
двигательной установки первого варианта второй ступени РН оказалась
неоптимальной. Во-вторых, отказ от двигателя 17Д18 позволил избежать разработки
нового мощного ЖРД с крупногабаритным высотным соплом и использовать
уже отработанные и серийно изготавливаемые двигатели, дающие к тому же
большую суммарную тягу, что повышало энергетику РН. По номенклатуре
КБЭМ модифицированный двигатель для второй ступени РН 11К37 получил
наименование РД-142; три двигателя образовывали блок РД-143.
Затем в процессе проектирования пакетная схема РН 11К37 была
признана нецелесообразной по ряду причин. В частности, принятая схема узлов связи
блоков значительно усложняла динамическую схему РН и ее
функционирование в полете, а размеры головного обтекателя диаметром 5 м ограничили воз-
277

мощности размещения полезной нагрузки. В последующих проработках
рассматривались тандемные схемы расположения ступеней РН, и вторая ступень
РН выполнялась либо в виде моноблока (с диаметром корпуса до 7,8 м), либо
по полиблочной схеме (с диаметрами блоков, освоенными НПО «Южное»).
При этом первая ступень РН в любом варианте была полиблочной, представляя
собой связку из четырех блоков. (Максимальный диаметр блока Ц РН
«Энергия» — 7,8 м. Изготовление второй ступени РН считалось возможным
организовать на заводе «Прогресс» (г. Куйбышев), однако это предприятие с трудом
справлялось с производством матчасти для РН «Энергия». К тому же
железнодорожная транспортировка таких блоков была невозможна, так же как и
проверка на заводе собранной РН перед отправкой на полигон).
В 1985 г. в качестве основного варианта для детальной проработки
приняли вариант РН 11 КЗ7 с полиблочной второй ступенью РН. Ее формировали
пять блоков: один центральный - диаметром 3,9 м и четыре боковых -
диаметром 2,75 м. Транспортировка второй ступени РН производилась поблочно по
железной дороге, а ее сборка осуществлялась на космодроме. Связь блоков
первой ступени РН обеспечивалась с помощью межступенного переходника и
нижнего пояса связей, которые воспринимали только поперечные усилия.
Несмотря на ряд достоинств тандемных схем с полиблочными ступенями
РН, им были присущи крупные недостатки: большая длина РН вела к росту
габаритов наземных агрегатов и сооружений, а блочность второй ступени РН
влекла за собой увеличение объема сборочных работ на полигоне. Кроме того,
необходимо было вводить специальные системы синхронизации заправки и
расхода окислителя из четырех баков. В результате проектанты вернулись к
пакетной схеме.
Последующая разработка комплекса Kl 1K37 велась в соответствии с
пятилетним планом важнейших научно-исследовательских и
опытно-конструкторских работ по вооружению и военной технике на 1986-1990 гг.,
утвержденным постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР от 19 июня 1986 г.
В январе 1986 г. правительство еще раз подтвердило сроки работ по
проекту «Буран-Т» (транспортный вариант системы «Энергия-Буран», на котором
вместо многоразового орбитального корабля применялся одноразовый грузовой
транспортный контейнер диаметром 6,7 м) и представления плана по РН
«Вулкан». Было также предложено выбрать тип РН тяжелого класса по
результатам эскизного проектирования альтернативных вариантов - РН 11К37 и РН
«Гроза».
Общий вид РН «Гроза» (РЛА-125) по эскизному проекту 1985-1988 гг.
представлен на рисунке 31.2.
278

Рис. 31.2. РН «Гроза» (РЛА-125) по эскизному проекту 1985-1988 гг.
Направление на разработку тяжелых РН с вступлением на арену мощной
конструкторской организации, которая владела убедительной базой - РН
«Зенит», утверждалось основательно. Однако в 1986 г. тяжелую РН так и не
выбрали.
Программа развития ракетно-космических средств на период
1986-1995 гг. предусматривала применение РН тяжелого класса для решения
многих задач по запуску КА в интересах Министерства обороны, науки,
народного хозяйства и международного сотрудничества.
По материалам ГКБ «Южное», в соответствии с уточненной в 1986 г.
программой запусков КА до 2005 г., ежегодные потребности в РН тяжелого
класса составляли от 16 до 25 пусков до 1995 г. с увеличением в дальнейшем до
38 пусков в год. При этом более 85% КА требовалось выводить на высокие
орбиты, в том числе геостационарную, с применением разгонных блоков.
Единственный в те годы комплекс тяжелого класса на базе РН «Протон-
К» и разгонного блока ДМ не обеспечивал выполнение ряда современных
требований. В первую очередь - по грузоподъемности, поскольку ожидался двух-
трехкратный рост массы перспективных КА. А применение для боевых
аппаратов защитных кожухов, необходимость увеличения сроков активного
существования КА и повышения высот их рабочих орбит могли привести к дальней-
279

шему росту масс. Оперативность пусков РН «Протон-К» уже считалась
недостаточной, как и производственные мощности по выпуску РН тяжелого класса и
возможности существующих стартовых и технических комплексов. Ситуация
усугублялась тем, что с середины 1980-х годов уже намечалось увеличение
числа запусков КА по коммерческим заказам.
Разрабатываемые в то время многоразовая система «Энергия-Буран» и ее
транспортно-грузовая модификация «Буран-Т» (на основе РН 14К25) не могли
решать все задачи в тяжелом классе - мешали ограничения заводов по
наращиванию производственных мощностей и недостаточные возможности стартовых
и технических комплексов. Кроме того, грузоподъемность «Бурана» на
солнечно-синхронных орбитах была недостаточной.
Предполагалось, что для наиболее эффективного решения задач
перспективной программы запусков необходим новый КРК тяжелого класса (масса
полезной нагрузки на низкой околоземной орбите - 25-40 т) с более высокими
эксплуатационно-техническими характеристиками, ориентирующийся на
действующие мощности экспериментальной и производственной базы.
В июле 1987 г. Научно-технический совет Министерства общего
машиностроения принял решение образовать экспертную комиссию для оценки РН
РЛА-125 («Гроза») и 11К37 в части многоразовых блоков А, эксплуатационных
характеристик, времени подготовки к пуску и интервала пусков, снижения
затрат на выведение полезной нагрузки, рекомендовав завершить этап разработки
и представить эскизные проекты в IV квартале 1987 г. Во исполнение решения
Государственной комиссии Совмина СССР по военно-промышленным
вопросам от 17 июня 1988 г. Главное управление космических средств выпустило
тактико-техническое задание на разработку эскизного проекта комплекса
тяжелого класса К11К37. В том же году вышло дополнение к проекту: облик РН
в очередной раз пересмотрели.
Для запуска КА на низкие и средние круговые и эллиптические орбиты
ракета-носитель 11К37 должна была иметь две ступени, а для выведения
объектов на высокоэнергетические орбиты и отлетные траектории - оснащаться
кислородно-водородными разгонными блоками.
РН 11К37 «образца 1988 г.» стролась по пакетной схеме с возможностью
комплектации различным (от двух до четырех) количеством блоков первой
ступени РН. Возврат к «пакету» обеспечивал сокращение длины изделия,
улучшая его динамическую схему. Ступени РН, работавшие последовательно,
разделялись по «полугорячей» схеме: незадолго до отсечки тяги боковых
блоков запускались рулевые двигатели, а после разделения включались маршевые
двигатели второй ступени РН [240].
Облик РН комплекса К11К37 по эскизному проекту 1988 г. представлен
на рисунке 31.3.
280

Pwc. 37.3 Облик РН комплекса К11К37 по эскизному проекту 1988 г.
Был разработан стартовый комплекс, инвариантный к числу блоков
первой ступени РН. Все варианты РН предполагалось оснащать универсальной
системой управления, обеспечивающей решение задач при изменении
количества блоков первой ступени РН и использовании единой универсальной второй
ступени РН. Масса полезного груза, выводимого на низкую круговую орбиту
(i = 51°, Нкр = 200 км), варьировалась от 25 до 54 т. Соответственно на
стационарную орбиту могли выводиться КА массой от 4,5 до 11 т. При этом
стоимость пуска была минимальной.
В целях снижения стоимости пуска и обеспечения стабильности
производства ракетных блоков для всего «ряда» РН блоки первой ступени РН 11К77
(«Зенит»), 11К25 («Энергия») и 11К37 максимально унифицировались с учетом
ограниченных мощностей заводов-изготовителей. На трехблочном варианте
РН 11К37 предполагалось применять многоразовые боковые блоки,
оснащенные двигателем РД-170 (11Д521). Средства спасения и послеполетного
обслуживания последних заимствовались у блока А РН «Энергия».
281

Вторая ступень РН разрабатывалась с максимальным использованием
задела по РН «Зенит» и исходя из возможностей производственной базы «Юж-
машзавода». Размерность блока определялась оптимизацией проектных
параметров РН и с учетом обеспечения транспортировки с завода-изготовителя на
полигон железнодорожным транспортом без остановки встречного движения.
Двигательная установка ступени РН включала три неподвижных
модифицированных РД-120 (11Д123) и трехкамерный рулевой двигатель новой разработки
на базе рулевого двигателя РД-8 (11Д513) второй ступени РН «Зенит». Переход
к неподвижным камерам маршевых ЖРД обуславливался необходимостью
выдержать железнодорожный габарит (шарнирная подвеска требовала обеспечить
определенный зазор между камерами для безударного качания основных
двигателей, что вело к росту поперечного габарита блока) и стремлением
использовать существующие двигатели. Недостатком, по мнению специалистов КБ
«Южное», была необходимость ввода в систему управления преобразователя
координат.
Автономную инерциальную систему управления на основе бортовой
цифровой вычислительной машины разрабатывал НИИАП, максимально
заимствуя схемные и конструктивно-технологические решения аналогичной
системы РН «Зенит».
Основные характеристики РН И КЗ 7 по дополнению к эскизному проекту
от 1988 года представлены в таблице 31.1.
Таблица 311
Основные характеристики РН 11 КЗ7
по дополнению к эскизному проекту от 1988 года
Характеристика
1. Стартовая
масса, т
2. Масса К А, т
3. Масса/диаметр
головного
обтекателя, т/м
4. Максимальная
длина РН, м
5. Диаметр
блоков РН, м
Двухблочный
вариант РН
1068,61
25,0 (Нкр = 200 км,
i = 51°),
4,5 (ГСО)
5,9/4,7
63,9
3,9
Трехблочный вариант
с многоразовыми
блоками первой
ступени РН
1489,52
30,0 (Нкр = 200 км,
i = 51°),
5,65 (ГСО)
8,0/6,2
65,0
Четырехблочный
вариант РН
1818,64
54,0 (Нкр = 200 км,
i=51°),
11,0 (ГСО),
8,0/6,2
65,0
282

Характеристика
Двухблочный
вариант РН
Трехблочный вариант
с многоразовыми
блоками первой
ступени РН
Четырехблочный
вариант РН
Характеристики ступеней РН
Характеристика
6. «Сухая» масса
отделяющейся
части, т
7. Конечная масса
отделяющейся
части, т
8. Рабочий запас
топлива, т
9. Стартовая тяга
ДУ на уровне
моря/в пустоте, тс
Первая
ступень РН
73,2
85,555
632,294
1480/1612
Вторая
ступень
РН
19,96
23,878
295,315
-/285
Первая
ступень РН
164,4
182,005
949,368
2220/2418
Вторая
ступень РН
20,22
24,218
295,209
-/285
Первая
ступень РН
146,4
171,11
1265,824
2960/3224
Вторая
ступень
РН
20,5
24,5
295,209
-/285
Задача выбора компоновки и оптимизации основных параметров РН
заключалась в поиске рационального варианта второй ступени РН при
фиксированной тяге и заправке бокового блока (должны были приземляться в районе
падения блоков А РН «Энергия» (примерно 455 км от места старта), что
удешевляло поисково-спасательные операции). Применительно к максимальной
массе полезной нагрузки основного (трехблочного) варианта оптимизировались
массы (начальная и рабочего запаса топлива) и тяга двигателей второй
ступени РН.
Баллистические расчеты показали, что максимальная масса полезной
нагрузки трехблочного варианта достигается при рабочем запасе топлива
295 т и при тяге двигателей второй ступени РН в диапазоне 270-320 тс.
Оптимальную тягу дала комбинация трех двигателей типа РД-120 (11Д123) и трех
рулевых двигателей.
Характеристики второй ступени РН оставались неизменными при
различной комплектации РН. Для двухблочного варианта РН вторая ступень РН
оказалась слишком большой, а для четырехблочного варианта РН - почти
оптимальной. Дальность полета блоков двухблочной РН, определенная прямым
баллистическим расчетом с учетом попадания на территорию района,
выделенного под блоки А РН «Энергия», была меньше, чем у трехблочной РН. Блоки
четырехблочного варианта РН должны были падать в зоны, отведенные для
первой ступени РН «Зенит». Использовать этот район для двухблочной РН бы-
283

ло нецелесообразно из-за больших потерь массы выводимой полезной
нагрузки, даже при оптимизации запаса топлива путем недолива.
Для выведения КА на орбиты заданного наклонения - при условии
попадания отделяемых частей тяжелой РН в зоны падения РН «Энергия» и РН
«Зенит» - на участке выведения предусматривался пространственный маневр
второй ступени РН. При ограниченном числе базовых направлений пусков в
сочетании с двухступенчатой схемой РН он позволял обеспечить минимальное
число районов под падение (посадку) отделяющихся частей РН.
Параллельно с разработкой ракетной части комплекса шло
проектирование наземной инфраструктуры. Стартовый и технический комплексы должны
были обеспечить проведение работ с РН в любой комплектации блоками
первой ступени РН. При выборе метода технической подготовки учитывались
такие факторы, как ожидаемые времена и трудоемкость сборки, метеорологиче-
скиеусловия, требования по основным эксплуатационным характеристикам
комплекса. Был принят метод, который предполагал сборочно-проверочные
операции РН на техническом комплексе и транспортировку полностью
собранной РН на стартовый комплекс, где осуществлялись предстартовая подготовка
и пуск. Он наиболее полно отвечал предъявляемым требованиям, обеспечивая
наибольшую производительность и высокие эксплуатационные характеристики
комплекса.
Специалисты КБТМ, проектировавшие технический и стартовые
комплексы, проработали два способа сборки и транспортировки РН 11К37:
традиционный для СССР горизонтальный и вертикальный, широко применяемый,
например, в США. Анализ показал, что вертикальный способ позволяет снизить
трудоемкость и время сборки РН, упростить агрегаты наземного оборудования
и уменьшить нагрузки, действующие на РН от консольно закрепленной
космической головной части.
Подготовка к пуску отличалась высокой степенью автоматизации.
Учитывая трудности реализации сопряжения магистралей РН блочной компоновки
и необходимость прекращения подачи компонентов топлива и сжатых газов за
минимальное время до пуска, был выбран принцип автоматической стыковки с
промежуточным элементом - транспортно-пусковой платформой.
РН 11К37 на транспортно-пусковой платформе показана на рисунке 31.4.
Схема обеспечивала автоматическую стыковку на стартовом комплексе
заправочных, пневматических и электрических коммуникаций РН с наземным
оборудованием и установку РН на пусковое устройство. Кабель-заправочная
мачта, установленная на транспортно-пусковой платформе, обеспечивала
заправку второй ступени РН и разгонного блока, а также существенно упрощала
процесс интеграции РН и повышала точность сборки.
284

Рис. 31.4. РН 11К37 на транспортно-пусковой платформе
РН 11К37 на стартовом комплексе показана на рисунке 31.5.
Рис. 31.5. РН 11К37 на стартовом комплексе
285

Внешне РН выглядела довольно необычно: нижняя часть второй ступени
РН находилась едва ли не на уровне середины боковых блоков. Основным
силовым элементом, связывающим пакет, был конический переходник,
расположенный в верхней части второй ступени РН. На его верхний торец
устанавливалась космическая головная часть, на боковой поверхности переходника с
помощью разрывных узлов связи (верхний пояс) крепились блоки первой ступени
РН. Верхний пояс связи воспринимал весь комплекс нагрузок - продольных и
боковых. Схема с передачей продольных усилий в верхнем поясе и
унификацией носовых отсеков боковых блоков РН 11К37 была принята благодаря
возможности применения серийно изготавливаемых на Южмашзаводе боковых
блоков РН «Энергия» многоразового исполнения.
Нижний - стержневой - пояс связей располагался в районе торца второй
ступени РН. Узлы подвески боковых блоков крепились на силовой шпангоут,
имеющий сечение в виде замкнутого треугольника.
Носовые части блоков были геометрически подобны верхним частям
«боковушек» РН «Энергия» и оставались неизменными при любой
комплектации первой ступени РН. Блоки многоразового применения оснащались
средствами спасения. Эти отсеки были весьма массивными и увеличивали
пустую массу первой ступени РН. В остальном боковые блоки РН 11К37 были
подобны блокам А РН «Энергия» и первой ступени РН «Зенит». Лишь в
обечайку бака горючего был вварен промежуточный силовой шпангоут,
воспринимающий боковые усилия, передаваемые нижним поясом узлов связи.
Отделение и увод каждого ракетного блока первой ступени от РН осуществляли
шесть РДТТ, размещенных на носовой части (два) и на межбаковом отсеке
(четыре).
Унификация блоков первой ступени РН многократного применения
позволяла:
- снизить материальные затраты отрасли на разработку комплексов
средств спасения и послеполетного обслуживания за счет использования
опережающего задела НПО «Энергия»;
- ограничиться едиными для отрасли и страны в целом затратами на
создание единых посадочных комплексов и технологического оборудования;
- производить и эксплуатировать единые средства спасения для РН 11К37
иПК25.
Компоновочная схема РН 11 КЗ7 с многоразовыми блоками первой
ступени по эскизному проекту 1988 г. представлена на рисунке 31.6.
286

Рис. 31.6. Компоновочная схема РН 11К37
с многоразовыми блоками первой ступени
по эскизному проекту 1988 г.
Вторая ступень РН 11К37 в части компоновки, пневмогидравлической
системы и многих элементов конструкции была максимально унифицирована с
первой ступенью РН «Зенит».
Камеры маршевых двигателей неподвижно крепились к торцевой части
хвостового отсека, а камеры рулевого двигателя - в узлах подвески,
допускающих качание в тангенциальном направлении. На внешней поверхности
хвостового отсека ступени РН размещались три РДТТ увода блока от головной части.
Приборный отсек располагался над баком окислителя второй ступени РН.
Большая часть аппаратуры системы управления размещалась в герметичных
приборных контейнерах, а отдельные блоки - «россыпью» - в «сухих» отсеках,
287

в частности в межбаковых отсеках блоков первой ступени РН. Конструкция
приборного отсека обеспечивала возможность замены отдельных контейнеров
на собранной РН.
Космическая головная часть, габариты которой определялись на основе
анализа перспективных данных, включала в свой состав КА, разгонный блок и
головной обтекатель. Головной обтекатель проектировался двух типоразмеров:
диаметром 6,2 м для трех- и четырехблочной комплектации и 4,7 м - для двух-
бл очной.
Для запуска аппаратов на высокоэллиптические и геостационарные
орбиты и отлетные траектории предполагалось использовать КВРБ разработки КБ
«Салют» - на базе разгонного блока «Шторм», проектировавшегося для РН
«Протон-К» (при двух- и трехблочной комплектации первой ступени РН
11К37) или РН «Вихрь» (при четырехблочной комплектации). Последний КВРБ
проектировался для основного конкурента - РН «Гроза».
С завода-изготовителя на космодром блоки РН 11 КЗ 7 перевозились на
железнодорожных секциях типа 11Т777, каждая из которых состояла из трех
платформ: основной с базой 22 м и двух платформ прикрытия с базой 17 м.
Перевозка осуществлялась без остановки встречного движения.
Принципиально возможной была и авиационная транспортировка: в
грузовой кабине самолета Ан-124 мог быть размещен любой из транспортируемых
элементов РН. Головной обтекатель большого диаметра делился на две
продольные створки, при этом каждая транспортировалась отдельно. Для доставки
на космодром двухблочного варианта требовалось шесть рейсов Ан-124, трех-
блочного - семь.
В 1988 г., на фоне неопределенности с программами «Буран» и
«Буран-Т», развернулись споры вокруг выбора перспективной тяжелой РН.
НПО «Энергия» предложило разработать полностью многоразовую
систему 175ГК («Энергия-2»), которая по своей размерности - 30-40 т на низкой
околоземной орбите - вторгалась в нишу РН 11К37.
При этом утверждалось, что стоимость разработки не превысит
1 млрд. руб. благодаря возможности использовать наработки по «Бурану»,
а удельная стоимость выведения составит порядка 100 руб./кг.
В августе 1988 г. состоялось заседание научно-технического совета Мин-
общемаша.
НТС должен был определить свое отношение к техническим
предложениям по многоразовой воздушно-космической системе, которая, по
определению комиссии, позволит создать задел для сверхтяжелых перспективных
средств выведения.
После долгих обсуждений была принята рекомендация НТС одобрить
концепцию создания полностью многоразовой транспортной космической сис-
288

темы и РН сверхтяжелого класса на основе задела по комплексу «Энергия-
Буран».
НПО «Энергия» поручалось завершить уточнение дополнений к
эскизному проекту «Гроза», а НПО «Южное» - завершить разработку дополнений к
эскизному проекту РН 11К37.
Таким образом, проект 11К37 получил определенную, и достаточно
весомую, поддержку в лице генеральных конструкторов и руководителей
отраслевых НИИ. Кроме того, военное ведомство явно отдавало предпочтение
проектам КБ «Южное», считая необходимым использовать капризный водород лишь
в разгонных блоках. Складывалась ситуация, когда НПО «Энергия» могло
лишиться заказов на РН тяжелого класса. Это обстоятельство предопределило
обострение конкурентной борьбы между двумя предприятиями.
В соответствии с принятыми решениями, в 1989 г. по договору с
Минобороны КБ «Южное» выпустило дополнительную часть дополнений к
эскизному проекту по использованию для подготовки и пуска РН 11К37
доработанного Универсального комплекса стенд-старт (УКСС) и других сооружений
наземной инфраструктуры комплекса 1К11К25 [457].
На рисунке 31.7 показана схема высотной части МИКа РН 11К37.
Рис. 31.7. Высотная часть МИКа РН 11К37
289

На рисунке 31.8 представлена планировка МИКа РН 11К37.
Рис. 31.8. Планировка МИКа РН 11К37
В проекте остались только двух- и трехблочный варианты, а
многоразовые блоки первой ступени РН были заменены одноразовыми. Эти изменения
обуславливались весомыми причинами. В стране ощущалась нехватка
финансов, а экономика трещала по швам. Было ясно, что миллиардов на
строительство новых колоссальных объектов не будет. Поэтому предпочтение отдавалось
использованию уже имевшихся технических и стартовых комплексов
Байконура.
Общий вид РН 11К37 по эскизному проекту 1989 г. представлен на
рисунке 31.9.
Тогда же были переоценены прогнозируемые темпы пусков ракет-
тяжеловесов и целесообразность многократного использования блоков первой
ступени РН. По итогам эскизного проектирования в 1988 г. было определено,
что экономия средств на каждом пуске частично многоразовой РН составит -
5,8% по сравнению с чисто одноразовой РН. При этом ухудшение массового
совершенства при переходе от одноразовых блоков к многоразовым вело к
снижению массы полезного груза. По стоимости пуска «двухблочная» РН
11К37 была на 19% дешевле «трехблочной» РН с многоразовыми блоками,
а выводимая масса ухудшалась всего на 15%, что делало ее применение
предпочтительнее для 84% пусков в программе до 2005 г.
290

Рис. 31.9. Общий вид РН 11К37 по эскизному проекту 1989 г.
Исходя из дополнительных затрат на разработку и испытания блоков
многократного использования, окупаемость затрат, как выяснилось, могла
наступить примерно на 65-м пуске, что при планируемой программе произошло
бы не ранее чем через 25 лет.
Не последнюю роль сыграли и технические проблемы: до настоящей
многократности применения было далеко. Между тем многоразовые блоки
первой ступени РН 11К37 были разработаны в условиях не утвержденных
окончательно средств спасения блоков А РН «Энергия». Эти причины и привели к
отказу от многоразовых «боковушек».
Что касается ухода от четырехблочного варианта РН 11К37, то, по
данным КБ «Южное», в 1989 г. в программе планируемых пусков был выявлен
недостаток потенциальных полезных нагрузок под данную - 54 т -
грузоподъемность. Стало очевидно: варианты РН с грузоподъемностью более 40 т явно
преждевременны.
Для дальнейшей разработки в эскизном проекте 1989 г. была принята
компоновка с измененным взаимным расположением блоков ступеней РН и
схемой межблочных связей. Модификация обеспечила существенное снижение
массы конструкции (на 10%), уменьшение полной длины (на 10%), а также по-
291

вышение низшей собственной частоты колебаний РН в полете на 25%. Был
выпущен альбом проектных чертежей.
Основные характеристики РН 11К37 по дополнению к эскизному проекту
1989 года представлены в таблице 31.2.
Таблица 31.2
Основные характеристики РН 11К37
по дополнению к эскизному проекту 1989 года
Общие
характеристики РН
1. Стартовая масса, т
2. Масса КА, т
3. Масса головного
обтекателя, т
4. Габариты (длина х
диаметр) головного
обтекателя,м
5. Максимальная
длина РН, м
6. Диаметр ракетных
блоков, м
Характеристи ки
ступеней РН
7. «Сухая» масса
отделяющейся
части, т
8. Конечная масса
отделячющейся
части, т
9. Рабочий запас
топлива, т
10. Стартовая тяга
ДУ (на уровне моря/
в пустоте), тс
Вариант первой ступени РН
Двухблочный
1065,373
25,0 (Нкр = 200 км, i = 51°),
4,5 (ГСО),
7,43 (ССО,
Нкр = 800 км, i = 991°)
5,0
23,5 х 4,7
56,85
3,9
Первая
ступень РН
64,0
76,354
630,31
1480/1612
Вторая
ступень РН
21,0
24,912
296,18
-/285
Трехбл очный
1370,00
38,65 (Нкр = 200 км, i = 51°),
8,0 (ГСО),
14,52 (ССО,
Нкр = 800 км, i = 991°)
7,0
25,4 х 6,2
56,85
3,9
Первая
ступень РН
96,0
113,605
964,226
2220/2418
Вторая
ступень РН
21,3
25,318
221,074
-/285
По сравнению с рассмотренным ранее вариантом общая длина РН
уменьшилась на 6,5 м за счет большего «заглубления» второй ступени РН
внутри пакета блоков первой ступени РН; она составляла 56,85 м для двухблочного
варианта первой ступени РН и 58,85 м - для трехблочного. Кроме прочего, со-
292

кращение общей длины позволило использовать стенд динамических
испытаний «Энергии» для интеграции РН с головной частью в вертикальном
положении и исключить доработку УКСС для проведения указанных работ.
Энергетические характеристики двухблочной РН 11К37 для выведения
КА на характерные круговые орбиты представлены в таблице 31.3.
Таблица 31.3
Энергетические характеристики двухблочной РН 11К37
для выведения КА на характерные круговые орбиты
Наклонение
орбиты
1.51°
2. 64,8°
3.99°
Азимут
пуска
64,1°
39,4°
191,1°
Дальность
падения блоков
первой ступени
РН, км
418
362
477
Дальность
падения
головного
обтекателя, км
1830
1649
850
Высота
орбиты,
км
200
400
600
800
200
400
600
800
200
400
600
800
Масса
КА,т
25
19,75
15,22
10,99
20,45
16,61
12,76
9,09
20,30
16,07
11,84
7,43
Энергетические характеристики трехблочной РН 11К37 для выведения
КА на характерные круговые орбиты представлены в таблице 31.4.
Таблица 31.4
Энергетические характеристики трехблочной РН 11К37
для выведения КА на характерные круговые орбиты
Наклонение
орбиты
1.51°
Азимут
пуска
65°
Дальность
падения блоков
первой
ступени РН, км
905
Дальность
падения
головного
обтекателя, км
1830
Высота
орбиты,
км
200
400
600
800
Масса
КА,т
38,65
33,39
27,20
20,43
293

Наклонение
орбиты
2. 64,8°
3.99°
Азимут
пуска
36,4°
192,4°
Дальность
падения блоков
первой
ступени РН, км
928
860
Дальность
падения
головного
обтекателя, км
1649
860
Высота
орбиты,
км
200
400
600
800
200
400
600
800
Масса
КА,т
36,38
31,73
26,08
19,79
32,87
27,20
21,08
14,52
Компоновка РН 11К37 по эскизному проекту 1988 г. представлена на
рисунке 31.10.
Рис. 31.10. Компоновка РН 11 КЗ 7 по эскизному проекту 1988 г.
294

Блоки первой и второй ступеней РН соединялись в трех поясах: верхнем,
среднем и нижнем. Введение третьего пояса межблочных связей обеспечивало
улучшение условий стабилизации РН.
Верхний пояс связей располагался в районе приборного отсека второй
ступени РН и воспринимал только радиальные и боковые нагрузки. Узел связи
выполнялся в виде стержневых тяг, которые шарнирно соединялись с
кронштейнами на шпангоутах верхних днищ баков окислителя второй и первой
ступеней РН. Тяги воспринимали радиальные нагрузки, а соединения типа «зуб» -
боковые.
Средний пояс связей располагался в районе межбаковых отсеков первой и
второй ступеней РН и также воспринимал только радиальные и боковые
нагрузки. Конструктивно он был аналогичен верхнему поясу. Нижний пояс
связей, выполненный как пространственная стержневая рама, располагался в
районе хвостового отсека второй ступени РН и воспринимал весь комплекс
нагрузок.
Выбранная схема позволила разгрузить боковые блоки от повышенных
продольных сжимающих сил, характерных для силовой схемы РН «Энергия».
Вместо продольной силы порядка 1000 тс на носовые отсеки боковых блоков
действовали лишь сравнительно небольшие распределенные аэродинамические
и массово-инерционные нагрузки.
Фактически носовые части блоков первой ступени РН выполняли
функцию только аэродинамических обтекателей, что позволяло изготовить их из
неметаллического материала в виде трехслойной (стеклопластиковый сэндвич с
сотовым заполнителем) конструкции.
Конический переходник второй ступени РН был разгружен от
продольных сосредоточенных сил. Хотя по сравнению с предыдущим вариантом
конструктивно-силовой схемы, центральный блок оказался в полете нагружен
дополнительным сжатием, это повлекло за собой лишь незначительный (чуть
более тонны) рост массы конструкции. Он компенсировался существенным
уменьшением массы конструкции боковых блоков и облегчением обтекателя.
Кроме того, была оптимизирована заправка второй ступени РН трехблоч-
ного варианта - ее уменьшили на 75 т, что позволило «ронять» боковые блоки в
зоны падения первой ступени РН «Зенит». При этом максимальная масса
полезной нагрузки, выводимой на низкую орбиту, выросла более чем на полторы
тонны.
В июле 1989 г. результаты разработки дополнения к эскизному проекту
по комплексу 11К37 были доложены на совместном заседании секций №1 и №3
НТС Министерства общего машиностроения. Разработка получила одобрение.
Над НПО «Энергия» нависла угроза не только проиграть конкурс на
тяжелую РН, но и лишиться контроля над ключевыми сооружениями наземной
инфраструктуры программы «Буран». Допустить этого одно из мощнейших
предприятий отрасли, конечно же, не могло.
295

Руководство «Энергии» обратилось к министру с просьбой завершить
работу комиссии, назначенной в августе 1988 г., которая на основе комплексного
анализа и исследований должна была определить основные направления работ
по созданию перспективных средств выведения в отрасли и не допускать
частных решений по любому комплексу.
Еще с весны 1989 г. в НПО «Энергия» прорабатывались варианты РН
РЛА-125 с уменьшенным центральным блоком и двумя двигателями вместо
четырех на штатном блоке Ц. Она могла выводить на низкую околоземную
орбиту КА массой до 55 т, но и это было сочтено избыточным в существующих
реалиях.
Летом 1989 г. были рассмотрены еще более «урезанные» вариации РН
«Гроза». В частности, прорабатывались РН с диаметром центрального блока
4,1, 5,5 и 7,7 м с заправкой от 200 до 450 т с одним-двумя двигателями. К
началу осени 1989 г. были отобраны два варианта тяжелой РН с двумя
одноразовыми блоками А и блоком Ц, на котором устанавливался один двигатель РД-0120.
Отличие заключалось в диаметре центрального блока - 5,5 м или 7,7 м.
Диаметр 7,7 м уже был освоен на заводе «Прогресс», и чаша весов склонилась в его
сторону. Новая РН получила индекс 217ГК и условное название «Нейтрон».
Общий вид РН «Энергия-М» («Нейтрон») представлен на рисунке 31.11.
Рис. 31.11. РН «Энергия-М» («Нейтрон»)
296

В сентябре-октябре 1989 г. в Волжский филиал поступили общие виды
новой РН и основные положения на ее разработку. Коллектив КБ приступил к
подготовке развернутого технического предложения, которое по объему
практически соответствовало эскизному проекту.
Если РН 11К37 выглядела странновато - в основном, из-за наличия трех-
блочного «несимметричного» варианта, но в целом оставалась «в рамках
ракетных приличий», то РН «Нейтрон» казалась просто уродцем. Не говоря уже о
том, что после проработки выяснилось: максимальная грузоподъемность РН
составит не более 34-35 т вместо 37 т по первоначальным расчетам. Тем не менее,
все силы НПО «Энергия» были брошены на проект РН «Нейтрон».
Именно этот проект (под названием «Энергия-М») стал победителем в
конкурсе на тяжелую РН. Итоги конкурса, в котором приняли участие НПО
«Энергия», НПО «Южное» и КБ «Салют», подводились на НТС Министерства
общего машиностроения летом 1990 г.
Несмотря на то, что РН 11К37 очень нравилась военным, победила РН
«Энергия-М». Причин тому было немало. По мнению специалистов КБ
«Южное», Министерство общего машиностроения, отдав днепропетровцам
предпочтение в конкурсе на легкую РН 11К55, не посчитало возможным передать всю
перспективную космическую программу в «одни руки». Можно также
предположить, что на выборе РН «Энергия-М» сказалось наличие готовой
производственной базы на заводе «Прогресс», а также значительная унификация с
базовым вариантом РН 11К25 и желание сохранить загрузку «самарского куста» и
наработки по водородным технологиям. Проект НПО «Энергия» давал
возможность и «Южному» получить свой «кусок пирога» в виде производства
модульных частей блоков А.
С 1990 г. все работы по комплексу К11К37 были свернуты. Но и победа
РН «Энергия-М» оказалась пирровой - вскоре и она канула в Лету.
С первого взгляда история РН 11К37 типична для множества
нереализованных проектов, коими изобилует история мирового ракетостроения, и место
ей - на пыльных полках технических архивов. Но, присмотревшись чуть
внимательнее, нетрудно заметить в облике «37-й» - при всех конструктивных
различиях - черты современных РН. Это неудивительно: именно в РН 11К37 и
«Энергии» советское ракетостроение полностью воплотило концепцию
модульных РН.
Совершенно сознательно параметры совершенства РН приносились в
жертву эффективности всего семейства в целом: на первый план выходили не
технические показатели, а экономические критерии.
Кроме прочего, семейство РН 11К37 занимало более удачную нишу, чем
РН семейства «Энергия», ряд которых исконно начинался с грузоподъемности
порядка 50-60 т. То есть именно с максимальных значений для самого тяжело-
297

го варианта РН 11К37. Иными словами, энергетика днепропетровских РН
больше соответствовала реальным потребностям заказчиков.
Размерность 35-40-тонной РН даже сейчас представляется
целесообразной. Например, с учетом географического положения российских космодромов,
а также некоторой «тяжеловесности» отечественной элементной базы, «сороко-
тонник» как раз мог бы конкурировать с западными РН класса Ariane 5 или
Delta Г/ Heavy. Такую РН можно было с успехом применять для лунных и
межпланетных миссий, в том числе с высокой энергетикой - для полетов в
системы планет-гигантов или к поясу Койпера. Для РН сорокотонного класса
полезной нагрузкой могли служить также и тяжелые модули орбитальных
станций.
Нельзя не заметить, что в истории РН 11К37 отразились не только
достижения и потенциал, но и многие недостатки советской ракетно-космической
отрасли. На реализацию задачи смены парка РН, декларированной в первой
половине 1970-х годов, не хватило ни ресурсов, ни политической воли. К тому же
нельзя забывать, что обстановка конца 1980-х годов мало способствовала
реализации проектов, а РН 11К37 к таковым относилась.
298

32. ПРОЕКТ СЕМЕЙСТВА СУПЕРТЯЖЕЛЫХ
МЕТАНОВЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
РАЗРАБОТКИ ГКНПЦ ИМЕНИ. М.В. ХРУНИЧЕВА
КБ «Салют» - филиал ГКНПЦ имени М.В. Хруничева разрабатывает
серию различных модификаций новой сверхтяжелой РН грузоподъемностью от
45 до 175 т [341].
Из предложенной линейки супертяжелых метановых РН первая -
РН-45М. Число «45» означает массу в тоннах, выводимую на орбиту
наклонением 51,6° и высотой 200 км. Буква «М» означает вид горючего - метан. Это
двухступенчатая РН пакетной схемы с метановыми двигателями М400 на обеих
ступенях. На центральном блоке - один двигатель, на каждом из двух боковых
ускорителей - по два таких двигателя (всего пять двухкамерных двигателей).
Стартовая масса этой РН - 1232 т.
Следующая РН новой линейки - РН-75М стартовой массой 2351 т,
выводящая на низкую орбиту 75 т. Ракета-носитель РН-75М отличается от ракеты-
носителя РН-45 количеством ускорителей второй ступени РН - их не два, а
четыре. Таким образом, при старте запускается одновременно девять
двухкамерных двигателей М400.
Общий вид модификаций супертяжелых метановых РН представлен на
рис. 32.1.
Рис 32.1. Супертяжелые метановые РН
299

Третья РН метанового ряда - РН-100М грузоподъемностью 100 т и
стартовой массой 2595 т - отличается от ракеты-носителя РН-75 наличием третьей
ступени РН, оснащенной одним метановым двигателем М200 (вдвое меньшей
мощности).
Еще одна модификация - ракета-носитель РН-150М - отличается
наличием не четырех, а шести ускорителей с двигателями М400. Таким образом, при
старте запускаются сразу 13 двухкамерных двигателей. Третья ступень этой РН
оснащена одним метановым двигателем М200. Стартовая масса РН - 3513 т.
Далее идут два варианта сверхтяжелой РН с кислородно-водородной
(вместо метановой) третьей ступенью с двигателем РД-0120. Модификация
ракеты-носителя - РН-125М с четырьмя боковыми модулями имеет
грузоподъемность 125 т и стартовую массу 2626 т.
И, наконец, самая мощная модификация ракеты-носителя - РН-175М
(грузоподъемность 175 т) с шестью боковыми блоками и третьей кислородно-
водородной ступенью РН с двигателем РД-0120. Ее стартовая масса- 3747 т.
Для запуска сверхтяжелой РН предполагается использовать
универсальный комплексный стенд-старт на Байконуре, откуда стартовала первая РН
«Энергия», и многие сооружения, созданные по программе «Энергия-Буран».
В КБ «Салют» ГКНПЦ им. М.В. Хруничева также разрабатывается
новый, более современный модуль увеличенного диаметра (более 4,15 м) и,
естественно, большего объема.
300

33. ЭКЗОТИЧНЫЙ ПРОЕКТ
СЕМЕЙСТВА ТЯЖЕЛЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Сегодня строительство даже опытной космической солнечной
электростанции (КСЭС), как говорится не по карману. Ведь для этого требуются
принципиально новые средства выведения - супертяжелая космическая
многоразовая многоступенчатая РН, способная выводить на орбиту функционирования
КСЭС грузы массой до 250 т по цене не более 100-200 долл. за килограмм.
Такая РН в АИН им. A.M. Прохорова прорабатывается как для захорония
радиоактивных отходов, так и для выведения КСЭС [358].
На рис. 33.1 представлена трехступенчатая сверхтяжелая РН
грузоподъемностью 180 т на круговую орбиту (Н = 250 км) для захоронения
радиоактивных отходов.
25000
Рис. 33. 1. Трехступенчатая сверхтяжелая РН грузоподъемностью
180 т на круговую орбиту (Н = 250 км) для захоронения радиоактивных отходов:
1 - неразрушаемая капсула с двигательной установкой; 2 -многоразовые блоки
На рис. 33.2 представлена четырехступенчатая сверхтяжелая РН
грузоподъемностью 250 т для выведения КСЭС на круговую орбиту (Н = 250 км).
301

Рис. 33.2. Четырехступенчатая сверхтяжелая РН грузоподъемностью 250 т
для выведения КСЭС на круговую орбиту (Н=250 км)
302

34. ПРОЕКТ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ МНОГОКРАТНОГО
ПРИМЕНЕНИЯ
Концепция многоразовое™ во многом «завязана» на энергетику, топливо.
Здесь многое определяет вклад первой ступени РН: она самая
крупногабаритная и дорогая, требует самых мощных двигателей. Поэтому предложение,
выдвинутое Центром Келдыша совместно с ЦНИИмаш еще в 1997 г., содержало
положение о том, что разработку многоразовых средств выведения надо
начинать с создания многоразовой первой ступени РН.
Технически отрасль к этому готова. Можно создать двигатели и
конструкцию ступени РН - она не будет сложнее шаттла или «Энергии_Бурана», кое
в чем даже проще.
Каждый разработчик двигателей продвигает свои идеи.
У «Энергомаша», например, есть прекрасные достижения в области
создания самых мощных и совершенных кислородно-керосиновых ЖРД. Эти
двигатели не имеют себе равных в мире.
Специалисты Центра Келдыша подходят к проблеме с другой стороны.
Считая, что многоразовость должна базироваться, в первую очередь, не на
энергетике, а на малой стоимости эксплуатации системы, они выдвигают идею
метановых ЖРД - близких «родственников» водородных двигателей.
Анализируя тактико-технические характеристики РН, особенно
перспективных, нередко приходишь к выводу, что для первой ступени РН высочайшие
удельные характеристики двигателей не нужны.
Для многоступенчатой РН гораздо важнее совершенство верхних
ступеней.
Решающим фактором должна быть стоимость жизненного цикла
двигателя (разработка, изготовление и эксплуатация). По аналогичным критериям
сейчас в мире оцениваются как двигатели, так и сами многоразовые системы.
Разработчики пришли к выводу, что одноступенчатые РН (как и
применение воздушно-реактивных двигателей) надо оставить на дальнюю перспективу.
Центр Келдыша в свое время первым в стране выдвинул концепцию
одноступенчатой РН на ГПВРД. Однако чем дальше специалисты имели с ней
дело, тем настороженнее относились. Арифметика простая: за счет того, что на
борту РН нет части окислителя (кислород берется из воздуха), можно в
2-2.5 раза сэкономить стартовую массу. Да, РН на старте будет легче, но при
этом ее конструкция будет сложнее и тяжелее, а экономика системы отнюдь не
улучшится.
При сравнении ракетной и воздушно-реактивной («авиационной»)
ступени обнаруживается, что многоразовая ракетная ступень РН будет служить
вдвое дольше, чем авиационная, при условии, что ее ресурс зависит от
термодинамических нагрузок на конструкцию.
303

Более того, конструкция авиационной ступени РН будет в несколько раз
дороже, чем ракетной. Ведь «ракетчики» используют алюминий, а «авиаторы»
вынуждены будут применять высокопрочные титановые и даже жаропрочные
сплавы.
Специалисты Центра Келдыша предложили альтернативный способ.
Востребованной будет основа - первая ступень РН. Она самая дорогая. На нее
можно ставить разные варианты вторых ступеней РН; например, на кислороде
и водороде - для тяжелых грузов или на кислороде и метане - для более легких.
Второй вариант вдвое-втрое дешевле. Да, «кислород-метан» будет выводить в
1,5-2 раза меньше, но ведь не нужно при каждом запуске обязательно выводить
на орбиту «штатные» 25 т. Более дешевая метановая ступень РН позволяет
запускать 12-17 т, что тоже немало [401].
Рис. Концепция двухступенчатой РН,
предлагаемой Центром им. М.В. Келдыша
Можно подвешивать на первую ступень твердотопливные ускорители -
они не меняют полей падения. Например, при старте из Капустина Яра - там
только одно штатное поле падения - ускорители «ложатся» на территории
космодрома. Но при этом они увеличивают полезный груз в два раза.
304

С одной многоразовой первой ступенью РН возможен вывод полезного
груза массой от 10 до 50 т. И при этом нет вопросов по разработке новых
ступеней РН и по зонам отчуждения.
Основные характеристики многоразовой всеазимутальной ракеты-
носителя (МВРН), предлагаемой Центром имени М.В. Келдыша представлены в
таблице.
Таблица
Основные характеристики
многоразовой всеазимутальной ракеты-носителя (МВРН)
Наименование
1. Стартовая масса РН, т
2. Масса полезного груза, т
(Нкр = 200км, i = 51,6°)
3. Количество ступеней РН
4. Компоненты топлива РН и их массовое
соотношение:
- многоразовая первая ступень РН;
- вторая ступень (одноразового
использования) РН
5. Тип, количество и схема
двигателей в двигательной
установке РН:
- многоразовая первая ступень РН;
- вторая ступень РН
6. Стартовая тяговооруженность РН
7. Надежность (прогнозируемая) РН
8. Характеристики многоразовой первой
ступени РН:
- кратность использования;
- кратность использования
маршевого ЖРД;
- режим работы маршевого ЖРД;
- скорость разделения ступеней РН;
- дозвуковое аэродинамическое
качество;
- дальность возвращения
на воздушно-реактивном двигателе
РНбез
твердотопливных
ускорителей
750
25
2
РН
с твердотопливными
ускорителями
950
40
2 + твердотопливные
ускорители
О2+СН4, Km = 2,97;
О2+Н2, Km = 6,8
5-6 ЖРД (без дожигания);
1 ЖРД (с дожиганием)
1,35
1,5
> 0,995
до 100
25
84% от номинала
2500 м/с
6
550 км
305

35. ПРОЕКТ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
Центром Хруничева совместно с НПО «Молния» разрабатывался
многоразовый ускоритель «Байкал» с целью его применения в составе РН «Ангара»
вместо одноразовых ускорителей первой ступени РН.
«Байкал» проектировался по концепции «прилетающих назад» аппаратов
и с максимальным использованием задела по УРМ РН «Ангара».
Другим вариантом практической реализации технологии возвращения и
повторного использования является создание комплекса средств обеспечения
многократного использования ускорителей первой ступени РН (в дальнейшем
Комплекс) [461].
Концепция состоит в разделении общей задачи возвращения ускорителей
на частные: торможение в атмосфере, посадка и транспортировка на
космодром. При этом относительно простая задача торможения возлагается на
бортовую часть Комплекса, а посадки и транспортировки - на его наземную часть.
В соответствии с данной концепцией при взаимодействии с ведущими
специалистами МВЗ им. М.Л.Миля и НИИ парашютостроения был разработан
облик Комплекса, состоящий из наземной и бортовой частей.
Функционирование Комплекса и компоновка его бортовой части на
примере РН «Ангара-А5» проиллюстрированы рисунке 35.1.
Рис. 35.1. Схема функционирования Комплекса и компоновка его бортовой части
на примере РН «Ангара-А5». Состав бортовой части комплекса:
а) ротор, стренга и ловитель; б) крышка обтекателя переднего отсека;
в) вытяжная и тормозная парашютные системы; г) система управления возвращением;
д) основная парашютная система; е) топливные баки РСУ; ж) двигатели РСУ;
з) стабилизирующие щитки
306

Старт многоразовых ускорителей в составе РН (поз. 1) производится с
универсального стартового комплекса, разработанного для семейства
одноразовых РН «Ангара».
В соответствии с циклограммой выведения, через 3,5 мин после старта на
высоте 86 км при скорости 2820 м/с отработавшие ускорители (масса каждого
на момент отделения приерно Ют) отделяются от РН (поз. 2), после чего
включается реактивная система управления (РСУ, поз. 3), отклоняются и
фиксируются в раскрытом положении стабилизирующие щитки.
В процессе предварительного торможения РСУ в течение примерно
4 минут ориентирует ускоритель хвостовым отсеком по полету (поз. 4) и
поддерживает эту ориентацию до входа в плотные слои атмосферы (поз. 5), где
ускоритель ориентируется уже за счет стабилизирующих щитков, а тормозится в
основном за счет воздействия потока на теплозащиту хвостового отсека и
щитки. Ориентировочно через 6-7 минут после отделения от РН ускорители
снизятся до высоты 10 км, где их скорость составит около 200 м/с (720 км/ч).
Приведенная схема была исследована в ряде НИР, выполненных по
заказу Центра имени Хруничева, как средство уменьшения полей падения
одноразовых первых ступеней РН. Результаты показали, что действующие на
ускорители в процессе атмосферного спуска нагрузки могут быть снижены до
значений, допустимых для повторного использования, а поля падения сокращаются
до 14 х 12 км.
Парашютирование ускорителя (поз. 6) начинается с высоты 10 км, когда
по команде от барометрического датчика вводится в действие парашютная
система (ПС).
Вытяжная и тормозная ПС представляют собой облегченный вариант
существующих систем, разработанных НИИ парашютостроения. Основная
система - пятикупольная; каждый купол площадью 1000 кв. м взят из основной ПС
корабля «Союз».
Подхват ускорителей (поз. 7) предполагается осуществлять вертолетами
над территориями, отведенными для полей падения одноразовых ускорителей
первых ступеней РН семейства «Ангара». Сформирован облик средств
обеспечения подхвата, позволяющих исключить доработку серийных вертолетов под
задачи подхвата.
На момент старта РН вертолеты находятся на высоте 3-3,5 км на
границах предполагаемых зон подхвата, координаты которых определяются
расчетным путем до пуска РН. На протяжении 9,5-10,5 мин с момента старта до
момента задействования ПС координаты зон подхвата уточняются по показаниям
телеметрии или, например, по сигналам радиомаяков ПС и распределяются
между вертолетами.
307

Для более точного определения координат зон подхвата можно
использовать сигналы систем спутниковой навигации ГЛОНАСС (Россия) и GPS (США)
с очень высокими показателями точности определения координат и скорости.
Центр Хруничева имеет опыт использования на разгонном блоке «Бриз-
М» системы на основе ГЛОНАСС/GPS, которая формирует кадр
навигационной информации и встраивает его в поток телеметрии, идущей на Землю.
В течение 8-9 мин ускорители снижаются до высоты, где их скорость
парашютирования будет приемлемой для подхвата.
В зоне подхвата экипаж вертолета обнаруживает ускоритель,
выравнивает свою скорость снижения со скоростью парашютирования ускорителя и,
маневрируя в горизонтальной плоскости, осуществляет механическое зацепление
последнего.
Ожидается, что подхват в любое время суток в широком диапазоне
метеоусловий возможен с использованием приборов «ночного видения»,
радиолокационных средств, навигационной спутниковой системы и др.
На начальном этапе эксплуатации Комплекса предполагается
производить подхват в ручном режиме с последующей его автоматизацией (например, с
использованием системы удержания цели).
По предварительной оценке, вероятность подхвата ускорителя составит
не менее 80%.
Для обеспечения максимальной безопасности вертолета и экипажа
предусматривается:
- разведение ускорителей по высотам за счет индивидуальной настройки
барометрических датчиков, вводящих в действие ПС;
- использование специальных разрушающихся элементов, которые
обеспечат отсоединение ускорителя от вертолета при возникновении нагрузок,
превышающих допустимые;
- использование устройства экстренной отцепки ускорителя в случае
возникновения нештатной ситуации.
После механического зацепления вертолетом ускорителя ПС последнего
автоматически отсоединяется, и он буксируется на посадочную площадку для
укладки и последующего отцепления вертолета.
Ускоритель укладывается (поз. 8) по специально разработанной
технологии, позволяющей исключить его повреждение.
Посадочная площадка может быть расположена вблизи станции железной
дороги или аэродрома.
Послеполетное обслуживание ускорителя осуществляется на посадочной
площадке и включает в себя операции по выключению бортовых систем,
внешнему осмотру, подготовке к транспортировке и размещению в транспортном
контейнере.
308

Транспортировка ускорителей на космодром (поз. 9) производится
железнодорожным или авиационным транспортом.
Предполетное обслуживание ускорителей (поз. 10) производится на
техническом комплексе, разработанном для семейства РН «Ангара».
Для облегчения диагностики система управления возвращением может
быть снабжена средствами накопления данных о внешних факторах,
воздействующих на ускоритель («черным ящиком»).
Наземная часть Комплекса включает в себя:
- вертолеты (один для легкого, два для среднего и четыре для тяжелого
класса РН соответственно), оснащенные средствами подхвата отработавших
ускорителей;
- командно-измерительную систему;
- посадочные площадки со средствами укладки и послеполетного
обслуживания ускорителей;
- средства транспортировки ускорителей с посадочных площадок на
космодром.
Бортовая часть Комплекса включает в себя:
- систему управления возвращением;
- средства предварительного торможения (стабилизирующие щитки и
РСУ);
-ПС;
- средства обеспечения подхвата;
- средства обеспечения укладки на посадочную площадку.
Следует отметить, что спасаются только боковые УРМ (центральный же
ускоритель, выполняющий функции ускорителя второй ступени РН среднего и
тяжелого класса - одноразовый). Поэтому при каждом новом пуске
предполагается заменять наиболее «старый» УРМ на новый, а «старый» УРМ -
использовать в составе центрального блока.
Такая технология повторного использования УРМ позволяет ограничить
их потребный ресурс, например, пятью пусками с соответствующими
выигрышами в летно-технических характеристиках, технологичности, надежности и
безопасности, и приэтом достигнуть максимально возможной (для
сегодняшнего уровня развития техники) экономической эффективности.
По предварительной оценке, стоимость эксплуатации Комплекса составит
не более 10% стоимости изготовления ускорителей, что позволит в 2-3 раза
сократить затраты на выведение в космос полезных грузов.
Приведенная выше технология возвращения и повторного использования
отработавших ускорителей позволяет осуществить трансформацию семейства
одноразовых РН «Ангара» в семейство многоразовых РН путем поэтапного
наращивания структуры бортовой и наземной частей Комплекса. Так, оснащение
ускорителей лишь бортовой частью Комплекса позволит, по крайней мере, су-
309

щественно уменьшить поля падения и упростить утилизацию одноразовых
ускорителей, повышая тем самым экологические характеристики РН. На
начальном этапе эксплуатации Комплекс может быть ориентирован на многократное
использование лишь одного ускорителя (например, РН легкого класса) с
арендой одного вертолета. При этом после возмещения затрат (ориентировочно
через 5-10 пусков РН) полученная дополнительная прибыль может быть
направлена на развертывание Комплекса в полном объеме.
Анализ компоновки показал возможность оснащения ускорителей
бортовой частью Комплекса с минимальными доработками УРМ и комплекса
наземного обеспечения.
Общая масса бортовой части Комплекса не превысит 13% «сухой» массы
одноразового ускорителя, что в свою очередь предопределит высокие летно-
технические характеристики семейства многоразовых РН, которые будут
практически полностью идентичны летено-техническим характеристикам семейства
одноразовых РН «Ангара».
Разработка элементов и экспериментальная отработка основных этапов
функционирования Комплекса (в той числе парашютирование имитаторов
ускорителей, их подхват и укладка на посадочной площадке) могут быть
осуществлены с минимальными затратами, в сжатые сроки и не дожидаясь ввода в
эксплуатацию РН, ее стартового и технического комплексов. Важной
особенностью является возможность проведения летно-конструкторских испытаний
Комплекса в ходе коммерческих или федеральных пусков РН.
Создание Комплекса связано с минимальным техническим риском.
Утрата многоразового ускорителя во время испытаний или в процессе эксплуатации
не может существенно повлиять на коммерческую эффективность Комплекса в
целом, поскольку стоимость его бортовой части незначительна. Наиболее
дорогостоящие элементы Комплекса - вертолеты подхвата - это используемые без
доработок образцы отечественной техники, находящиеся в эксплуатации и
имеющие большой опыт применения. Количество циклов использования
ускорителей (до пяти) вполне достижимо.
Представленная технология возвращения и повторного использования
ускорителей экономически эффективна и может быть реализована в сжатые
сроки, в том числе и в условиях нынешнего состояния дел в ракетно-
космической технике. Вместе с тем, используемые концептуальные и
технические решения перспективны и в будущем, так как избавляют многоразовую РН
от большого числа несвойственных ей как транспортному средству систем и
связанных с этим весовых, энергетических, технологических и
эксплуатационных затрат, а элементы технологии могут применяться для создания
многоразовых транспортных кораблей снабжения орбитальных станций, спасения
полезных грузов в случае аварийной ситуации на этапе выведения и др.
310

36. РАЗГОННЫЕ БЛОКИ
За полвека на околоземных орбитах скопилось много отработавших
космических аппаратов, ступеней РН и просто различных отделившихся от них
фрагментов. Учитывая особую актуальность проблемы космического мусора
для современной космонавтики, сегодня стараются спланировать пуск так,
чтобы сама РН не сообщала полезной нагрузке орбитальной скорости. В этом
случае немаленькая последняя ступень РН не служит источником загрязнения
околоземного пространства, а довольно быстро входит в плотные слои атмосферы
и разрушается. Но самому-то аппарату надо как-то добрать еще немного
скорости, чтобы все-таки выйти на орбиту.
Кроме того, существующими РН с имеющихся космодромов доставлять
КА на окончательные рабочие орбиты часто невыгодно или просто
невозможно. Ведь функционирование и ракет-носителей, и космических аппаратов тесно
связано с наземной инфраструктурой. РН в процессе выведения обычно
сбрасывают на землю телеметрическую информацию, а для этого необходимо
наличие наземных пунктов. Потом желательно, чтобы отработавшие ступени РН
падали не куда попало, а в безлюдные районы, где вред от них минимален.
Трассы, над которыми пролетают РН при выведении оборудуются сетью
измерительных пунктов, которые обеспечивают передачу информации, управляющих
команд, измерение параметров движения. И в результате космические аппараты
вначале выводят не туда, куда нужно, а туда, куда можно [284].
Чтобы все-таки попасть «из пункта А в пункт Б», необходимо
дооборудовать РН так называемым разгонным блоком.
Разгонный блок выглядит, как обычная ступень ракеты-носителя. Однако
РБ имеет элементы, которые позволяют ему функционировать в условиях
орбитального полета, а значит, в некоторой степени это уже и космический аппарат.
Чтобы перейти на рабочую орбиту, связка из разгонного блока и космического
аппарата делает несколько витков вокруг Земли. Тем временем надо
контролировать параметры, анализировать состояние бортовых систем. А чтобы выдать
импульс для ухода на другую орбиту, РБ должен определенным образом
сориентироваться. Значит, на борту есть системы ориентации, управления. Кроме
того, в отличие от ступеней РН разгонные блоки действуют там, где атмосферы
уже практически нет. Поэтому они часто имеют более «прихотливую»
конструкцию, чем обтекаемые цилиндры ракетных ступеней.
Сегодня популярна тематика создания и эксплуатации малых
космических аппаратов (в диапазоне масс от десятков до сотен килограммов)
различного назначения. Современные радиоэлектронные компоненты и бортовые
системы позволяют с помощью «малышей» решать практически те же задачи, что и с
использованием более крупных аппаратов.
311

Чтобы сократить стоимость запуска малого аппарата, используется
попутное выведение совместно с базовым «большим» КА, а также групповое
выведение малых аппаратов. При этом возникла необходимость в средствах для
доставки малых КА с опорной орбиты, на которую его вывела РН, на рабочую.
Существующие и разрабатываемые РБ, как правило, рассчитаны на
транспортировку крупных КА. Для малых же КА нужны РБ размерности,
меньшей на порядок, а то и на два. С такими РБ на современном космическом
рынке - дефицит. Соответствующие проекты РБ малой размерности еще ждут
своей реализации.
36.1. Проекты кислородно-водородных разгонных блоков
разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева разработал семейство кислородно-
водородных разгонных блоков, а именно:
- КВСК (кислородно-водородный блок среднего класса) для РН «Ангара-3»;
- КВТК (кислородно-водородный блок тяжелого класса) для РН «Ангара-5»;
- КВРБ (кислородно-водородный разгонный блок) для РН «Ангара-7П»;
- КВРБ (кислородно-водородный разгонный блок) для РН «Амур-5».
Все кислородно-водородные разгонные блоки построены на базе
двигателя РД-0146 [270].
На рисунке 36.1 представлены разгонные блоки КВСК, КВТК, КВРБ (для
РН «Ангара-7П» и РН «Амур-5»).
Рис. 36.1. Разгонные блоки (слева направо) КВСК, КВТК, КВРБ
(для РН «Ангара-7П» и РН «Амур-5» соответственно)
312

Основные параметры кислородно-водородных разгонных блоков
разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева блоков приведены в таблице 36.1.
Таблица 36.1
Основные параметры кислородно-водородных разгонных блоков
разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева
Параметр
1. Начальная масса с
проставкой,т
2. Рабочий запас
топлива, т
3. Конечная масса
разгонного блока, т
4. Масса полезного
груза
на геостационарной
орбите, т
5. Масса полезного
груза на траектории
полета к Луне, т
квск
14,16
10,73
2,63
2,5
4,6
КВТК
24,25
19,6
3,27
5,7
10,0
КВРБ для РН
«Ангара-7П»
29,57
24,5
3,75
7,5
14,0
КВРБ для РН
«Амур-5»
90,0
76,5
9,1
30,0
40,0
Кислородно-водородная двигательная установка для перспективных РБ
носителей среднего класса разработана в филиале Центра Хруничева - КБХМ
имени A.M. Исаева. Конструкция создана по блочно-модульному принципу и
состоит из четырех блоков камер и модуля подачи топлива. Каждый блок
включает две камеры, кинематически связанные с электроприводом,
обеспечивающим их качание в одной плоскости. Вся сборка объединена рамой.
Двигательная установка выполнена по «открытой» схеме, а ее камеры
разработаны на основе рулевых камер «индийского» двигателя КВД-1 и
снабжены коническими насадками для увеличения степени расширения сопла. В
результате пустотный удельный имульс достигает почти 457 с. Общая тяга
установки - около 2 тс при массе 165 кг, диаметре 1,4 м и высоте 0,79 м. Время
непрерывной работы до 1200 с. Двигательная установка рассчитана на
шестикратный запуск [270].
Общий вид кислородно-водородной двигательной установки для
разгонных блоков среднего класса показан на рисунке 36.2.
При старте из Байконура РБ, оснащенный данной двигательной
установкой, обеспечит, например, для РН «Союз-2.1Б» прирост массы, выводимой на
геостационарную орбиту, до 70% по сравнению с РБ «Фрегат».
313

Рис. 36.2. Кислородно-водородная двигательная установка
для разгонных блоков среднего класса
Характеристики кислородно-водородных разгонных блоков КВТК.
КВСК, КВТК-А7 представлены в таблице 36.2.
Характеристики
кислородно-водородных разгонных блоков КВТК. КВСК,
Таблица 36.2
КВТК-А7
Наименование
1. Применение на РН
2. Масса конструкции, т
3. Масса заправляемого
топлива, т
4. Компоненты топлива
5. Длина, м
6. Диаметр, м
7. Тяга маршевого
двигателя,т
8. Удельный импульс, с
9. Число включений
в полете
10. Год первого полета
РБКВТК
(базовый вариант)
«Ангара-5»
4,4
19,6
Жидкий кислород
+ жидкий
водород
11,0
4,1
7,5
470
5
2015 (план)
РБ КВСК
«Ангара-3»
3
11
Жидкий
кислород +
жидкий
водород
11,0
4,1
7,5
470
5
Разработка
РБ КВТК-А7
«Ангара-7»
5
27
Жидкий
кислород +
жидкий
водород
11,0
5,0
7,5
470
5
Разработка
314

ГКНПЦ имени М.В. Хруничева разработал и изготовил по соглашению с
ИСРО (Индия) специально для индийской РН GSLV кислородно-водородный
разгонный блок 12КРБ.
В качестве маршевого двигателя этого разгонного блока используется
жидкостной двигатель на криогенных компонентах топлива (жидкий кислород
и жидкий водород) разработки КБ химического машиностроения имени Исаева.
Характеристики кислородно-водородного разгонного блока 12КРБ
представлены в таблице 36.3.
Таблица 36.3
Характеристики
кислородно-водородного разгонного блока 12КРБ
Наименование
1. Применение на РН
2. Масса конструкции, т
3. Масса заправляемого топлива, т
4. Компоненты топлива
5. Длина, м
6. Диаметр, м
7. Тяга маршевого двигателя, т
8. Удельный импульс, с
9. Число включений в полете
10. Год первого полета
РБ 12КРБ
GSLV
2,5
12,6
Жидкий кислород +
жидкий водород
9,1
2,8
7,5
454
2
2001
Разгонный блок 12КРБ в составе РН GSLV обеспечивает выведение на
геопереходную орбиту космических аппаратов массой до 2,5 т с индийского
космодрома Шрихарикота. Первый успешный пуск РН GSLV с криогенным
разгонным блоком 12КРБ был осуществлен 18 апреля 2001 года [289].
36.2. Разгонные блоки разработки РКК «Энергия»
В настоящее время рынок космических пусковых услуг наиболее
динамично развивается в секторе доставки космических аппаратов на
высокоэнергетические околоземные орбиты - геостационарную, геопереходные,
высокоэллиптические и высокие круговые с периодом обращения до 12 часов. Эти
орбиты являются востребованными для запуска телекоммуникационных и
навигационных КА. Наибольшее количество КА на эти орбиты выведено
космическими ракетными разгонными блоками типа ДМ - надежными космическими
буксирами, созданными в РКК «Энергия» имени СП. Королева и применяемы-
315

ми совместно с трехступенчатой ракетой-носителем «Протон-К» и
двухступенчатой РН «Зенит-28» ракетно-космического комплекса «Морской старт»[283].
Общий вид разгонных блоков разработки РКК «Энергия» представлен на
рис. 36.3. '
Рис. 36.3. Разгонные блоки разработки РКК «Энергия» в цехе
Уникальные возможности РБ типа ДМ, обеспечившие его широкое
применение в течение многих лет, были предопределены его «лунной»
родословной, исходящей от ракетного блока Д (индекс 11С824) комплекса Н-1 - Л-3.
Особенностями разгонных блоков типа ДМ являются:
- применение экологически чистых компонентов топлива;
- возможность многократного включения маршевого двигателя РБ в
полете в условиях невесомости, позволяющая формировать оптимальную схему
выведения космического аппарата;
- высокая тяговооруженность орбитального блока (КА+РБ),
обеспечивающая минимальное время доставки КА на целевые орбиты;
- высокая точность выведения КА на заданные орбиты путем коррекции
полетного задания системы управления РБ с Земли по радиоканалу, в том числе
для компенсации ошибок по параметрам орбиты выведения, возникающих при
работе РН «Протон»;
- возможность передачи телеметрической информации на Землю в
течение всего полета, в том числе через КА-ретранслятор при нахождении вне зоны
видимости наземных станций приема;
- высокая надежность, реально подтвержденная большим количеством
успешных пусков.
Родоначальник РБ типа ДМ - ракетный блок Д - должен был
обеспечивать переход комплекса с траектории полета «Земля-Луна» на орбиту
искусственного спутника Луны и торможение лунного посадочного корабля при его
316

спуске на Луну. В 1967 г. блок Д был адаптирован к РН «Протон». Сначала он
применялся в космическом комплексе Л-1 при облете Луны кораблями серии
«Зонд», затем для автоматических станций «Луна-15»... «Луна-24», а также для
перевода автоматических межпланетных станций с низкой околоземной орбиты
на траекторию полета к Венере и Марсу.
Модифицированный РБ типа ДМ обеспечивал с 1974 г. выведение на
геостационарную орбиту космических аппаратов массой до 2 т. В дальнейшем за
счет облегчения конструкции и применения на разгонных блоках 11С861 и
11С861-01 горючего «синтин» энергетические возможности повышались, что
позволило увеличить массу КА до 2,6 т.
Общий вид разгонного блока ДМ представлен на рис. 36.4.
Рис. 36.4. Разгонный бок ДМ
Информация по разгонному блоку ДМ представлена также в разделах
10 и 18.
На базе РБ 11С861-01 в середине 1990-х годов были разработаны четыре
его модификации ДМ1, ДМ2, ДМЗ и ДМ4, адаптированные для выведения
коммерческих зарубежных КА. Грузоподъемность этих модификаций
несколько снизилась по сравнению с прототипом, главным образом из-за требования
более позднего сброса головного обтекателя. Но и этой грузоподъемности
оказалось достаточно, чтобы успешно конкурировать с другими средствами
выведения на рынке космических пусковых услуг.
Схема развития разгонных блоков семейства ДМ представлена на
рис. 36.5.
317

Pwc. 56.5. Развитие разгонных блоков семейства ДМ
Опыт, полученный при разработке и эксплуатации блоков типа ДМ серии
ДМ1 - ДМ4, был использован при создании еще одной его модификации -
ДМ-SL.
При пуске с экватора РБ ДМ-SL обеспечивает выведение на типовую
геопереходную орбиту аппарата массой до 5 т (с недобором около 1500 м/с до
скорости, требуемой для выхода непосредственно на геостационарную орбиту).
На определенном этапе эксплуатации разгонных блоков ДМ-SL в составе
комплекса «Морской старт» потребовалось улучшить его энергетические
возможности. В связи с этим была разработана конфигурация разгонного блока,
которая вместе с доработанной РН «3eHHT-2S» позволила выводить на
геопереходную орбиту полезные нагрузки массой до 6 т.
Это позволило ракетно-космическому комплексу «Морской старт» при
пусках с экватора успешно конкурировать с РН среднего класса Atlas V и Delta
IVM и даже с РН тяжелого класса «Протон-М».
На базе разгонного блока Д (38 пусков в 1967-76 гг.) были созданы
одиннадцать модификаций разгонных блоков, получившие общее наименование «РБ
типа ДМ».
Всего за период 1967-2006 гг. функционировало 293 РБ типа Д и ДМ,
причем только в 10 случаях полеты сопровождались отказами РБ с потерей КА.
К настоящему времени в РКК «Энергия» имени СП. Королева созданы
две новые модификации РБ: 11С861-03 и ДМ-SLB (последний - в рамках
международной программы «Наземный старт»).
318

РБ 11С861-03 с увеличенными запасами энергетики (РБ имеет топливные
баки увеличенного объема) в качестве горючего будет использовать
недефицитный компонент РГ-1.
Ввиду того, что ряд комплектующих на эксплуатируемых в настоящее
время РБ типа ДМ снимается с производства, в последней модификации
разгонного блока- 11С861-03 внедрены:
- новая система управления;
- новые источники бортового электропитания - литиевые батареи;
- многопараметрическая система управления маршевым двигателем
вместо менее эффективной системы регулирования соотношения компонентов;
- усовершенствованные рулевые машины для управления вектором тяги
маршевого двигателя;
- новая система бортовых измерений.
Проектирование и изготовление модернизированного разгонного блока
11С861-03 осуществлялись в рамках ОКР «Двина-ДМ». Базой для
модернизации был используемый с 1994 г. РБ 11С861-01 (ДМ-2М).
Основным содержанием работ, начатых еще в 1995 г., было увеличение
объема баков компонентов топлива и создание модернизированной системы
управления на базе БЦВМ «Бисер-6» с целью увеличения массы выводимого на
геостационар полезного груза с 2600 до 3400 кг и расширения функциональных
возможностей по реализации программы полета.
Кроме того, были внедрены и другие доработки: литиевые батареи в
качестве источников питания, новая многопараметрическая система управления
маршевым двигателем, усовершенствованные рулевые машины и новая система
бортовых измерений.
Подготовка РБ ДМ-03 показана на рис. 36.6.
Рис. 36.6. Подготовка РБ ДМ-03
319

Конструкторская документация на РБ ДМ-03 была разработана Волжским
филиалом РКК «Энергия». К изготовлению базового модуля первого летного
образца РБ Красноярский машиностроительный завод приступил в феврале
2003 г.
Первый пуск планировалось провести с двумя КА «Ямал-300», однако
после отмены этого заказа РБ ДМ-03 оказался в «подвешенном» состоянии.
В итоге было решено начать летные испытания на трех серийных КА
«Глонасс-М», хотя для выведения их на целевую орбиту вполне хватало
серийного разгонного блока ДМ-2М.
В ходе дальнейшей модернизации РБ предполагается замена маршевого
двигателя на вариант 11Д58МФ, имеющий более низкую тягу (5000 кгс), но
больший удельный импульс (369-372 с).
Сравнительные характеристики РБ 11С861-01 и РБ 11С861-03
представлены в таблице 36.4.
Таблица 36.4
Сравнительные характеристики РБ 11С861-01 и РБ ПС861-03 [458]
Наименование
1. Конечная масса РБ, кг
2. Сбрасываемая масса перед первым
включением, кг
3. Сухая масса РБ, кг
4. Максимальная масса заправляемых
компонентов топлива, кг
5. Максимальная стартовая масса РБ, кг
6. Тяга маршевой двигательной
установки 11Д58М, кгс
7. Удельный импульс, с
8. Компоненты топлива
9. Масса полезного груза, выводимого
на геосинхронную орбиту, кг
РБ11С861-01
2290
980
3370
15000
18370
8500
352
О2 + СИНТИН
2700**
РБ 11С861-03
2340
1090
3430
18700
22130
8000
353*
02 + нафтол РГ-1
3440
Примечание: * — 357 с с дополнительным сопловым насадком.
** - на РН «Протон-К».
РБ ДМ-SLB используется в составе РН «3eHHT-2SB» при пусках со
стартового комплекса на космодроме Байконур. Из-за географического положения
этого космодрома (45,9° с.ш.) и существующих ограничений по зонам падения
отработавших элементов конструкции ракеты-носителя масса космических
аппаратов, выводимых на типовые геопереходные орбиты, будет меньше, чем при
пусках с плавучей стартовой платформы из района экватора. Поэтому были
найдены дополнительные резервы для повышения энергетических характери-
320

стик РБ. Конструкция разгонного блока дополнительно была облегчена за счет
исключения торового приборного отсека, который был на всех модификациях
разгонных блоков типа ДМ с автономной системой управления. Аппаратуру
системы управления на разгонном блоке разместили в герметичных
контейнерах непосредственно на ферме разгонного блока. Это позволяет при пусках РН
с космодрома Байконур обеспечить выведение на геостационарную орбиту КА
массой до 1,6 тонны и на геопереходную орбиту - до 3,6 тонны.
Дополнительные меры повышения энергетических возможностей
разгонных блоков ДМ-SL и ДМ-SLB оказались применимы и для РБ 11С861-03.
С учетом этого, максимальная масса КА, выводимых на геостационарную
орбиту разгонным блоком 11С861-03, увеличена при пуске РН «Протон-М»,
до 3,4 т.
Статистика успешно функционировавших в полете разгонных блоков Д и
типа ДМ подтверждает, что разгонные блоки этого типа остаются наиболее
конкурентоспособными на рынке космических пусковых услуг, демонстрируя
свою высокую надежность и непревзойденную точность выведения.
Выпуск разгонных блоков разработки РКК «Энергия» на Красмаше
проводится с 1990 г. Изготовление коммерческих разгонных блоков ДМ1 - ДМ4,
предназначенных для выведения космических аппаратов типа «Астра», «Тел-
стар», «Иридиум», «Панамсат», «Гаруда», на предприятии началось спустя три
года. С 1997 г. на Красмаше также производятся коммерческие разгонные
блоки проекта «Морской старт» [290].
На рис. 36.7 показана пристыковка разгонного блока к РН «Зенит-ЗБЬ».
Рис. 36.7. Пристыковка разгонного блока к РН «Зенит-SSL»
321

Также РКК «Энергия» прорабатывает возможность создания
космического буксира (разгонного блока) с ядерной энергетической установкой, в два-три
раза снижающий стоимость вывода КА на геостационарную орбиту.
Данный проект - одна из возможных концепций применения ядерной
энергетической установки на перспективных космических аппаратах, он
предусматривает снижение удельной стоимости доставки КА на геостационарную
орбиту в два-три раза, по сравнению с современными средствами доставки, а
также увеличение в три-пять раз массы грузов.
Расчеты специалистов РКК «Энергия» показывают, что масса такого
разгонного блока может составлять от 7 до 40 т, ресурс работы - от 10 до 15 лет.
Мощность нового РБ предполагается от 150 до 500 кВт [288].
Также имеется проект разгонного блока «Таймыр», который представляет
собой модификацию блока ДМ, создаваемую под размерность РН семейства
«Союз», «Союз-2» и «Ямал».
Сравнительная схема разгонных блоков «ДМ» и «Таймыр» представлена
на рис. 36.8 [496].
Рис. 36.8. Сравнительная схема разгонных блоков «ДМ» и «Таймыр» [496]
РБ «Таймыр» обеспечивает вывод КА не только на низкую орбиту, но
(за счет многократного включения маршевого двигателя) и на высокие (в т.ч.
геопереходные) орбиты, и на отлетные траектории.
Информация по РБ «Таймыр» и «Корвет» разработки РКК «Эергия»
представлена также в разделе 1.
322

36.3. Разгонные блоки разработки ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
В ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» на базе служебных отсеков космических
аппаратов был создан разгонный блок «Икар» [284].
В основу РБ «Икар» разработки положен принцип максимального
заимствования конструктивной и аппаратурной базы существующих космических
аппаратов дистанционного зондирования Земли, хорошо зарекомендовавших
себя в процессе длительной эксплуатации.
Установка на РБ «Икар» КА показана на рис. 36.9.
Рис. 36.9. Установка на РБ «Икар» КА
Разгонный блок «Икар» представляет собой единый модуль, состоящий
из негерметичного агрегатного отсека и закрепленного на нем герметичного
приборного отсека с переходным устройством для крепления полезного груза.
РБ «Икар» имеет форму усеченного конуса максимальным диаметром
2,72 м и длиной 2,59 м [391].
РБ «Икар» разработан на базе приборно-агрегатного отсека КА «Комета».
Надежность прототипа РБ была успешно продемонстрирована в космосе более
30 раз.
Двигательная установка РБ «Икар» работает на компонентах АТ+НДМГ
и состоит из маршевого двигателя 17Д61 тягой 2943 Н (300 кгс) и 16 микродви-
323

гателей управления. Система подачи топлива - вытеснительная. Маршевый
ЖРД может включаться в полете более 30 раз, что позволяет использовать РБ
дпя развертывания многоспутниковых систем на орбитах с различными
параметрами. Управляющие двигатели могут работать в импульсном режиме.
В состав РБ «Икар» также входят системы управления, телеизмерений,
электропитания и терморегулирования, позволяющие РБ работать автономно.
Снаружи корпуса РБ «Икар» закреплены радиаторы системы
терморегулирования, ИК-вертикаль и антенны.
Общий вид разгонного блока «Икар» представлен на рис. 36.10.
1П1ГС/
Рис. 36.10. Общий вид разгонного блока «Икар»:
1 - агрегатный отсек; 2 - телеметрическая антенна; 3 - ИК-вертикаль;
4, 6, 7,8 — антенны командной радиолинии; 5 — приборный отсек, 9 — адаптер
РБ «Икар» - это не просто «орбитальный транспорт». Он в состоянии
точно сориентировать выводимый КА, принимать и передавать
телеметрическую информацию с его борта, подпитывать аппарат электроэнергией.
Впервые разгонный блок «Икар» был использован 9 февраля 1999 года при
пуске с космодрома Байконур РН «Союз-У»» с четырьмя КА связи GlobalStar.
36.4. Разгонные блоки разработки НПО им. С.А, Лавочкина
На РН «Союз» используется универсальный РБ «Фрегат», разработанный
в НПО имени С.А. Лавочкина. Впервые данный РБ был использован при пуске
РН «Союз» 9 февраля 2000 года.
РБ «Фрегат» создан на базе унифицированной конструкции
межпланетной станции, впервые испытанной в составе аппаратов «Фобос». Он обладает
324

весьма совершенной конструкцией и работает на высококипящих компонентах
топлива [284].
В период 2000-2005 гг. на РБ «Фрегат» были проведены следующие
мероприятия по улучшению его характеристик [356]:
• применены конструкционные материалы с более высокими удельными
свойствами: для изготовления крышек приборных отсеков использован
магниевый сплав вместо алюминия; силовые штанги выполнены из композиционного
материала бор-алюминий вместо алюминия;
• оптимизирована компоновка РБ за счет более рационального
размещения устанавливаемого снаружи оборудования - баков системы ориентации,
стабилизации и обеспечения запуска, шаробаллонов высокого давления;
• уменьшена толщина стенок трубопроводов высокого давления;
• оптимизирована конструкция шпангоутов блока баков маршевой
двигательной установки;
• уменьшена толщина топливных баков маршевой двигательной
установки за счет применения многоступенчатого химического фрезерования;
• модернизированы комплектующие системы с целью уменьшения их
массы - система управления, телеметрическая система, химические батареи;
• увеличен удельный импульс маршевого двигателя за счет удлинения
сопла на 200 мм;
• применена бортовая кабельная сеть, изготовленная с использованием
современных технологий;
• уменьшена масса гарантированного запаса топлива;
• разработаны химические батареи различной емкости с целью
уменьшения массы РБ за счет его оптимальной комплектации источниками питания в
зависимости от длительности выведения.
Очередной этап модернизации включает следующие
усовершенствования:
• в составе системы управления применена новая БЦВМ «Бисер-6»
вместо «Бисер-3»;
• на РБ установлены вновь разработанные новые шаробаллоны высокого
давления, изготовленные из композиционного материала (взамен титановых);
• для изготовления конструктивных элементов РБ (межбаковые
шпангоуты, опоры силовых штанг) вместо АМг-6 применен алюминиевый сплав 01570
с высокими удельными характеристиками.
Этапы совершенствования РБ «Фрегат» представлены в таблице 36.5.
325

Таблица 36.5
Этапы совершенствования РБ «Фрегат»
Наименование
1. Удельный импульс, с
2. Конечная масса, кг
1 этап (2000 г.)
327
1100
2 этап (2005 г.)
331
980
3 этап (2007 г.)
332,5
930
Еще одним достоинством РБ «Фрегат» стала возможность его
модернизации в целях увеличения рабочего запаса топлива. Так при установке на РБ
баков дополнительных емкостей масса топлива может быть увеличена до 5900 кг
(малые дополнительные емкости) или до 7100 кг (при установке больших
дополнительных емкостей). В этом случае конструкция РБ «Фрегат», его
составляющие системы не затрагиваются, что практически исключает
принципиальные изменения разгонного блока и, следовательно, сокращает сроки и
стоимость модернизации.
Базовый РБ «Фрегат» показан на рисунке 36.11.
Рис. 36.11. Базовый РБ «Фрегат»
На рисунке 36.12 показана модификация РБ «Фрегат» с малыми
дополнительными емкостями.
Рис. 36.12. Модификация РБ «Фрегат» с малыми дополнительными емкостями
326

Модификация РБ «Фрегат» с большими дополнительными емкостями
представлена на рисунке 36.13.
Рис. 36.13. Модификация РБ «Фрегат» с большими дополнительными емкостями
Основные характеристики РБ «Фрегат» различных модификаций
представлены в таблице 36.6.
Таблица 36.61
Основные характеристики РБ «Фрегат»
различных модификаций
Наименование
1. Конечная масса, кг
2. Габаритные размеры, мм:
• высота;
• диаметр
3. Компоненты топлива:
• окислитель;
• горючее
4. Рабочий запас топлива, максимальный,
кг
5. Тяга маршевого двигателя, кгс
6. Удельный импульс двигателя, с
7. Максимальное число включений
двигателя
Величина
930/960/1050
1550;
3350/3350/3800
Азотный тетроксид;
НДМГ
5250/5900/7100
2000
332,5
20
В составе тяжелых РН «Протон-М» и «Ангара-А5» для выведения
космических аппаратов на геостационарную орбиту может быть использован
двухступенчатый разгонный блок в составе: двигательная установка разгонного
блока ДМ (разработчик - РКК «Энергия») + разгонный блок «Фрегат».
Общий вид двухступенчатого РБ представлен на рисунке 36.14.
327

Рис. 36.14. Двухступенчатый РБ
Данные по массе КА, выводимых РБ «Фрегат» в составе российских РН
на различные орбиты, представлены в таблицах 36.7 и 36.8.
Таблица 36.7
Масса КА, выводимых РБ «Фрегат» в составе РН «Союз-2-1Б»
на различные орбиты (кг)
Тип орбиты
1. Геостационарная
2. Высокоэллиптическая
(I = 62,8°, Нп =1500 км)
3. Высокая круговая
(I = 65°, Нкр =20000 км)
4. Геопереходная
РН«Союз-2-1Б»
750 (Байконур)
550 (Плесецк)
1500 (Куру)
2600 (Байконур)
2500 (Плесецк)
1750 (Байконур, Плесецк)
2000 (Байконур)
3100 (Куру)
Таблица 36.8
Масса КА, выводимых РБ «Фрегат» в составе РН «Протон-М»
и РН «Ангара-А5» на геостационарную орбиту (кг)
Орбита
1. Геостационарная
РН «Протон-М»
РН «Ангара-А5»
в составе двухступенчатого РБ
3650(Байконур)
4500 (Байконур)
3500 (Плесецк)
328

НПО им. С.А. Лавочкина продолжает совершенствовать свой «разгонник».
Модификация РБ «Фрегат-СБ» оснащается сбрасываемыми баками, которые
будут отделяться по мере опорожнения [329]. Установка дополнительных баков
позволила значительно увеличить выводимую полезную нагрузку, а также ввести
дополнительные вставки в основные баки. В результате РБ «Фрегат-СБ» в составе
РН «Зенит» сможет выводить на геостационарную орбиту полезную нагрузку
массой более 2 т. Это на 600 кг больше, чем в связке РН «Зенит» с РБ ДМ.
Разгонный блок «Фрегат-СБ» имеет высоту 2,3 м и диаметр 3,44 м.
Масса РБ «Фрегат-СБ» при максимальной заправке составляет 11600 кг;
конечная масса сбрасываемого блока баков - 379 кг; конечная масса РБ - 950 кг
[528].
РБ «Фрегат-СБ» и «Фрегат-СБУ» разработаны на основе РБ «Фрегат» и
отличаются от базового разгонного блока наличием сбрасываемого бака.
Масса рабочего топлива в простом (РБ «Фрегат-СБ») и увеличенном
(РБ «Фрегат-СБУ») сбрасываемом блоке баков — соответственно 3100 и 4800 кг.
Общий вид РБ «Фрегат-СБ» представлен на рисунке 36.15.
Рис. 36.15. РБ «Фрегат-СБ»
Общий вид РБ «Фрегат-СБУ» представлен на рисунке 36.16.
Рис. 36.16. РБ «Фрегат-СБУ»
329

РН «Союз-СТ» с РБ «Фрегат» при старте с космодрома во Французской
Гвиане обеспечит выведение на геопереходную орбиту КА массой до
3100 кг.
Применение в составе различных РН единого РБ типа «Фрегат» позволяет
использовать на космодроме Байконур и Плесецк по одному единому
техническому комплексу разгонного блока.
Использование РБ «Фрегат» в составе различных РН представлено в
таблице 36.9.
Таблица 36.9
Использование РБ «Фрегат» в составе различных РН
Разгонный блок
1. «Фрегат»
2. «Фрегат-СБ»
3. Двухступенчатый РБ
(ДМ + «Фрегат»)
Ракета-носитель
«Союз-ФГ», «Союз-2», «Союз-2-3»,
«3eHHT-2SB», «Ангара-A3», Ariane 5
(для запусков КА Galileo)
«Союз-2», «Союз-2-3», «3eHHT-2SB»,
«Ангара-АЗ»
«Протон-М», «Ангара-А5»
Данные по массам КА, выводимых РБ «Фрегат-СБ» и «Фрегат-СБУ» на
различные орбиты, представлены в таблице 36.10.
Таблица 36.10
Масса КА, выводимых РБ «Фрегат-СБ» и «Фрегат-СБУ»
на различные орбиты (кг)
РН
1. «Союз-2-1 Б»
2. «Союз-2-3»
3. «3eHHT-2SB»
4. «Ангара-АЗ»
Геопереходная орбита
2750 (Байконур)
2250 (Плесецк)
4100-4600(Байконур)
4000 (Байконур)
3150 (Плесецк)
Геостационарная орбита
900 (Байконур)
750 (Плесецк)
1600 (Куру)
1500 (Байконур)
1300 (Плесецк)
2700 (Куру)
2150 (Байконур)
2100 (Байконур)
1700 (Плесецк)
330

РБ «Фрегат» является «штатным» разгонным блоком для варианта РН
«Союз», который будет использоваться при пусках с европейского космодрома
во Французской Гвиане.
РБ «Фрегат» в полете показан на рисунке 36.17.
Рис. 36.17. РБ «Фрегат» в полете
Разгонный блок «Фрегат» позволяет существенно повысить
энергетические и эксплуатационные характеристики ракет-носителей. Использование
разгонного блока делает возможным выведение космических аппаратов
практически на любые заданные орбиты искусственных спутников Земли, а также
межпланетные траектории.
РБ «Фрегат» предназначен для:
- перевода одного или нескольких космических аппаратов с опорной
орбиты на рабочую орбиту или на отлетные траектории;
- разведения космических аппаратов по рабочим орбитам в случае
группового запуска;
- перевода головного блока с незамкнутой траектории на опорную орбиту
(операция «довыведение»);
- стабилизации головного блока на пассивных и активных участках
полета;
- обеспечения необходимой ориентации перед отделением КА;
- увода РБ с рабочей орбиты после выведения космического аппарата с
целью незасорения космического пространства.
331

В таблице 36.11 представлены основные характеристики разгонного
блока «Фрегат».
Таблица 36.11
Характеристики разгонного блока «Фрегат»
Наименование параметра
1. Начальная масса при максимальной заправке
2. Конечная масса
3. Габаритные размеры
4. Маршевая
двигательная установка
5. Компоненты топлива
Высота
Диаметр (описанной
окружности)
Наименование
Сухая масса
Окислитель
Горючее
6. Соотношение компонентов топлива
7. Рабочий запас топлива
8. Тяга маршевого двигателя
9. Удельный импульс двигателя
10. Давление в камере сгорания
11. Максимальное число включений двигателя
12. Двигательная
установка стабилизации,
ориентации
и обеспечения запуска
Топливо
Рабочий запас топлива
13. Количество двигателей
14. Тяг а двигателей
15. Удельный импульс двигателей
Величина параметра
6415-6535 кг
980-1100 кг
1500 мм
3350 мм
С5-92
75 кг
Азотный тетраоксид (N2O4)
НДМГ
2
5350 кг
20 кН
3285 Н с/кг
9,80 МПа
20
Гидразин
85 кг
12
50 Н
2250 Н с/кг
Конструктивную основу РБ «Фрегат» составляет блок баков маршевой
двигательной установки, выполненный в виде шести сваренных между собой
полусфер одинакового диаметра. Четыре сферы выполняют роль топливных
баков, две - герметичных приборных контейнеров. Топливные баки окислителя
и горючего разделены между собой тремя металлическими перегородками.
Через каждый топливный бак проходит по одной, а через грмоконтейнеры по
две силовых штанги, выполняющих роль переходной фермы [316].
Разгонный блок «Фрегат» показан на рисунке 36.18.
332

Рис. 36.18. Разгонный блок «Фрегат»
На блоке баков установлены:
- маршевый двигатель;
- кронштейны с двигателями стабилизации, ориентации и обеспечения
запуска (четыре двигателя обеспечивают управление по курсу и тангажу по
силовой схеме, четыре двигателя предназначены для управления по крену по мо-
ментной схеме, четыре двигателя используются для обеспечения условий
запуска маршевого двигателя);
- два бака с гидразином;
- пневмоблок маршевой двигательной установки;
- заправочная панель;
- шаробаллоны со сжатым гелием;
- две раскрывающиеся всенаправленные антенны телеметрической
системы;
- антенны приемопередатчика системы радиоконтроля орбиты;
- химические батареи.
В одном из термоконтейнеров установлена система управления, в другом
-телеметрическая система и система радиоконтроля орбиты. Термоконтейнеры
оборудованы системой терморегулирования. На крышках термоконтейнеров
расположены герморазъемы. Крышки также являются радиаторами-
излучателями.
На рисунке 36.19 показана подготовка РБ «Фрегат».
333

Рис. 36.19. Подготовка РБ «Фрегат»
Внешняя поверхность, за исключением крышек приборных контейнеров,
закрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией.
Для обеспечения запуска двигательной установки в условиях
невесомости используется двигательная установка системы стабилизации, ориентации и
обеспечения запуска и применены заборные устройства топливных баков,
способствующие поступлению в двигатель топлива без свободных газовых
включений.
НПО им. С.А. Лавочкина так же был разрабатан проект
модифицированного РБ «Фрегата» - РБ «Лифт».
РБ «Лифт» - это вариант РБ «Фрегат» для использования в составе РН
«Днепр».
Силовая конструкция и блок баков РБ «Лифт» взяты с блока «Л» РН
«Молния-М», а «начинка» - система управления, маршевая двигательная
установка - с РБ «Фрегат» [483].
Использование этого РБ «Лифт» в составе РН «Днепр» требует
минимальных капиталовложений и минимального комплекса наземной отработки.
36.5. Разгонные блоки семейства «Бриз»
Одним из побудительных мотивов разработки РБ «Бриз-М» была попытка
ГКНПЦ имени М.В. Хруничева создать альтернативу РБ ДМ (разработки РКК
«Энергия»), надежность которого тогда считалась недостаточной.
334

Изготовителем разгонного блока «Бриз-М» является российский
Государственный космический научно-производственный центр имени
М.В. Хруничева [285].
Двигатель С5.98М для разгонного блока «Бриз-М» разработало и
изготавливает Конструкторское бюро химического машиностроения (КБХМ)
имени Исаева, входящее в состав ГКНПЦ им. М.В. Хруничева [286].
Начиная с 1999 года, разгонный блок «Бриз-М» использовался более
30 раз при пусках РН «Протон-К» и «Протон-М».
РБ «Бриз-М» (14С43) предназначен для использования в составе РН
«Протон» и «Ангара-5» для выведения КА на низкие, средние, высокие орбиты,
а также на геостационарную орбиту. Его применение позволяет увеличить до
3,0-3,3 т массу полезного груза, выводимого на геостационарную орбиту, и до
6 т - на геопереходную.
Решения, заложенные в проекте, обеспечивают высокую надежность,
компактную компоновку РБ, позволяют существенно увеличить объем зоны
полезного груза (примерно в два раза по сравнению с зоной под головным
обтекателем РН «Протон-К» с разгонным блоком ДМ), а также значительно
меньшую стоимость и другие качества.
В состав двигательной установки РБ «Бриз-М» входят:
- один маршевый двигатель 14Д30 тягой 2,0 тс;
- четыре двигателя коррекции 11Д453 тягой по 40 кгс;
- двенадцать двигатели ориентации и стабилизации 17Д58Э тягой по
1,36 кгс [335].
В качестве конструктивной основы РБ «Бриз-М» - центрального
топливного бака - применен с небольшими переделками РБ «Бриз-К» РН легкого
класса «Рокот», используемый с 1990 г. Для РБ «Бриз-М» МОКБ «Марс»
разработало новую систему управления с использованием перспективных
технических решений - негерметичного приборного отсека и широких возможностей
по корректировке полетного задания непосредственно перед стартом. Комплекс
командных приборов СУ строится на базе систем, созданных в период 1975-
1989 гг. и внедренных в серийное производство. Доля заимствованных без
изменения элементов достигает 65%, доля модернизированных элементов - 26%
и только 9% конструкции - новые разработки, не имеющие прототипов.
Обладая «плотной» компоновкой, РБ «Бриз-М» может обеспечить
выведение крупногабаритных полезных грузов, размещаемых в зоне, размеры
которой ограничены габаритами, допустимыми с точки зрения устойчивости и
аэродинамики всей РН.
Общий вид двигательной установки РБ «Бриз-М» показан на
рисунке 36.20.
335

Рис. 36.20. Двигательная установка РБ «Бриз-М»
В двигательной установке РБ «Бриз-М» применен маршевый двигатель
С5.98М (14Д30) разработки КБХМ, созданный на базе прототипа,
использованного в составе АМС «Фобос» и прошедшего большой объем наземных
испытаний. В конструкции автоматики двигательной установки реализована схема
повторного запуска маршевого ЖРД при отказах в штатном режиме запуска;
предусмотрено нормальное обеспечение стабилизации и ориентации в полете при
отказе одного из двигателей малой тяги. Всего было испытано 143 таких
двигателя, а затем ЖРД был успешно испытан при трех первых пусках РН «Рокот»
в 1990-1994 гг., подтвердивших надежность агрегатов пневмогидросистемы
двигательной установки и блока топливных баков, вошедших в состав
центрального топливного бака РБ «Бриза-М» практически без изменений.
РБ «Бриз-К», использованный в испытательных пусках РН «Рокот»,
в ныне используемом варианте РН был заменен модернизированным РБ
«Бриз-КМ», в максимальной степени унифицированным с центральной частью
РБ «Бриз-М».
Небольшая тяговооруженность РБ «Бриза-М» предопределяет несколько
возможных баллистических схем полета на геостационарную или
геопереходную орбиты с числом включений не менее трех и, кроме прочего, обеспечивает
высокую точность выведения.
При запуске тяжелых КА, как правило, используется схема с пятью
включениями РБ «Бриз-М». При этом полет на рабочую орбиту растянут по
336

времени, но длительность включений двигательной установки РБ получается
сравнительно небольшой. Для более легких КА применяются «быстрые» схемы
с четырьмя и даже тремя включениями маршевого ЖРД.
Разгонный блок «Бриз-М» обладает большой универсальностью
применения и может быть легко адаптирован к ряду российских и зарубежных РН.
Сегодня основной его задачей является выведение тяжелых (максимальная
грузоподъемность до 6 т) полезных нагрузок на геопереходную (максимальная
грузоподъемность свыше 6 тонн) и геостационарную (до 3,5 тонн) орбиту [287].
Сочетание высоких летно-эксплуатационных характеристик и высокая
надежность открывает перед РБ «Бриз-М» широкие перспективы будущего
применения, в особенности при использовании его с модернизированными РН
«Протон-М» и перспективным семейством РН «Ангара».
Характеристики РБ семейства «Бриз» представлены в таблице 36.12 [270].
Таблица 36.12
Характеристики РБ семейства «Бриз»
Наименование
1. Применение
2. Масса конструкции, т
3. Масса заправляемого
топлива,т
4. Компоненты топлива
5. Длина, м
6. Диаметр, м
7. Тяга маршевого
двигателя,т
8. Удельный импульс, с
9. Число включений в полете
10. Год первого полета
РБ «Бриз-М»
РН «Протон-М»,
«Ангара»
2,39
20
AT + НДМГ
2,65
4,0
2,0
328,1
8
1999
РБ «Бриз-КМ»
РН «Рокот»
1,14
5
AT + НДМГ
2,60
2,5
2,0
328,1
8
2000
РБ «Бриз-КС»
РН «Рокот»,
«Ангара-1.1»
0,95
5
AT + НДМГ
2,57
2,5
2,0
328,1
8
Разработка
РБ «Бриз-М» (14С43) отличает высокая степень преемственности
конструкции прежних разработок, успешно зарекомендовавших себя в полетах. Так,
центральный топливный бак, объединяющий двигательную установку и
агрегаты пневмогидросистемы, пришел с РБ «Бриз-К», летавшего в составе РН
«Рокот». По конструкции, системам разделения и сброса головной обтекатель
аналогичен обтекателям модулей станции «Мир», модуля «Заря» и универсальных
головных обтекателей, созданных для коммерческих запусков РН «Протон-К».
Преемственность агрегатов и систем РБ превышает 90%.
Общий вид РБ Бриз-М» представлен на рисунке 36.21.
337

Рис. 36.21. Общий вид РББриз-М»
Новую систему управления разработало и изготовило КБ «Марс», новую
систему телеметрических измерений «Пирит» - НПО ИТ, модифицированный
маршевый двигатель 14Д30 - КБ ХМ.
РБ «Бриз М», имеющий длину 2654 мм и наибольший диаметр
4100 мм, включает:
- центральный блок (диаметр без верхнего экрана - 2490 мм, длина -
2654 мм);
- дополнительный топливный бак тороидальной формы (внешний
диаметр - 4000 мм, внутренний - 2490 мм, длина - 2071 мм);
- нижнюю проставку диаметром 4100 мм и высотой 583 мм.
Устройство РБ «Бриз-М» представлено на рисунке 36.22.
Рис. 36.22. Устройство РБ «Бриз-М»:
1 - центральный блок; 2 - дополнительный топливный бак; 3 - нижняя проставка
338

Сухая масса РБ «Бриз-М» составляет 2600 кг, максимальная масса
заправляемого топлива (AT + НДМГ) 19800 кг (5200 кг в центральном блоке и
14600 кг в дополнительном топливном баке). Максимальная масса К А,
выводимого РБ в составе РН 8К82КМ «Протон-М» на геопереходную орбиту (5500
км х 35786 км, 25°), - 5500 кг, на геостационарную орбиту - 3000 кг.
Удлиненный головной обтекатель в составе космической головной части
с РБ «Бриз-М» предоставляет для размещения КА объем 97 м3. В ходе
активного полета (24 часа) можно выполнить до 10 включений маршевого двигателя.
Конструкция центрального блока, во многом аналогичного РБ
«Бриз-КМ», используемому в составе РН «Рокот» [486].
Центральный блок состоит из отсека двигательной установки,
приборного отсека и переходной системы.
Отсек двигательной установки состоит из баков горючего и окислителя,
разделенных единым днищем, и двигательной установки.
Бак окислителя расположен сверху и имеет форму чечевицы со
сферической вогнутой нижней крышкой.
У *к горючего расположен снизу и имеет форму тора с трапециевидным
сечением.
Маршевый двигатель крепится во внутренней нише баков, что позволило
значительно увеличить плотность компоновки центрального блока РБ.
Четыре блока двигателей малой тяги расположены на раме под баковым
отсеком.
На нижнем шпангоуте блока смонтированы агрегаты пневмогидроавто-
матики, четыре шарбаллона высокого давления с гелием системы наддува,
антенна бортового телеметрического комплекса «Пирит» и складная антенна
системы передачи телеметрической информации.
На крестовидной раме внутри герметичного приборного отсека
центрального блока, расположенного над отсеком двигательной установки, закреплено
электронное оборудование различных систем РБ. На верхнем силовом
шпангоуте центрального блока крепится переходная система для установки КА,
состоящая из адаптера и системы разделения. Через нее проходят интерфейсовые
кабели от КА к РБ.
Дополнительный топливный бак расположен вокруг центрального блока
и сбрасывается после опорожнения, улучшая характеристики РБ. Он состоит из
баков окислителя (сверху) и горючего (снизу), разделенных днищем. В баках
имеется сисгема забора компонентов топлива, связанная разрывными
трубопроводами с двигательной установки центрального блока. Снизу на
дополнительном топливном баке закреплены четыре шарбаллона высокого давления с
гелием системы наддува, агрегаты пневмогидроавтоматики, две платы с
электроразъемами.
339

При сбросе дополнительного топливного бака производится подрыв пи-
роболтов, соединяющих бак с центральным блоком, а также разрыв электро и
гидрокоммуникации. Затем за счет пружинных толкателей центральный блок с
К А по двум направляющим «выезжает» из бака.
РБ «Бриз-М» закрепляется на третьей ступени РН с помощью нижней
проставки, которая при отделении РБ остается на ступени РН.
Снаружи РБ вместе с КА закрыт головным обтекателем, который
крепится к нижней проставке и отделяется на этапе полета РН сразу после отделения
второй или третьей ступеней РН (в зависимости от требований со стороны КА).
В состав бортовых систем РБ входят:
- двигательная установка;
- система управления);
- бортовой измерительный комплекс;
- система обеспечения теплового режима;
- химические источники тока;
- электрогидравлическая система.
Двигательная установка РБ «Бриз-М» обеспечивает:
- выдачу заданных по программе полета импульсов тяги;
- управление угловым движением РБ;
- многократные запуски маршевого двигателя в условиях невесомости
(в том числе повторный запуск в случае несостоявшегося запуска);
- подачу топлива из баков к двигателям;
- регулирование соотношения компонентов топлива;
- наддув топливных баков.
Основные характеристики двигательной установки:
1 Маршевый двигатель С5.98 М (14Д30) с турбрнасосной системой
подачи компонентов топлива с тягой в пустоте 2,0 т (19,62 кН), удельной тягой в
пустоте 325,5 с (3193 Нс/кг), число включений в полете - до 10.
Двигатель установлен на карданном подвесе в нише внутри топливных
баков центрального блока, обеспечивая высокую плотность компоновки.
2. Четыре двигателя коррекции импульсов типа 11Д458 с вытеснительной
системой подачи компонентов топлива, предназначенные для стабилизации РБ.
Каждый двигатель коррекции импульсов имеет тягу 40±2,0 кг (392,4±19,6 Н).
3. Двенадцать двигателей ориентации и стабилизации типа 17Д58Э с
вытеснительной системой подачи компонентов топлива служат для точной
стабилизации РБ, а также для осаждения топлива в баках при повторных запусках
маршевого ЖРД. Каждый двигатель имеет тягу 1,36±0,06 кг (13,3±0,6 Н).
Инерциальная система управления, установленная в приборном отсеке
центрального блока, осуществляет следующие функции:
- инерциальную навигацию;
- терминальное наведение;
340

- управление угловым движением;
- управление режимами работы двигательной установки и других
бортовых систем РБ;
управление отделением К А;
- информационный обмен с системами управления КА и РН;
- питание бортовой аппаратуры РБ электроэнергией.
В состав системы управления входят бортовой цифровой
вычислительный комплекс разработки КБ «Марс» и трехосная гиростабилизированная
платформа производства НПО КП.
Бортовой измерительный комплекс «Пирит», в которой входят пять
программируемых блоков в приборном отсеке центрального блока РБ, выполняет
следующие функции:
- сбор информации о работе систем не только РБ, но и КА (что не было
на блоке ДМ) на всех участках полета и при подготовке к пуску;
- передача информации на наземные измерительные пункты;
- прием и передача внешнетраекторной информации.
Система бортовых измерений РБ (навигационные системы НАП и
«База РБ») использует принцип программноадресного опроса измеряемых
параметров с возможностью программирования режимов сбора и передачи
телеметрической информации.
Для определения внешнетраекторных параметров используются сигналы
радионавигационных систем ГЛОНАСС и GPS.
Для выведения КА на высокие, средние и низкие орбиты используются
четыре варианта космической головной части с использованием РБ «Бриз-М»:
1. КГЧ длиной 13783 мм и диаметром 4350 мм для запуска одиночных КА
массой 3000-6000 кг на геостационарную, геопереходные и другие
высокоэнергетические орбиты. В состав КГЧ входят РБ 14С43, удлиненный головной
обтекатель 14С75 длиной 13200 мм и короткая нижняя проставка длиной 583 мм.
2. КГЧ длиной 12183 мм и диаметром 4350 мм для запуска одиночных КА
массой 3000-5500 кг на геостационарную и геопереходные орбиты. В состав
КГЧ входят РБ, стандартный головной обтекатель длиной 11600 мм и короткая
нижняя проставка 583 мм.
3. КГЧ длиной 18920 мм и диаметром 4350-4500 мм для групповых
запусков: тандемных (двух КА массой каждого 2000-3500 кг на геопереходные и
высококруговые орбиты) или групповых запусков аппаратов общей массой до
1340 кг на низкие орбиты. В состав КГЧ входят РБ с дополнительным
топливным баком или без него, головной обтекатель длиной 15670 мм, две
переходные системы-диспенсеры (верхний и нижний), промежуточный отсек для
установки верхнего диспенсера (внутри приборного отсека находятся нижние КА)
длиной 5470 мм и длинная нижняя проставка длиной 2650 мм (внутри которой
устанавливается РБ с дополнительным топливным баком или без него).
341

4. КГЧ длиной до 22400 мм и диаметром до 5000 мм для запуска тяжелых
К А массой 8000-22000 кг на низкие околоземные орбиты. В состав КГЧ входят
РБ (возможно, без дополнительного топливного бака), головной обтекатель
длиной до 19750 мм и длинная нижняя проставка длиной 2650 мм.
Все головные обтекатели изготавливаются с широким применением
композиционных материалов (прежде всего, углепластика, из которого сделан
корпус головного обтекателя).
Материалы по разгонным блокам семейства «Бриз» приведены в также
разделе 21.
36.6. Проекты разгонных блоков КБ «Арсенал»
КБ «Арсенал» (г. Санкт-Петербург) разработал малые разгонные блоки
«Тор» и «Аре», предназначенные для довыведения на орбиту малых КА.
Масса малого РБ «Тор» составляет 24 кг при диаметре 0,35 м, а
твердотопливный двигатель торцевого горения имеет форму тора и оснащен четырьмя
соплами. Управление разгонным блоком осуществляется с помощью четырех
поворотных рулевых РДТТ.
Общий вид малого разгонного блока «Тор» представлен на рисунке 36.23.
Рис. 36.23. Малый разгонный блок «Тор»
Ракетный твердотопливный двигатель РБ «Тор» обладает высокой
подтвержденной надежностью. В космосе функционировало 78 таких двигателей, в
настоящее время большинство выведены из эксплуатации, в действии - около
трех десятков аппаратов исследовательского и двойного назначения. Все
двигатели работали безотказно.
342

РБ «Тор» обеспечивает межорбитальную транспортировку малых
космических аппаратов с изменением высоты по отношению к опорной орбите до
15 тыс. км в зависимости от количества ступеней РН и массы миниспутника
[333].
РБ «Тор» полностью автономен, не требует электрической подпитки с
ракеты-носителя. Компактность и небольшие размеры РБ «Тор» дают
возможность использовать его со всеми существующими и разрабатываемыми РН.
Разгонный блок «Аре» - это малый жидкостной разгонный блок.
РБ выполнен на основе установки 4Э18, разработанной в ТМКБ
«Союз» для КА УС-А и УС-П. В состав двигательной установки, серийно
изготавливаемой Машиностроительным заводом «Арсенал» под техническим
руководством КБ «Арсенал», входит маршевый двигатель тягой примерно 300 кгс,
ЖРД жесткой стабилизации и коррекции орбиты и двигатели мягкой
стабилизации. Масса заправленного разгонного блока составит 1000 кг (включая 500 кг
топлива) при диаметре 1,3 м и длине 1,7 м. Системы РБ обеспечивают
трехосную ориентацию связки РБ - КА в течение всего периода межорбитального
перелета [270].
РБ полностью автономен. В составе РБ планируется применить ряд
систем и агрегатов, которые используются в разрабатываемых малых КА.
Стоимость разработки РБ «Аре» составляет около 5 млн. долл.
Стоимость изготовления серийного РБ «Аре» составляет около
2 млн. долл.
В настоящее время будущее этих разработок не определено.
36.7. Проекты автономных космических буксиров
МКК «Космотрас»
В целях расширения спектра пусковых услуг ГКБ «Южное», НПП «Хар-
трон-Аркос», а также другие российские и украинские предприятия по заказу
МКК «Космотрас» разработали автономный космический буксир, имеющий
модульное построение [204], применение которого позволяет выводить
космические аппараты на более высокие орбиты [186].
Суть автономного космического буксира заключается в том, что в
удлиненной головной части к платформе с КА крепится разгонный блок, который
позволит поднимать космические аппараты на более высокую орбиту [200].
Схема установки автономного космического буксира РН «Днепр»
представлена на рисунке 36.24.
343

Рис. 36.24. Схема установки автономного космического буксира РН «Днепр»
Разгонный блок автономного космического буксира РН «Днепр»
представлен на рисунке 36.25.
Рис. 36.25. Разгонный блок автономного космического буксира РН «Днепр»
В проектировании находятся две конфигурации автономного
космического буксира. Одна конфигурация имеет жидкостную двигательную установку.
Автономный космический буксир с жидкостной двигательной установкой -
АКБ-3 («Кречет») - может применяться для орбит с высотой до 1500-2000 км.
При этом «сухая» масса автономного космического буксира 490 кг, стартовая -
344

960 кг, тяга маршевого ЖРД - 4,5 кН, удельный импульс - 322,5 с, расчетное
число включений - до 10 раз [205, 345].
Другая конфигурация автономного космического буксира, кроме
орбитальной жидкостной двигательной установки, оснащена дополнительным
твердотопливным ускорителем, в качестве которого планируется использовать
твердотопливный двигатель разработки НПО «Искра» (Пермь) тягой
112 кН и удельным импульсом 310 с. Эта конфигурация автономного
космического буксира позволит проводить лунные и межпланетные миссии [204] с
возможностью отправки полезного груза массой более полутонны к Луне или
350 кг - к Марсу.
345

ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Ознакомление читателей с настоящим справочным пособием, очевидно,
дало им определенные представления о тенденциях развития, методах
проектирования и системе эксплуатации отчественных и зарубежных ракет-носителей.
Представление систематизированных сведений по существующим и
разрабатываемым ракетам-носителям несомненно существенно облегчило поиск
читателям конкретной информации по объекту поиска.
Авторы не претендуют на абсолютную полноту вышеприведенных
сведений по ракетам-носителям, далеко не повеем объектам информация была
приведена в открытой печати.
Авторы выражают признательность всем тем читателям (студентам,
аспирантам, соискателям и лицам, интересующимся данным направлением
развития техники), кто нашел время изучить данное справочное пособие и
почерпнуть в нем что-то ценное для себя.
346

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. И. Черный «Перспективные индийские разработки», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2005 г. (стр. 50).
2. И. Афанасьев «Второй стартовый комплекс PSLV», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2005 г. (стр. 58-59).
3. И. Черный «Программа GSLV и коммерческие пуски», журнал
«Новости космонавтики» № 4, 2006 г. (стр. 32-33),
4. И. Чёрный «Индийские многоразовые носители обретают форму»,
журнал «Новости космонавтики» № 6, 2009 г. (стр. 41).
5. Сообщение. Индия. Об испытаниях ТТУ S200, бюллетень «Ракетная и
космическая техника» № 11,2010 г. (стр. 6-7).
6. И. Чёрный «GSLV MklH: «железо» проходит тесты», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2010 г. (стр. 33).
7. Сообщение. Индия провела испытания двигателя для лунной и
пилотируемой миссий, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 9.09.2010 г. (стр. 2-3).
8. Сообщение. Индийская ракета GSLV не смогла вывести спутник на
орбиту, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-
СМИ) от 16.04.2010 г. (стр. 2).
9. И. Афанасьев «Ракета-носитель M-V», журнал «Новости
космонавтики» № 9, 2005 г. (стр. 54-56).
10. Сообщение. Япония. О разработке твердотопливной ракеты ASR,
бюллетень «Ракетная и космическая техника», № 4, 2010 г. (стр. 5-6).
11. И. Чёрный «Представлен новый японский носитель», журнал
«Новости космонавтики» № 4, 2009 г. (стр. 56).
12. Сообщение. Япония разрабатывает новую ракету-носитель, бюллетень
пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от
18.02.2009 г. (стр. 5-6).
13. И. Черный «Состояние и перспективы космической транспортной
системы Китая», журнал «Новости космонавтики» № 3, 2005 г. (стр. 50-51).
14. В. Мохов «Новые китайские ракеты из модулей», журнал «Новости
космонавтики» № 10,2006 г. (стр. 47).
15. Сообщение. В Китае создается новое поколение ракет, журнал
«Российский космос» № 1,2008 г. (стр. 26).
16. Сообщение. КНР. Третья программа создания ТКС, бюллетень
«Ракетная и космическая техника» № 24, 2010 г. (стр. 4-7).
347

17. Сообщение. Китай разрабатывает новые космические ракеты, журнал
«Российский космос» № 12, 2007 г. (стр. 63).
18. И. Чёрный «Вести из Китая: новый космодром, новая ракета», журнал
«Новости космонавтики» № 12, 2009 г. (стр. 42-43).
19. Сообщение. По КПС ракета-носитель «Чанчжэн-5» выйдет на второе
место в мире, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 4.03.2009 г. (стр. 2-3).
20. Сообщение. Первый полет ракеты-носителя «Чанчжэн-5» намечен на
2014 год, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 4.03 2010 г. (стр. 2).
21. И. Черный, П. Павельцев «От Тяньцзиня до Вэньчан», журнал
«Новости космонавтики» № 3, 2008 г. (стр. 48-49).
22. И. Афанасьев «Китайский разработчик твердотопливных ракет и
микроспутников», журнал «Новости космонавтики» № 3, 2008 г. (стр. 57).
23. И. Черный «Перспективные китайские ракеты-носители, или
«Великий подход», журнал «Новости космонавтики» № 11, 2008 г. (стр. 48-50).
24. И. Афанасьев «Ares I и Ares V для Луны и Марса», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2006 г. (стр. 54-55).
25. Сообщение. Теплоизоляция для ракеты Ares I, журнал «Российский
космос» № 9, 2006 г. (стр. 41).
26. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Прыжок касатки. Первый полет первого
«Ареса», журнал «Новости космонавтики» № 12, 2009 г. (стр. 29-32).
27. И. Черный «Новые российско-бразильские соглашения», журнал
«Новости космонавтики», № 6, 2008 г. (стр. 46).
28. И. Черный «Ракета VLS и российско-бразильское сотрудничество»,
журнал «Новости космонавтики» № 10, 2008 г. (стр. 59).
29. Сообщение. Бразилия обещает создать собственную ракету-носитель к
2014 году, бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск»
филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран мира»,
№ 14, 2010 г. (стр. 4).
30. Сообщение. КНДР готова в любой момент вывести на орбиту
спутник, еженедельник «Аэронавтика и космос» № 36, 2008 г. (стр. 41).
31. Сообщение. Российские специалисты не нашли в космосе корейский
спутник, бюллетень Роскосмоса «СМИ о космосе» № 87,2009 г. (стр. 8).
32. Сообщение. КНДР спустила спутник на воду. Ракета «Ынха-2»
рухнула в океан, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 6.04.2009 г. (стр. 3-4).
348

33. П. Павельцев «Пятый запуск в систему Compass», журнал «Новости
космонавтики» № 9, 2010 г. (стр. 32-34).
34. А. Ильин «В полете SinoSat-б», журнал «Новости космонавтики»
№11, 2010 г. (стр. 23-24).
35. И. Черный «Delta IV и ее сверхтяжелые собратья», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 2005 г. (стр. 48-50).
36. И. Черный «Украина построит ракету для США», журнал «Новости
космонавтики» №11, 2008 г. (стр. 51).
37. Сообщение. «Южмаш» поставит основную конструкцию первой
ступени для Taurus II к августу 2010 г., бюллетень Центра научно-технической
информации «Поиск» филиала ФГУП «ЦЭНКИ» — КБТМ «Космическая
деятельность стран мира», № 14, 2010 г. (стр. 6).
38. Сообщение. США расширили заказ Украине в рамках производства
РН «Таурус-2», бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 7.10.2010 г. (стр. 3).
39. Сообщение. США. Планы испытаний двигателя AJ-26, бюллетень
«Ракетная и космическая техника» № 17-18, 2010 г. (стр. 9).
40. Сообщение. РН «Минотавр-4» способна выводить полезные нагрузки
в космос, еженедельник «Аэронавтика и космос» № 17, 2010 г. (стр. 30).
41. Сообщение. США. О первом запуске ракеты-носителя «Минотавр-5»,
бюллетень «Ракетная и космическая техника» № 50, 2009 г. (стр. 5).
42. И. Афанасьев «Ракетно-космические программы Саддама», журнал
«Новости космонавтики» № 3, 2010 г. (стр. 60-61).
43. И. Чёрный «А был ли мальчик?» Второй «Посланник надежды»,
журнал «Новости космонавтики» № 10, 2008 г. (стр. 28-29).
44. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Секреты «Посланника», журнал
«Новости космонавтики» № 4, 2009 г. (стр. 16-19).
45. Сообщение. Иран запустил в космос свой первый спутник, бюллетень
пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от
3.02.2009 г. (стр. 5-6).
46. Сообщение. Некоторые подробности о пуске РН в Иране, бюллетень
пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от
22.08.2009 г. (стр. 2).
47. Сообщение. «Сафир» беспокоил Вашингтон, журнал «Российский
космос» № 9, 2008 г. (стр. 59).
48. Сообщение. Иран планирует запустить в космос ракету, еженедельник
«Аэронавтика и космос» № 39, 2008 г. (стр. 38).
349

49. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Иран на полпути к космосу», журнал
«Новости космонавтики» № 4, 2008 г. (стр. 30-31).
50. И. Чёрный «Второй «космический пуск» иранской ракеты», журнал
«Новости космонавтики» № 1, 2009 г. (стр. 40).
51. И. Афанасьев «Вторая попытка. О неудачном полете носителя
Naro-1», журнал «Новости космонавтики» № 8, 2010 г. (стр. 28-30).
52. Сообщение. В Южной Корее прошли испытания двухступенчатой
ракеты-носителя, бюллетень ЦЭНКИ (Информация из сети Интернет) от
4.04.2008 г. (стр. 2-3).
53. Сообщение. Началась доставка макета первой ступени перспективной
южнокорейской ракеты-носителя из РФ в Южную Корею, бюллетень пресс-
службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 4.08.2008 г.
(стр. 2).
54. Сообщение. Запуск первой южнокорейской ракеты может быть
перенесен, еженедельник «Аэронавтика и космос» № 30, 2008 г. (стр. 39).
55. Сообщение. Россия и Южная Корея создадут новую РН,
еженедельник «Аэронавтика и космос» № 34, 2008 г. (стр. 40).
56. Сообщение. Запуск южнокорейской ракеты перенесен, еженедельник
«Аэронавтика и космос» № 33, 2008 г. (стр. 30-31).
57. Сообщение. Южная Корея готовится к запуску спутника с помощью
России, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 17.04.2009 г. (стр. 2-3).
58. И. Чёрный «Российско-корейскую ракету KSLV-1 показали миру»,
журнал «Новости космонавтики» № 6, 2009 г. (стр. 40).
59. Сообщение. Цена «Наро», журнал «Российский космос» № 7,
2009 г. (стр. 49).
60. Сообщение. Спутник комом, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им.
М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 26.08.2009 г. (стр. 2-4).
61. Сообщение. Семь раз отмерь. Запуск первой ракеты-носителя Южной
Кореи оказался «частично успешным», бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им.
М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 26.08.2009 г. (стр. 4-5).
62. Сообщение. Южная Корея назвала причины падения своего первого
спутника, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 27.08.2009 г. (стр. 2).
63. Сообщение. Южная Корея. Об аварийном запуске ракеты KSLV-1,
бюллетень «Ракетная и космическая техника», № 43, 2009 г. (стр. 6).
350

64. Сообщение. Названы причины аварии южнокорейской ракеты,
бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск» филиала ФГУП
«ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран мира», № 6, 2010 г.
(стр. 3).
65. И. Афанасьев «Авария KSLV-1 остается загадкой», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2010 г. (стр. 32).
66. Сообщение. Южная Корея. О создании ракеты-носителя KSLV-2,
бюллетень «Ракетная и космическая техника», № 33, 2009 г. (стр. 7).
67. Сообщение. Концерн Arianespace приступил к модернизации ракеты-
носителя Ariane 5, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева
(Обзор Интернет-СМИ) от 14.04.2009 г. (стр. 2).
68. Сообщение. Германия участвует в модификации ракеты Ariane-5,
бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ)
от 23.06.2009 г. (стр. 2).
69. Сообщение. Будет создана новая версия РН Ariane-5, бюллетень
пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от
23.12.2009 г. (стр. 2).
70. Сообщение. Генеральный директор Arianespace: нет необходимости в
поддержке программы РН Ariane-5 после 2009 года, бюллетень ЦЭНКИ
(Информация из сети Интернет) от 14.02.2008 г. (стр. 9-10).
71. Сообщение. Европа. О проекте «Ариан-6», бюллетень «Ракетная и
космическая техника» № 41,2010 г. (стр. 5).
72. И. Черный «Легкий европейский носитель Vega», журнал «Новости
космонавтики» № 19-20, 1998 г. (стр. 58).
73. И. Черный «Vega и другие малые ракеты», журнал «Новости
космонавтики» № 5, 2005 г. (стр. 55).
74. А. Букалов «Ракета-носитель для НИИ и университетов»,
«Инженерная газета» № 20, 2005 г. (стр. 3).
75. Афанасьев «Ход программы Vega», журнал «Новости космонавтики»
№ 2, 2006 г. (стр. 48-49).
76. И. Афанасьев «Испытаны новые системы «Веги», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2006 г. (стр. 53).
77. И. Черный «Сертификация двигателя и подготовка к первому полету
«Веги», журнал «Новости космонавтики» № 2, 2008 г. (стр. 43).
78. Сообщение. КБ «Южное» передало заказчику первый двигатель для
европейской ракеты Vega, бюллетень ЦЭНКИ (Информация из сети Интернет)
от 5-7.04.2008 г.
351

79. И. Чёрный «Vega и демонстраторы», журнал «Новости космонавтики»
№ 2, 2009 г. (стр. 57).
80. Сообщение. Европа. О программе «Вега», бюллетень «Ракетная и
космическая техника» № 26, 2010 г. (стр. 7).
81. Сообщение. Ракета-носитель «Фэлкон-9», бюллетень Центра научно-
технической информации «Поиск» филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ
«Космическая деятельность стран мира» (приложение), № 18, 2010 г.
(стр. 31-33).
82. И. Афанасьев. «Девятка» попала в «десятку», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2010 г. (стр. 24-27).
83. Сообщение. США. Проекты новых РН компании SpaceX, бюллетень
«Ракетная и космическая техника» № 37, 2010 г., (стр. 3-4).
84. Сообщение. США. Заказ РН Falcon-9 фирмой SS/L, бюллетень
«Ракетная и космическая техника» № 15, 2010 г. (стр. 6).
85. Сообщение. Украинцы будут делать часть американской ракеты
Falcon, бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск» филиала
ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран мира», № 11,
2010 г. (стр. 3-4).
86. Сообщение. Элементы РН Falcon 9 прошли испытания, электронный
бюллетень Роскосмоса «СМИ о космосе» № 104, август 2009 г. (стр. 18).
87. Сообщение. Огневое испытание Falcon 9 отменено, бюллетень пресс-
службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 10.03.2010 г.
(стр. 2).
88. И. Черный «Первый «Сокол» готов к полету», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2005 г. (стр. 42-43).
89. Сообщение. Об аварии РН Falcon-1, журнал «Российский космос»,
№ 4, 2006 г. (стр. 56).
90. И. Афанасьев «И второй блин - комом. Неудачный запуск «Фалкона-
1», журнал «Новости космонавтики» № 5, 2007 г. (стр. 27-29).
91. 7.4. И. Черный «Falcon 1: «разбор полетов» закончен», журнал
«Новости космонавтики» № 8, 2007 г. (стр. 48-49).
92. Сообщение. Частная РН Falcon: третья неудача с третьей попытки,
бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ)
от 4.08.2008 г. (стр. 2-3).
93. Сообщение. Установлена причина аварии при третьем пуске РН
Falcon I, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 7.08.2008 г. (стр. 2).
352

94. Сообщение. США. Об использовании ракеты-носителя Falcon-1е,
бюллетень «Ракетная и космическая техника», № 39, 2009 г. (стр. 5).
95. И. Афанасьев «Триумф SpaceX. «Сокол» долетел-таки до орбиты»,
журнал «Новости космонавтики» №11, 2008 г. (стр. 36-37).
96. Сообщение. Ракета Falcon 1, полностью разработанная и собранная
частной компанией, успешно вывела на орбиту спутник, электронный
бюллетень Роскосмоса, «СМИ о космосе» № 101, июль 2009 г. (стр. 23-24).
97. Сообщение. SPACEX - первый, журнал «Российский космос» № 8,
2009 г. (стр. 21).
98. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Наноракета для наноспутников», журнал
«Новости космонавтики» № 7, 2007 г. (стр. 39-41).
99. Сообщение. Индонезия разрабатывает РН «Пенгорбитан»,
еженедельник «Аэронавтика и космос» № 48, 2008 г. (стр. 41—42).
100. Сообщение. Первый полет индонезийской ракеты состоится в
декабре 2012 года, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 13.11.2010 г. (стр. 2-3).
101. Сообщение. Вестник из Новой Зеландии, журнал «Российский
космос» № 1, 2010 г. (стр. 30).
102. Сообщение. Британия делает ставку на собственную ракету-
носитель, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 5.02.2009 г. (стр. 2-3).
103. И. Черный «Новости OSC», журнал «Новости космонавтики» № 7,
2005 г. (стр. 51).
104. Сообщение. Ракета MNMS быстро и дешево выведет на орбиту на-
носпутники, бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск»
филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ «Новости в мире технологий», № 37,
2010 г. (стр. 4).
105. Сообщение. Возобновляется программа пусков легкой РН Athena,
бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск» филиала ФГУП
«ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран мира», № 12, 2010 г.
(стр.22).
106. Сообщение. Космические горизонты ГРЦ, бюллетень Центра научно-
технической информации «Поиск» филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ
«Космическая деятельность стран мира», № 41,2010 г. (стр. 6-7).
107. И. Черный «Испытан прототип легкого носителя», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2005 г. (стр. 50).
353

108. И. Афанасьев «Проект европейского носителя «быстрого
реагирования», журнал «Новости космонавтики» № 8, 2005 г. (стр. 41).
109. И. Афанасьев «Воздушный старт» по-американски», журнал
«Новости космонавтики» № 1, 2006 г. (стр. 48-49).
110. И. Афанасьев «Воздушный старт» по-украински», журнал «Новости
космонавтики» № 2, 2006 г. (стр. 42^3).
111. И. Афанасьев «Воздушный старт» по-русски», журнал «Новости
космонавтики» № 3, 2006 г. (стр. 48-51).
112. И. Афанасьев «Воздушный старт»: постскриптум», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2006 г. (стр. 30-31).
113. И. Афанасьев «Второе испытание американского «Воздушного
старта», журнал «Новости космонавтики» № 8, 2006 г. (стр. 56).
114. Сообщение. «Израильские системы воздушного запуска», журнал
«Новости космонавтики» № 4, 2006 г. (стр. 31).
115. Сообщение. Франция. О ракете воздушного старта AML, бюллетень
«Ракетная и космическая техника» № 1-2, 2009 г. (стр. 11).
116. Сообщение. Япония начнет запускать малые спутники с самолетов,
бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ)
от 15.09.2009 г. (стр. 6).
117. Сообщение. Япония разработает РН воздушного старта,
еженедельник «Аэронавтика и космос» № 5, 2009 г. (стр. 51).
118. И. Чёрный «Возрождение британского ракетостроения», журнал
«Новости космонавтики» № 4, 2009 г. (стр. 57).
119. И. Афанасьев «Высокий старт» - новый проект воздушного запуска»,
журнал «Новости космонавтики» № 6, 2007 г. (стр. 51).
120. И. Афанасьев «Отечественные проекты легких носителей
воздушного запуска», журнал «Новости космонавтики» № 12, 2005 г. (стр. 54—55).
121. И. Черный «Ишим» представлен на авиасалоне», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2006 г. (стр. 29).
122. Е. Беляков «Ишим» пересох», бюллетень ЦЭНКИ (Информация из
сети Интернет) от 5.05.2008 г. (стр. 5-6).
123. И. Черный «О проектах «Ишим» и «Байтерек», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2007 г. (стр. 38).
124. И. Афанасьев «Состояние и перспективы МАКС», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 2007 г. (стр. 48-49).
125. И. Афанасьев «Альтернатива от разработчиков «Воздушного
старта», журнал «Новости космонавтики» № 11, 2008 г. (стр. 58-59).
354

126. И. Афанасьев «Россия и Индонезия реализуют «Воздушный старт»,
журнал «Новости космонавтики» № 6, 2007 г. (стр. 50).
127. И. Афанасьев «Воздушный старт»: спурт перед финишем», журнал
«Новости космонавтики» № 1, 2008 г. (стр. 46-48).
128. Сообщение. «Воздушный старт» реанимировали, электронный
бюллетень Роскосмоса «СМИ о космосе», № 98, 22-26 июня 2009 г.
(стр. 40-42).
129. И. Чёрный «Воздушный старт - 2009», журнал «Новости
космонавтики» № 5, май 2009 г. (стр. 48).
130. В. Потапенко « С «Ле Бурже» и «Фарнборо» состязаться трудно»,
еженедельник «Военно-промышленный курьер» № 23, 2006 г.
131. Сообщение. Космические грузовики заменит километровая
пневматическая пушка, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 9Л 0.2009 г. (стр. 4).
132. Сообщение. Гиперзвуковая катапульта забросит человечество в
космос, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-
СМИ) от 14.09.2010 г. (стр. 4).
133. Сообщение. НАС А работает над системой запуска космических
аппаратов с горизонтальным стартом, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им.
М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 16.09.2010 г. (стр. 3).
134. Сообщение. Страны мира. Анализ рынка пусковых услуг, бюллетень
«Ракетная и космическая техника» № 8, 2010 г. (стр. 4—6).
135. Сообщение. NASA выбрало поставщиков ракет-носителей,
бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от
23.09.2010 г. (стр. 4).
136. В. Бурдаков «Лидерство в космосе», журнал «Российский космос»
№ 2, 2008 г. (стр. 28).
137. И. Черный «Наши незлобивые соседи», журнал «Новости
космонавтики» № 1, 2008 г. (стр. 50-51).
138. 22.7. И. Черный «Кризис и ракеты», журнал «Новости
космонавтики» № 2,2009 г. (стр. 54-56).
139. 22.8. И. Афанасьев «Россия останется без легких ракет?», журнал
«Новости космонавтики» № 3, 2009 г. (стр. 70-71).
140. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Европейские носители: контуры
будущего», журнал «Новости космонавтики» № 7, июль 2010 г. (стр. 44-45).
141. В. Кобелев «Модульный принцип построения ракет космического
назначения: настоящее», журнал «Российский космос» № 3, 2006 г.
(стр. 4043).
355

142. Сообщение. Гибрид Northrop, журнал «Российский космос» № 5,
2006 г. (стр. 24).
143. И. Чёрный «Европейские носители через 20 лет», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2009 г. (стр. 48-49).
144. Сообщение. Европа. О разработке новых верхних ступеней,
бюллетень «Ракетная и космическая техника» № 29, 2010 г. (стр. 5).
145. Сообщение. США. О разработках многоразовых первых ступеней
ракет-носителей, бюллетень «Ракетная и космическая техника» № 33, 2010 г.
(стр. 6).
146. И. Афанасьев, К. Лантратов, И. Черный «Авария «Циклона-3».
Шесть спутников потеряно», журнал «Новости космонавтики» № 2, 2001 г.
(стр. 35-39).
147. Сообщение. О РН «Циклон», журнал «Новости космонавтики»
№ 10,2001 г.
148. Сообщение. Украина. О запусках РН «Циклон» с космодрома Куру,
журнал «Новости космонавтики» № 12,1997 г.
149. И. Черный «Украина-Бразилия: вместе в космос», журнал «Новости
космонавтики» № 12, 2001 г.
150. Сообщение. Украина и Бразилия планируют подписать соглашение
об использовании космодрома Алкантара для запуска украинских РН,
еженедельник «Аэрокосмос» №1-2, 2002 г.
151. Сообщение. Россия имеет шанс существенно расширить
сотрудничество с Бразилией в космической сфере, еженедельник «Аэрокосмос»
№ 3, 2002 г.
152. Сообщение. О РН «Циклон-4», журнал «Новости космонавтики»
№ 4, 2002 г.
153. И. Черный «Украинско-бразильские соглашения по космосу»,
журнал «Новости космонавтики» № 3, 2002 г.
154. Сообщение. Исполнилось 25 лет со дня первого запуска РН «Ци-
клон-3», еженедельник «Аэрокосмос» № 26, 2002 г.
155. Сообщение. О РН «Циклон-2», журнал «Новости космонавтики»
№ 7, 2002 г.
156. И. Черный «Перспективный коммерческий носитель «Циклон-4»,
журнал «Новости космонавтики» №11, 2002 г.
157. Сообщение. О РН «Циклон-2», журнал «Новости космонавтики»,
№ 4, 2003 г.
356

158. Сообщение. Первый старт РН «Циклон-4» с космодрома состоится в
2006 году, еженедельник «Аэронавтика и космос», № 23, 2003 г.
159. Сообщение. О запусках РН «Циклон-4» с космодрома Алкантара,
еженедельник «Аэронавтика и космос», № 35, 2003 г.
160. Сообщение. С Байконура будут запускать модернизированную РН
«Циклон-2К», еженедельник «Аэронавтика и космос», № 42, 2003 г.
16L Сообщение. Украина-Бразилия. О запусках ракет «Циклон» с
полигона Алкантара, бюллетень «Ракетная и космическая техника», № 48,
2003 г.
162. Сообщение. Модернизация комплекса «Циклон-2», журнал «Новости
космонавтики», №11, 2003 г.
163. Ю. Журавин. «На орбите «Космос-2405», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2004 г.
164. И. Афанасьев «Новая жизнь ракетно-космического комплекса
«Циклон-2», журнал «Новости космонавтики» № 10, 2004 г.
165. П. Павельцев «CJ4-1M» на нерасчетной орбите», журнал «Новости
космонавтики» № 2, 2005 г. (стр. 21-23).
166. И. Афанасьев «Украинский «Циклон-4» в Бразилии», журнал
«Новости космонавтики» № 3, 2006 г. (стр. 52-53).
167. Е. Бабичев «Циклон-3»: между прошлым и будущим», журнал
«Новости космонавтики» № 8, 2007 г. (стр. 68-69).
168. И. Маринин, И. Лисов «Циклон» летит к Солнцу». К запуску К А
«Коронас-Фотон», журнал «Новости космонавтики» № 3, 2009 г. (стр. 25-29).
169. Сообщение. Произведен запуск РН «Циклон-3» с КА «Коронас-
Фотон», еженедельник «Аэронавтика и космос» № 5, 2009 г. (стр. 38-39).
170. И. Афанасьев «Краеугольный камень проекта «Циклон-4», журнал
«Новости космонавтики» № 11, 2010 г. (стр. 42^3).
171. Сообщение. В Днепропетровске потренируются запускать «Циклон-
4», бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-
СМИ) от 24.09.2010 г. (стр. 2).
172. Сообщение. Об испытании двигателя для РН «Циклон-4», журнал
«Новости космонавтики» № 3, 2010 г. (стр. 33).
173. И. Черный «На перепутье. Украинская ракетно-космическая отрасль
перед выбором», журнал «Новости космонавтики» № 6, 2009 г.
(стр. 48-49).
174. Сообщение. Германию, Бразилию и Аргентину интересует
украинская ракета-носитель, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева
(Обзор Интернет-СМИ) от 10.09.2009 г. (стр. 2-3).
357

175. Сообщение. Россия вытесняет Украину из бразильского космоса,
бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ)
от 16.09.2009 г. (стр. 2-4).
176. Ю.С. Соломонов, А.П. Суходольский, Ю.Н. Жирухин «Ракеты-
носители многоцелевого транспортабельного ракетно-космического комплекса
семейства «Старт», журнал «Полет», № 12, 2000 г.
177. И. Афанасьев «Наземный комплекс РН семейства «Старт» на
космодроме Свободный», журнал «Новости космонавтики», № 5, 2001 г.
178. И. Афанасьев «Пусковые услуги»: решенные проблемы и новые
надежды», «Новости космонавтики», № 5, 2001 г.
179. Сообщение. Об использовании РН «Старт-1», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2001 г.
180. И. Афанасьев «Старт» может полететь с Сан-Марко», журнал
«Новости космонавтики» № 8, 2005 г. (стр. 40).
181. С. Зинченко «Грузов хватит на всех», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2006 года (стр. 52-53).
182. И. Афанасьев, Л. Розенблюм «На орбите - второй EROS», журнал
«Новости космонавтики» № 7, 2006 года (стр. 40-42).
183. И. Афанасьев «Старт» может полететь с Сан-Марко», журнал
«Новости космонавтики» № 8, 2005 г. (стр, 40).
184. И. Афанасьев «Днепр» на Байконуре», «Новости космонавтики»
№ 11,2000 г.
185. И. Черный «К пуску РС-20... так «Сатана» или «Днепр»?», журнал
«Новости космонавтики» № 9, 1998 г. (стр. 32).
186. Сообщение. Ясный горизонт «Космотраса», журнал «Российский
космос» № 8, 2010 г. (стр. 73).
187. Сообщение. О позиционном районе Ясный, журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2010 г. (стр. 67).
188. А. Кучейко «Спутник-близнец для глобальной съемки рельефа
Земли», журнал «Новости космонавтики» № 8, 2010 г. (стр. 36-38).
189. Сообщение. РН «Днепр» вывела на орбиту германский спутник ДЗЗ,
еженедельник «Аэронавтика и космос» № 25, 2010 г. (стр. 25-26).
190. Сообщение. Компания «Космотрас» обеспечена
ракетами-носителями «Днепр» до 2027 года, еженедельник «Аэронавтика и космос» № 23, 2010 г.
(стр.91).
191. Сообщение. Шахта «Сатаны», бюллетень Центра
научно-технической информации «Поиск» филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая
деятельность стран мира» (приложение), № 25 2010 г. (стр. 25-26).
358

192. П. Шаров «CryoSat-2: ледяной покров Земли под присмотром»,
журнал «Новости космонавтики» № 6, 2010 г. (стр. 38-40).
193. Сообщение. Запуск ракеты «Днепр» намечен на 15 июня с пусковой
базы «Ясный», бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 17.05.2010 г. (стр. 2).
194. Сообщение. «Сатана» меняет профессию, бюллетень Центра научно-
технической информации «Поиск» филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ
«Космическая деятельность стран мира» (приложение), № 16, 2010 г. (стр. 29-30).
195. Сообщение. 9 июля «Казкосмос» приобретет 10% акций компании
«Космотрасс», бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 2.07.2010 г. (стр. 6).
196. Сообщение. Российский «Днепр» с евроспутником CryoSat-2
стартовал с Байконура, бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск»
филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран мира»,
№ 14, 2010 г. (стр. 23-24).
197. Сообщение. Пуск РН «Днепр» со спутником TanDEM-X перенесен
на 2010 г., бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 13.11.2009 г. (стр. 2).
198. Сообщение. Таиландский спутник THEOS выведет на орбиту ракета-
носитель «Днепр» с пусковой базы «Ясный», бюллетень пресс-службы ГКНПЦ
им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 06.08.2008 г. (стр. 2-3).
199. И. Черный «Перспективы «Днепра», журнал «Новости
космонавтики» № 2,2008 г. (стр. 32).
200. В. Попов Горизонты «Космотраса», журнал «Российский космос»
№ 9, 2007 г. (стр. 44-48).
201. И. Афанасьев «Из Сибири с любовью», или напутствие иностранцам,
запускающим спутники на русских ракетах», журнал «Новости космонавтики»
№ 8, 2007 г. (стр. 46).
202. И. Афанасьев «База «Ясный» стала космодромом», журнал «Новости
космонавтики» № 9, 2006 г. (стр. 39-40).
203. А Ефременков, Р. Кадыров «О местах падения ступеней «Днепра»,
журнал «Новости космонавтики» № 12,2005 г. (стр. 37).
204. Сообщение. Первый старт РН «Днепр-1» с АКБ намечен на конец
2006 года, еженедельник «Аэронавтика и космос» № 49, 2005 г.
205. И. Афанасьев «Пятый пуск «Днепра», журнал «Новости
космонавтики» № 10,2005 г. (стр. 13-15).
359

206. Сообщение. «Космотрас» расширяет присутствие на рынке пусковых
услуг, еженедельник «Аэронавтика и космос», № 25, 2003 г.
207. И. Афанасьев «Первая «пятерка» «Днепра», журнал «Новости
космонавтики» №11, 2000 г. (стр. 41).
208. Сообщение. С 2011 года все заказы на изготовление ракеты-носителя
«Рокот» будут переданы в Омск, бюллетень Центра научно-технической
информации «Поиск» филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая
деятельность стран мира», № 47, 2010 г. (стр. 14-15).
209. Сообщение. Россия поможет вывести на орбиту несколько
европейских спутников, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 25.11.2010 г. (стр. 2).
210. И. Соболев «Сервис» на новой высоте», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2010 г. (стр. 16-19).
211. Сообщение. Проблема коммерческого использования ракеты
«Рокот» решена, еженедельник «Аэронавтика и космос» № 46, 2009 г. (стр. 25-26).
212. Сообщение. РН «Рокот» будет эксплуатироваться как минимум до
2014 г., еженедельник «Аэронавтика и космос» № 45, 2009 г. (стр. 39-40).
213. Сообщение. Завершены испытания ракетно-космического комплекса
«Рокот», электронный бюллетень Роскосмоса «СМИ о космосе» № 113,
5-9.10.2009 г. (стр. 14-15).
214. Сообщение. Ракету «Рокот» готовят к запуску на космодроме
Плесецк, бюллетень ЦЭНКИ (Информация из сети Интернет) от 27.02.2008 г.
(стр. 2).
215. И. Маринин, А. Железняков «Cryosat погиб», журнал «Новости
космонавтики» № 12, 2005 г. (стр. 34-36).
216. Сообщение. Новый разгонный блок, еженедельник
«Военно-промышленный курьер» № 19, 2005 г. (стр. 6).
217. Ю. Журавин «Рокот» - на коммерческом подъеме», журнал «Новости
космонавтики» №11, 2002 г.
218. Ю. Журавин « Рокот» в Плесецке и на Байконуре», журнал «Новости
космонавтики» № 23/24, 1998 г.
219. В. Мохов «Полгода до первого пуска «Рокота» из Плесецка», журнал
«Новости космонавтики» № 3, 1999 г.
220. И. Черный «Рокот» - некоторые детали», журнал «Новости
космонавтики» № 3, 1999 г.
221. В. Мохов «Рокот» стартует из Плесецка, журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2000 г.
360

222. Ю. Журавин «Рокочущие» новости», журнал «Новости
космонавтики» № 1,2001 г.
223. А. Муладжанов «Дорога открыта», журнал «Новости космонавтики»
№4, 1999 г.
224. Сообщение. Коммерческая эксплуатация и перспективы развития РН
«Рокот», еженедельник «Аэрокосмос» № 12, 2002 г.
225. В. Клюшников «Экологические проблемы «Рокота», «Новости
космонавтики» № 1, 2000 г.
226. Е. Землякова «Наполнить «Парус» ВМФ», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 2010 г. (стр. 53).
227. Сообщение. Памятник ракете-носителю «Космос» появится в Омске,
бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск» филиала ФГУП
«ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран мира», № 23, 2010 г.
(стр.23).
228. П. Павельцев, И. Афанасьев «Группировка SAR-Lupe развернута
полностью», журнал «Новости космонавтики» № 9, 2008 г. (стр. 31-33).
229. М. Афанасьев «Капустин Яр работает на космос. На орбите - шесть
спутников Orbcomm», журнал «Новости космонавтики» № 8, 2008 г. (стр. 43^45).
230. А. Шестаков. «Омский «Полет» забросит американских связных»,
бюллетень ЦЭНКИ (Информация из сети Интернет) от 10.04.2008 г.
(стр. 5-6).
231. Ю. Журавин «Новый «Парус» на орбите. В полете - «Космос-2429»,
журнал «Новости космонавтики» №11, 2007 г. (стр. 19-20).
232. А. Давыдюк «Проблемы «Полета», журнал «Российский космос»
№ 2, 2006 г. (стр. 28-30).
233. Сообщение. Ракета-носитель легкого класса «Космос-ЗМ», проспект
«Космические войска России» № 12, 2005 г. РН «Космос-ЗМ», групповой
запуск», космодром Плесецк, сентябрь 2005 г. (стр. 14-19).
234. Ю. Журавин «В полете - «Космос-2414» и «Университетский -
Татьяна», журнал «Новости космонавтики» № 3, 2005 г. (стр. 17-21).
235. П. Шаров «Путешествие на север», журнал «Новости космонавтики»
№ 9, 2004 г.
236. Сообщение. Самую массовую легкую РН «Космос-ЗМ»
модернизируют, еженедельник «Аэрокосмос» № 19,2002 г.
237. И. Черный «Наземный комплекс «Космос-ЗМ» в Плесецке», журнал
«Новости космонавтики» № 1, 2001 г.
361

238. И. Маринин, А. Владимиров, И. Лисов «Космодром Капустин Яр
возрождается», журнал «Новости космонавтики» № 6, 1999 г.
239. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Подводная гора И КЗ7», журнал
«Новости космонавтики» № 11, 2010 г. (стр. 60-61).
240. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Подводная гора 11К37 (продолжение)»,
журнал «Новости космонавтики» № 12, 2010 г. (стр. 68-69).
241. Г. Маслов «Ракета-носитель «Зенит» наберет полезную нагрузку»,
бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск» филиала ФГУП
«ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран мира», № 22, 2010 г.
(стр. 23-24).
242. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Пустынные «Зениты», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2008 г. (стр. 64—65).
243. Сообщение. Первый запуск ракеты «3eHHT-3SLB» не состоится
25 апреля, бюллетень ЦЭНКИ (Информация из сети Интернет) от 25.04.2008 г.
(стр. 7).
244. В. Антипов «Наземный старт»: «тернии» и успехи», журнал
«Российский космос» № 5, 2009 г. (стр. 16-18).
245. Сообщение. НПО «Энергомаш» поставит до пяти ракетных
двигателей на Украину, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор
Интернет-СМИ) от 11.01.2010 г. (стр. 2).
246. Сообщение. Юбилей «Зенита», бюллетень Центра научно-
технической информации «Поиск» филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ
«Космическая деятельность стран мира», № 15, 2010 г. (стр. 13-14).
247. В. Дегтярь и др. «Виктория-К» - третье пришествие сверхтяжелых»,
журнал «Новости космонавтики» № 5, 2006 г. (стр. 52-53).
248. И Афанасьев «Первый запуск РН «Стрела», журнал «Новости
космонавтики», № 2, 2004 г.
249. «НПО машиностроения». 60 лет самоотверженного труда во имя
мира», энциклопедический сборник под ред. Г.А. Ефремова, г. Москва,
издательский дом «Оружие и технологии», 2004 г., стр. 28-55.
250. Сообщение. «НПО Машиностроение» не намерено отказаться от
использования РН «Стрела», еженедельник «Аэронавтика и космос» № 33, 2009 г.
(стр. 108).
251. Сообщение. Ракета-носитель «Русь-М»: назначение и особенности,
бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск» филиала ФГУП
«ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран мира», № 4, приложение,
2010 г. (стр. 19-20).
362

252. И. Афанасьев «Тендер на новый носитель состоялся», журнал
«Новости космонавтики» № 5, 2009 г. (стр. 44-45).
253. Сообщение. Для ракеты-носителя «Русь-М» разработают
автоматическую систему заправки, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруниче-
ва (Обзор Интернет-СМИ) от 23.04.2009 г. (стр. 2).
254. И. Афанасьев «Наследницы «Семерки» из Самары», журнал
«Новости космонавтики» № 3, 2010 г. (стр. 34).
255. Сообщение. «Молния-М» была запущена на пределе гарантийного
срока хранения, еженедельник «Аэронавтика и космос» № 40, 2010 г. (стр. 48).
256. Сообщение. РФ впервые представила в Ле-Бурже проект ракеты-
носителя «Союз-2-3», электронный бюллетень Роскосмоса «СМИ о космосе»
№ 97, 15-19.06.2009 г. (стр. 34).
257. Сообщение. «ЦСКБ-Прогресс» завершает разработку документации по
РН «Союз-1», еженедельник «Аэронавтика и космос» № 14,2009 г. (стр. 46^47).
258. И. Афанасьев «Универсальная верхняя ступень», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2006 г. (стр. 28).
259. И. Афанасьев «Статус программы «Союз-2», журнал «Новости
космонавтики» № 3, 2006 г. (стр. 46-47).
260. И. Афанасьев, О. Шинькович «Союз-2-1 А» для Metop», журнал
«Новости космонавтики» № 12, 2006 г. (стр. 4-6).
261. Сообщение. Названа дата первого полета РН «Союз-2-1В»,
бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от
8.06.2010 г. (стр. 2-3).
262. Сообщение. О РН «Союз-ST», журнал «Новости космонавтики»
№ 4, 2009 г. (стр. 47).
263. Сообщение. РН «Союз-2» вывела в космос военный спутник,
еженедельник «Аэронавтика и космос» №31, 2008 г. (стр. 48-49).
264. Сообщение. Интеграция самарских предприятий космической
отрасли даст работу многим, электронный бюллетень Роскосмоса «СМИ о космосе»
№ 107,24-28.09.2009 г. (стр. 28-29).
265. Сообщение, На Воронежском мехзаводе разрабатывают рулевой
двигатель для ракетоносителя «Союз 2-1В», бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им.
М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 16.03.2010 г. (стр. 6).
266. Сообщение. О модернизации РН «Союз-2», журнал «Российский
космос» № 4, 2007 г. (стр. 9).
267. И. Афанасьев «Самара предлагает «Союз-2-3», журнал «Новости
космонавтики» № 5, 2007 г. (стр. 50).
363

268. Сообщение. Самарское «ЦСКБ-Прогресс» планирует, благодаря
модернизации, существенно увеличить мощность ракет-носителей «Союз»,
бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от
15.07.2008 г. (стр. 2).
269. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Ракетные новинки МАКС-2009»,
журнал «Новости космонавтики» №11, 2009 г. (стр. 54-58).
270. И. Афанасьев «Южноафриканский космос», журнал «Новости
космонавтики» № 2, 2011 г. (стр. 60-61).
271. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Перспективные средства выведения
России и Украины», журнал «Новости космонавтики» № 8 2008 г.
(стр. 60-63).
272. Сообщение. РН «Ангара» будет готова к запуску с космодрома
Плесецк через 2-2,5 года, еженедельник «Аэронавтика и космос» № 39,
2010 г. (стр. 41-42).
273. Сообщение. «Ангара» заменит экологически вредный «Протон» на
Байконуре, бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск»
филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран мира»
(приложение), № 14, 2010 г. (стр. 45-46).
274. Сообщение. Ракеты «Ангара» составят основу для вывода на орбиту
военных спутников, бюллетень Центра научно-технической информации
«Поиск» филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран
мира», № 2, 2010 г. (стр. 24-25).
275. И. Афанасьев «Фейерверк в Пересвете», журнал «Новости
космонавтики» № 12, 2009 г. (стр. 36-37).
276. Сообщение. Огневые испытания первой ступени РН «Ангара»,
еженедельник «Аэронавтика и космос» № 31, 2009 г. (стр. 39-40).
277. Сообщение. Ракета-носитель «Ангара»: описание и характеристики,
бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ)
от 25.08.2009 г. (стр. 2).
278. Сообщение. Двигатель для «Ангары», журнал «Российский космос»
№6, 2009 г. (стр. 21).
279. Сообщение. Первый пуск РН «Ангара» в легком варианте
запланирован на 2011 г., еженедельник «Аэронавтика и космос» № 20, 2009 г.
(стр. 25-27).
280. Сообщение. «Ангара» вытекла в космос. Германия предпочла
российскую ракету европейской, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им.
М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 23.07.2008 г. (стр. 5-6).
364

281. Сообщение. Ростехнадзор утвердил заключение по ракетному
комплексу «Ангара», бюллетень ЦЭНКИ (Информация из сети Интернет) от
20.03.2008 г. (стр. 2).
282. И. Афанасьев «Ангара»: приоритеты и ускорение», журнал «Новости
космонавтики» № 12, 2007 г. (стр. 54-55).
283. В. Клиппа, В. Задеба, В. Лакеев, Н. Тупицын «Космические буксиры
корпорации «Энергия», журнал «Новости космонавтики» № 12, 2006 г.
(стр. 56-57).
284. С. Андреев, М. Фунтиков «Доразгонщики», журнал «Российский
космос» № 2, 2008 г., (стр. 64-68).
285. Сообщение. Российский разгонный блок «Бриз-М» не вывел на
заданную орбиту американский спутник АМС-14, бюллетень ЦЭНКИ
(Информация из сети Интернет) от 15-17.03.2008 г. (стр. 4).
286. Сообщение. Российский двигатель отказал американскому спутнику,
бюллетень ЦЭНКИ (Информация из сети Интернет) от 18.03.2008 г. (стр. 3-4).
287. Сообщение. Разгонный блок «Бриз-М»: десятилетие первого пуска,
электронный бюллетень Роскосмома «СМИ о космосе» № 100,
6-10.07.2009 г. (стр. 18).
288. Сообщение. РКК «Энергия» способна создать космический буксир с
ядерным двигателем, бюллетень Центра научно-технической информации
«Поиск» филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран
мира», № 4, 2010 г. (стр. 8-9).
289. 3. Е. Безека. Причиной падения индийской ракеты в апреле стал
отказ насоса, бюллетень Центра научно-технической информации «Поиск»
филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - КБТМ «Космическая деятельность стран мира», № 27,
2010 г. (стр. 26-27).
290. Сообщение. Красмаш приступил к освоению производства нового
двигателя для разгонных блоков ракет-носителей, бюллетень пресс-службы
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 31.08.2010 г. (стр. 2).
291. Сообщение. Японские инженеры создали систему запуска ракет в
космос без топлива и двигателей, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им.
М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 18.01.2010 г. (стр. 2).
292. И. Афанасьев «Планы украинских ракетчиков», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2001 г. (стр. 54).
293. Сообщение. О РН «Маяк», журнал «Новости космонавтики», № 1,
2007 г. (стр. 55).
294. И. Афанасьев «Днепропетровск поставил первую ступень для «Тау-
руса-2», журнал «Новости космонавтики» № 12, 2010 г. (стр. 57).
365

295. Сообщение. Бразилия произвела пуск РН собственного производства,
еженедельник «Аэронавтика и космос» № 50, 2010 г. (стр. 39-40).
296. Сообщение. США. О новой РН тяжелого класса, еженедельник
«Ракетная и космическая техника» № 48, 2010 (стр. 4-6).
297. Сообщение. РН «Молния-М» вывела на орбиту военный КА «Кос-
мос-2469», еженедельник «Аэронавтика и космос» № 39, 2010 г. (стр. 34-35).
298. И. Афанасьев «Спутник защищенной военной связи на орбите.
Пока не на той...», журнал «Новости космонавтики» № 10, 2010 г.
(стр. 20-22).
299. И. Лисов «Тяньхуи-1», китайский военный картограф», журнал
«Новости космонавтики» № 10, 2010 г. (стр. 23-24).
300. П. Павельцев «Первый «Анти-Lacrosse», журнал «Новости
космонавтики» № 11, 2010 г. (стр. 30-31).
301. И. Черный «Запущен спутник контроля космической обстановки»,
журнал «Новости космонавтики» № 11,2010 г. (стр. 34-36).
302. Е. Землякова «Старт «Днепра»: советские технологии на благо
европейских заказчиков», журнал «Новости космонавтики» № 8, 2010 г.
(стр. 32-35).
303. Л. Розенблюм «Разбивая «проклятье четных номеров»: на орбите -
Ofeq-9», журнал «Новости космонавтики» № 8, 2010 г. (стр. 39-40).
304. Сообщение. Россия-Франция. О запусках ракет с космодрома Куру,
бюллетень «Ракетная и космическая техника» № 31, 2010 г. (стр. 7-8).
305. П. Трифонов, В. Ясюкевич «Универсальный «Протон», журнал
«Российский космос» № 7, 2010 г. (стр. 36-44).
306. 2.11. И. Афанасьев «Рассвет» летит к Утренней звезде», журнал
«Новости космонавтики» № 7, 2010 г. (стр. 22-27).
307. И. Лисов «Navstar нового поколения», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2010 г. (стр. 33-35).
308. И. Афанасьев «Через тернии к водороду. Авария GSLV-D3 с
индийской криогенной ступенью», журнал «Новости космонавтики» № 6, 2010 г.
(стр. 41-43).
309. И. Черный «Полет Минотавра», журнал «Новости космонавтики»
№6,2010 г. (стр. 46-47).
310. А. Ильин «SDO: Солнце под контролем», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2010 г. (стр. 26-27).
311. И. Чёрный «Atlas V запустила гибридный Intelsat», журнал «Новости
космонавтики» № 1, 2010 г. (стр. 34).
366

312. И. Чёрный «WGS F3: высота взята со второй попытки», журнал
«Новости космонавтики» № 2, 2010 г. (стр. 28).
313. И. Афанасьев «Первые «Союзы» в Куру», журнал «Новости
космонавтики» № 1, 2010 г. (стр. 23).
314. 2.12. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Еще немного, еще чуть-чуть»,
журнал «Новости космонавтики» № 10, 2009 г. (стр. 28-31).
315. П. Павельцев «Загадка китайского «Первооткрывателя», журнал
«Новости космонавтики» № 10, 2009 г. (стр. 66-67).
316. Сообщение. Программа «Метеор-М», проспект ЦЭНКИ «Космодром
Байконур» № 12, 2009 г. (стр. 2-33).
317. США. О компенсации вибрации ракеты Ares-1, бюллетень «Ракетная
и космическая техника» № 49, 2009 г. (стр. 7).
318. П. Афанасьев «Новый «Метеор» со товарищи», журнал «Новости
космонавтики» №11,2009 г. (стр. 34-40).
319. Сообщение. США-Малайзия. Запуск спутника RazakSAT ракетой
Falcon-1, бюллетень «Ракетная и космическая техника» № 34, 2009 г. (стр. 3).
320. А. Кучейко, Л. Розенблюм, И. Афанасьев «Новый шаг Индии:
первый радиолокационный и первый университетский», журнал «Новости космо-
навики» № 6,2009 г. (стр. 30-34).
321. И. Афанасьев, А. Кучейко «Комбат вызывает спутник», журнал
«Новости космонавтики» № 7, 2009 г. (стр. 42-45).
322. Сообщение. КНР. О разработке малых спутников и ракеты
воздушного старта, бюллетень «Ракетная и космическая техника» № 6, 2009 г.
(стр. 7-8).
323. В. Мохов «Золотой» юбилей «Протона» от ILS. В полете - КА
W2A», журнал «Новости космонавтики» № 6, 2009 г. (стр. 18-19).
324. А. Ильин «Связист заступил на пост», журнал «Новости космонави-
ки» № 6, 2009 г. (стр. 20).
325. И. Черный, И. Соболев «Непослушный «теленок» и погибший
спутник», журнал «Новости космонавтики» № 4, 2009 г. (стр. 21-36).
326. А. Кучейко, И. Лисов, И. Афанасьев «Парниковые газы под
космическим контролем», журнал «Новости космонавтики» № 3, 2009 г.
(стр. 21-24).
327. Сообщение. Ракета-носитель «Протон-К» вывела на орбиту
российский военный спутник, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева
(Обзор Интернет-СМИ) от 02.03.2009 г. (стр. 2).
367

328. И. Черный, П. Павельцев, «Delta IV Heavy запустила тяжелого
«шпиона», журнал «Новости космонавтики» № 3, 2009 г. (стр. 18-20).
329. Сообщение. На Байконуре готовятся к старту космической
обсерватории «Спектр-Р», электронный бюллетень Роскосмоса «СМИ о космосе»
№ 87, 6-10.04.2009 г. (стр. 2).
330. И. Афанасьев, И. Лисов «Чандраяан-1» летит к Луне», журнал
«Новости космонавтики» № 12, 2008 г. (стр. 38-43).
331. Л. Роземблюм «Дотянуться до горизонта. К двадцатилетию первого
израильского спутника», журнал «Новости космонавтики» № 10, 2008 г.
(стр. 64-66).
332. И. Афанасьев «Глаз Земли, смотрящий с орбиты. Запуск GeoEye-1»,
«Новости космонавтики» №11, 2008 г. (стр. 31-32).
333. Сообщение. Малый космический разгонный блок «ТОР»,
еженедельник «Аэронавтика и космос» № 41, 2008 г. (стр. 33-34).
334. И. Афанасьев «Прерванный полет. Авария ракеты ALV Х-1», журнал
«Новости космонавтики» № 10, 2008 г. (стр. 32).
335. И. Афанасьев, Ю. Журавин «АМС-14 до стационара не добрался»,
журнал «Новости космонавтики» № 5, 2008 г. (стр. 37-40).
336. И. Лисов, И. Афанасьев «Тяньлянь-1» - китайский орбитальный
ретранслятор», журнал «Новости космонавтики», № 6, 2008 г. (стр, 28-29).
337. И. Лисов «В полете - USA-200», журнал «Новости космонавтики»
№ 5, 2008 г. (стр. 34-36).
338. И. Лисов, И. Афанасьев «Чаньэ-1» летит к Луне», журнал «Новости
космонавтики» № 12, 2007 г. (стр. 41-47).
339. И. Афанасьев «Новый. Военный. Широкополосный», журнал
«Новости космонавтики» № 12, 2007 г. (стр. 34-35).
340. И. Афанасьев, А. Владимиров «Второй пуск тяжелой «Дельты»,
журнал «Новости космонавтики» № 1, 2008 г. (стр. 27-29).
341. И. Маринин «Пилотируемые полеты в космос. VII Международная
конференция в ЦПК», журнал «Новости космонавтики» № 1, 2008 г.
(стр. 60-61).
342. И. Афанасьев «GSIV возвращается в строй», журнал «Новости
космонавтики» № 11, 2007 г. (стр. 14-15).
343. А. Копик «В космосе - итальянский радиолокационный разведчик»,
журнал «Новости космонавтики» № 8, 2007 г. (стр. 24-25).
368

344. И. Соболев «Лунная принцесса. Япония запускает самый крупный
лунный аппарат нашего времени», «Новости космонавтики» № 11, 2007 г.
(стр. 21-26).
345. Л. Розенблюм «Ле-Бурже. Июнь», журнал «Новости космонавтики»
№ 8, 2007 г. (стр. 56-57).
346. И. Лисов «Centaur испортил-таки борозду, но вывел на орбиту пару
разведспутников», журнал «Новости космонавтики» № 8, 2007 г. (стр. 32-33).
347. И. Черный «МАКС-2007: перспективы и проблемы российского
ракетостроения», журнал «Новости космонавтики» №11, 2007 г. (стр. 54-55).
348. И. Афанасьев «Об «Ангаре» и «Протоне-М», журнал «Новости
космонавтики» №9, 2007 г. (стр. 44-46).
349. И. Афанасьев, И. Соболев «AGILE в космосе: первый коммерческий
пуск PSLV», журнал «Новости космонавтики» № 6, 2007 г. (стр. 37-40).
350. А. Кучейко «Китай сформировал систему радарных спутников «Яо-
гань», журнал «Новости космонавтики» № 7, 2007 г. (стр. 21-22).
351. А. Родин «Китай прорывается на мировой телекоммуникационный
спутниковый рынок», журнал «Новости космонавтики» № 7, 2007 г.
(стр. 19-20).
352. И. Афанасьев «Южный крест» для Бразилии», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 2007 г. (стр. 46-47).
353. И. Афанасьев, А. Кучейко, А. Копик «Новый индийский картограф и
возвращение с орбиты», журнал «Новости космонавтики» № 3, 2007 г.
(стр. 12-15).
354. И. Афанасьев «Экваториальный старт для «Союза-2», журнал
«Новости космонавтики» № 4, 2007 г. (стр. 58-59).
355. И. Афанасьев, И. Лисов «Китай произвел перехват в космосе»,
журнал «Новости космонавтики» № 3, 2007 г. (стр. 60-63).
356. А. Копик «Этапы модернизации РБ «Фрегат», журнал «Новости
космонавтики» № 3, 2007 г. (стр. 56-57).
357. А. Кучейко, А. Афанасьев «Миниразведчик Пентагона», журнал
«Новости космонавтики» № 2, 2007 г. (стр. 30-33).
358. В. Бурдаков «Космические солнечные электростанции», журнал
«Российский космос» №11, 2006 г. (стр. 42-46).
359. Ю. Журавин « полете «Космос-2421», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2006 г. (стр. 13-14).
360. Я. Нечеса «Четыре запуска за десять жарких дней», журнал
«Российский космос» № 7, 2006 г. (стр. Ф-8).
369

361. И. Соболев «Инфракрасный «Свет» и его попутчики», журнал
«Новости космонавтики» № 4, 2006 г. (стр. 6-9).
362. И. Афанасьев, И. Лисов. «В плену орбиты. Южно-уральский спутник
«потерялся в космосе», журнал «Новости космонавтики» № 7, 2006 г.
(стр. 39-43).
363. А. Копик «Новый спутник для SES Astra», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 2006 г. (стр. 37-38).
364. А. Копик «Американский метеоролог новой серии. Запуск GOES-N»,
журнал «Новости космонавтики» № 7, 2006 года (стр. 36-38).
365. Модернизированная глобальная навигационная система ГЛОНАСС,
проспект «Модернизированная глобальная навигационная система ГЛОНАСС»,
НПО ПМ, 2005 г.
366. Торстен Гензе «Шаттл-ракета «Байкал» (перевод С.А. Стасенко),
журнал «FLiEGER REVUE», № 8, 2001 г. (стр. 42-43).
367. Ю. Журавин «Ariane 5 поработал для США и Индонезии», «Новости
космонавтики» № 1, 2006 г. (стр. 10-11).
368. И. Черный «Международный космический конгресс в Японии»,
журнал «Новости космонавтики» № 12, 2005 г. (стр. 61).
369. А. Копик «Демонстратор из космоса вернулся, но не найден»,
журнал «Новости космонавтики» № 12, 2005 г. (стр. 32-33).
370. А. Кучейко «Китайские фоторазведчики FSW-21 о FSW-22: смена
караула на орбите», журнал «Новости космонавтики» № 10, 2005 г. (стр. 20-22).
371. Н. Торшин «Кривая падения», еженедельник
«Военно-промышленный курьер» № 28, 2005 г.
372. И. Афанасьев «О Наземном старте», журнал «Новости
космонавтики» № 10, 2005 г. (стр. 66-67).
373. И. Афанасьев, А. Копик «Парус до космоса не долетел», журнал
«Новости космонавтики» № 8, 2005 г. (стр. 3-6).
374. И. Афанасьев, И. Лисов «Маленькое бескрылое чудовище вывело на
орбиту спутник-инспектор», журнал «Новости космонавтики» № 6, 2005 г.
(стр. 28-31).
375. С. Шамсутдинов «Проект «Клипер», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2005 г. (стр. 1-7).
376. И. Лисов, А. Владимиров «Третий запуск в серии NOSS-3», журнал
«Новости космонавтики» № 4, 2005 г. (стр. 10-13).
377. Л. Розенблюм, Ю. Журавин, И. Черный «Промах «Шавита», журнал
«Новости космонавтики» №11, 2004 г.
370

378. И. Маринин «О космодроме в Куру», журнал «Новости
космонавтики» № 12, 2004 г.
379. И. Афанасьев «Первый полет ракеты «Союз-2», журнал «Новости
космонавтики» № 1, 2005 г.
380. И. Лисов «Китай запустил два экспериментальных К А», журнал
«Новости космонавтики» №11, 2004 г.
381. Проспект «Глонасс», «Глонасс-М», выпуск № 16 за 2004 г.,
издательство «Рестарт».
382. И. Афанасьев, А. Копик «Октет под управлением «Днепра», журнал
«Новости космонавтики» № 8, 2004 г.
383. Сообщение. Израиль-Бразилия. О запусках ракет «Шавит» с
полигона Алкантара, бюллетень «ракетная и космическая техника» № 6, 2004 г.
384. И. Черный «Европейская «Вега», журнал «Новости космонавтики»,
№11, 2003 г.
385. Сообщение. О запуске РН «Пегас-XL», еженедельник «Аэронавтика
и космос», № 44, 2003 г.
386. И. Афанасьев, А. Копии «Китай запустил третий навигационный
спутник», журнал «Новости космонавтики», № 7, 2003 г.
387. Сообщение. Завершен проект стартовой площадки для РН «Аврора»
в Индийском океане, еженедельник «Аэронавтика и космос», № 25, 2003 г.
388. Сообщение. «Протон-М» скоро будет стартовать с двух пусковых
установок, еженедельник «Аэронавтика и космос», № 31, 2003 г.
389. И. Афанасьев, А. Копик «Последний Milstar», журнал «Новости
космонавтики», № 6, 2003 г.
390. Сообщение. Уникальная РН разработана в России, еженедельник
«Аэронавтика и космос», № 1-2, 2003 г.
391. М. Тарасенко, И.Афанасьев «Четыре спутника Globalstar запущены
«Союзом», журнал «Новости космонавтики» № 3, 1999 г.
392. Сообщение. Завершена подготовка к запуску РН «Днепр» с шестью
КА, еженедельник «Аэронавтика и космос» №51, 2002 г.
393. А. Ромашкин «Оценка рынка запусков космических аппаратов»,
журнал «Авиасалоны мира», № 2, 2001 г.
394. Ориентировочная удельная стоимость выведения полезного груза
конверсионными и существующими космическими ракетами-носителями
легкого класса, журнал «Российский космос», № 7, 2000 г.
395. Ракета-носитель «Нева», проспект РКК «Энергия».
371

396. Ракета-носитель «Квант», проспект РКК «Энергия».
397. «Ракетно-космические комплексы», проспект ГРЦ им. В.П. Макеева.
398. И. Афанасьев «Первый полет ракеты «Союз-2», журнал «Новости
космонавтики», № 1, 2005 г. (стр. 25-27).
399. И. Черный «Подробности китайской программы исследования
Луны», журнал «Новости космонавтики», № 1, 2005 г. (стр. 48-49).
400. И. Черный «Первый пуск тяжелой «Дельты» перенесен», журнал
«Новости космонавтики», № 10, 2004 г. (стр. 34-35).
401. И. Афанасьев «Первая ступень многократного применения как этап
создания многоразовых систем выведения», журнал «Новости космонавтики»
№10, 2004 г. (стр. 39^0).
402. В. Давиденко «Европейский «Союз», журнал «Новости
космонавтики», № 10, 2004 г. (стр. 42-45).
403. И. Афанасьев «Когда я смогу спеть гимн Индии», журнал «Новости
космонавтики», № 10, 2004 г. (стр. 68-69).
404. И. Афанасьев «Незабытый легкий разведчик космоса», журнал
«Новости космонавтики» № 8, 2004 г. (стр. 68-70).
405. А. Перминов «Все будет решаться в комплексе», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2004 г. (стр. 44—47).
406. И. Афанасьев «Ускорители для «Протона», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2004 г. (стр. 50-51).
407. В. Мохов «Крупнейшая европейская космическая сделка», журнал
«Новости космонавтики» № 7, 2004 г. (стр. 54-55).
408. И. Афанасьев «Большие планы небольшой системы», журнал
«Новости космонавтики» № 6, 2004 г. (стр. 46-47).
409. Ю. Журавин «Rosetta отправилась к комете Чурюмова-Герасимен-
ко», журнал «Новости космонавтики» № 5, 2004 г. (стр. 14-20).
410. Ю. Семенов «Космические технологии будущего», журнал «Новости
космонавтики» № 5, 2004 г. (стр. 54—59).
411. И. Черный «Все силы и средства — в Куру», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2004 г. (стр. 29).
412. В. Агапов «Орлиный глаз», журнал «Новости космонавтики» № 4,
2004 г. (стр. 21-24).
413. И. Афанасьев «Объединенная Европа», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2004 г. (стр. 64-67).
372

414. И. Афанасьев «Объединенная Европа», журнал «Новости
космонавтики» № 3, 2004 г. (стр. 64-65).
415. И. Афанасьев «Объединенная Европа», журнал «Новости
космонавтики» № 2, 2004 г. (стр. 62-65).
416. И. Афанасьев, «Ракета-носитель «Великий поход-ЗА», журнал
«Новости космонавтики» № 1,2004 г. (стр. 18).
417. И. Афанасьев «Неудачный запуск японских спутников-шпионов»,
журнал «Новости космонавтики» № 1, 2004 г. (стр. 22—23).
418. И. Афанасьев «Европейский водород», журнал «Новости
космонавтики» № 1, 2004 г. (стр. 27-29).
419. И. Черный «Мощные ракеты на ближайшее будущее», журнал
«Новости космонавтики» № 1, 2004 г. (стр. 30-32).
420. И. Черный «Ракета-носитель «Чан Чжэн-2Б», журнал «Новости
космонавтики» № 1, 2004 г. (стр. 34).
421. И. Афанасьев «Договор о запусках «Союзов» с Куру подписан»,
журнал «Новости космонавтики» № 1, 2004 г. (стр. 36-38).
422. И. Афанасьев «Тернистый путь «Центавра», журнал «Новости
космонавтики» № 1, 2004 г. (стр. 68-69).
423. В. Бугров «Пятнадцать лет полету «Бурана», журнал «Новости
космонавтики» № 1,2004 г. (стр. 70-72).
424. И. Афанасьев «Восьмой пуск PSLV», журнал «Новости
космонавтики» No 12, 2003 г. (стр. 37-38).
425. И. Афанасьев «Последний слетавший Titan 2», журнал «Новости
космонавтики» № 12, 2003 г. (стр. 41^2).
426. И. Афанасьев «Онега», сестра «Авроры», племянница «Ангары»,
журнал «Новости космонавтики» № 11, 2003 г. (стр. 40).
427. И. Черный «Европейская «Вега», журнал «Новости космонавтики»
№11, 2003 г. (стр. 55-56).
428. И. Афанасьев «Небесные похороны первого японского спутника»,
журнал «Новости космонавтики» № 11, 2003 г. (стр. 66-67).
429. И. Афанасьев «Атлантическая «Радуга», журнал «Новости
космонавтики» № 9, 2003 г. (стр. 26-27).
430. И. Афанасьев «Одноступенчатый Atlas», журнал «Новости
космонавтики» № 9, 2003 г. (стр. 51).
431. И. Лисов «Новые роверы отправились на Марс», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2003 г. (стр. 22-27).
373

432. И. Афанасьев «Американский атлант с российским сердцем поднял
гонгонгскую звезду», журнал «Новости космонавтики» № 6, 2003 г.
(стр. 38-39).
433. И. Черный «Исследование Луны автоматическими приборами в
китайском варианте», журнал «Новости космонавтики» № 5, 2003 г. (стр. 35).
434. И. Черный «Китай будет делать новые ракеты самостоятельно»,
журнал «Новости космонавтики» № 5, 2003 г. (стр. 37).
435. В. Мохов «Закрыта эра Ariane 4», журнал «Новости космонавтики»
№ 4, 2003 г. (стр. 26-29).
436. И. Афанасьев, Л. Розенблюм «Состояние и перспективы израильских
ракетоносителей, журнал «Новости космонавтики» № 4, 2003 г. (стр. 34-35).
437. И. Афанасьев «Южная Корея ищет пути сотрудничества с Россией»,
журнал «Новости космонавтики» № 4, 2003 г. (стр. 37).
438. И. Черный «Стартовый комплекс для «Союза» в Куру: поиски
финансирования», журнал «Новости космонавтики» № 4, 2003 г. (стр. 59).
439. И. Черный «Новая ракета для системы ПРО», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2003 г. (стр. 33).
440. А. Копик «Delta вывела два спутника МО США», журнал «Новости
космонавтики» № 3, 2003 г. (стр. 44-46).
441. В. Мохов «Новые небеса» получили «шестерку», журнал «Новости
космонавтики» № 2, 2003 г. (стр. 32-33).
442. И. Афанасьев «Место Н-ПА на мировом рынке запусков», журнал
«Новости космонавтики» № 2, 2003 г. (стр. 54-56).
443. И. Афанасьев «Первый полет ракеты Delta IV», журнал «Новости
космонавтики» № 1, 2003 г. (стр. 46-49).
444. Г. Варфоломеев «Универсальный «Союз», журнал «Новости
космонавтики» № 12, 2002 г. (стр. 48-49).
445. Л. Розенблюм «Конференция в Технионе, или новое об израильской
космонавтике», журнал «Новости космонавтики» № 12, 2002 г. (стр. 64-65).
446. И. Афанасьев, А. Копик «Третий полет Н-2А», журнал «Новости
космонавтики» № 11, 2002 г. (стр. 30-33).
447. И. Афанасьев, А. Кучейко «Metsat-1 на геостационаре», журнал
«Новости космонавтики» №11, 2002 г. (стр. 34-37).
448. И. Черный «Перспективный коммерческий носитель «Циклон-4»,
журнал «Новости космонавтики» №11, 2002 г. (стр. 52-54).
449. И. Афанасьев «Начало новой эры. Первый Atlas 5 стартовал», журнал
«Новости космонавтики» № 10, 2002 г. (стр. 16-18).
374

450. И. Афанасьев «Атлас» - 45 лет спустя», журнал «Новости
космонавтики» № 10, 2002 г. (стр. 40-43).
451. И. Черный «Последние «Титаны», журнал «Новости космонавтики»
№ 8, 2002 г. (стр. 53).
452. И. Черный «Япония продолжает исследовать тяжелые носители»,
журнал «Новости космонавтики» № 8, 2002 г. (стр. 53).
453. И. Афанасьев «Зеленый свет «Семерке из Куру», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2002 г. (стр. 59).
454. А. Копик «Aqua будет следить за климатом Земли», журнал
«Новости космонавтики» № 7, 2002 г. (стр. 28-29).
455. А. Копик, И. Черный «Китай вывел на орбиту два научных
спутника», журнал «Новости космонавтики» № 7, 2002 г. (стр. 32).
456. И. Афанасьев «Так ли он хорош?», журнал «Новости космонавтики»
№ 6, 2002 г. (стр. 47-49).
457. И. Афанасьев, Д. Воронцов «Подводная гора 11К37 (окончание)»,
журнал «Новости космонавтики» № 2, 2011 г. (стр. 62-65).
458. И. Лисов «Глонассы-М» до орбиты не добрались», журнал «Новости
космонавтики» № 2, 2011 г. (стр. 30-32).
459. И. Афанасьев «Спутник EchoStar VII на орбите», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 2002 г. (стр. 37-38).
460. И. Афанасьев «Подписан договор о пусках «Авроры», журнал
«Новости космонавтики» № 3, 2002 г. (стр. 56).
461. С. Белавский, С. Антоненко «Ступени «Ангары» будут подхватывать
в воздухе», журнал «Новости космонавтики» № 3, 2002 г. (стр. 44-46).
462. С. Деревяшкин «В полете - «Космос-2383», журнал «Новости
космонавтики» № 2, 2002 г. (стр. 41-44).
463. И. Черный «Твердое топливо для ускорителей Н-2», журнал
«Новости космонавтики» № 1, 2002 г. (стр. 45).
464. И. Черный «PSLV вывела на орбиту три спутника», журнал «Новости
космонавтики» № 12, 2001 г. (стр. 41-44).
465. И. Черный «Неудачный пуск «Тауруса», журнал «Новости
космонавтики» № 11, 2001 г. (стр. 29-31).
466. В. Агапов «И взошла «кодьякская звезда», журнал «Новости
космонавтики» № 11, 2001 г. (стр. 34-37).
467. И. Афанасьев «Первый полет японского носителя нового
поколения», журнал «Новости космонавтики» № 10, 2001 г. (стр. 39-41).
375

468. Ю. Журавин «Артемида спасает реноме Ариадны», журнал «Новости
космонавтики» № 9, 2001 г. (стр. 34-37).
469. И. Лисов «MAP: Путешествие к началу времен», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2001 г. (стр. 26-30).
470. И. Черный «Одноразовые носители ближайшего будущего», журнал
«Новости космонавтики» № 8, 2001 г. (стр. 39-41).
471. И. Черный «Реинкарнация «Ямала», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2001 г. (стр. 36-38).
472. Ю. Журавин «Байкал, покоривший Париж, журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2001 г. (стр. 34-35).
473. И. Афанасьев «Первая GSLV улетела», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 2001 г. (стр. 44-47).
474. Ю. Журавин «Аврора» будет стартовать с Рождества», журнал
«Новости космонавтики» № 6, 2001 г. (стр. 54-57).
475. И. Черный «Состояние программы Delta IV», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 2001 г. (стр. 66).
476. В. Мохов «Первый «Протон-М» вывел на орбиту последний «Экран-
М», журнал «Новости космонавтики» № 6, 2001 г. (стр. 38-43).
477. И. Черный «Атласы» и военные спутники», журнал «Новости
космонавтики» № 5, 2001 г. (стр. 48).
478. В. Мохов «Ariane 5: новые цели, новые ракеты», журнал «Новости
космонавтики» № 5, 2001 г. (стр. 44-45).
479. И. Черный «Перед началом эры EELV», журнал «Новости
космонавтики» № 2, 2001 г. (стр. 52^53).
480. И. Черный «Японская ракета с американскими баками и российским
двигателем», журнал «Новости космонавтики» № 2,2001 г. (стр. 54).
481. И. Афанасьев «Коммерческий потенциал китайских носителей»,
журнал «Новости космонавтики» № 2, 2001 г. (стр. 57).
482. И. Черный «Ракета-носитель «Космос-ЗМ», журнал «Новости
космонавтики» № 1, 2001 г. (стр. 32-33).
483. С. Карпенко «Куда плывет «Фрегат?», журнал «Новости
космонавтики» № 12, 2000 г. (стр. 58).
484. И. Афанасьев «Последняя «классическая» Delta», журнал «Новости
космонавтики» № 10, 2000 г. (стр. 40-43).
485. И. Черный «Орлы» компании E'Prime Aerospace», журнал «Новости
космонавтики» № 9, 2000 г. (стр. 64).
376

486. Ю. Журавин « Разгонный блок «Бриз-М», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 2000 г. (стр. 52-55).
487. И. Черный «Atlas ЗА - новая старая ракета», журнал «Новости
космонавтики» № 7, 2000 г. (стр. 56-57).
488. И. Черный «Kistler оживает?», журнал «Новости космонавтики»
№6, 2000 г. (стр. 40-41).
489. И. Черный «OSC отметила десятилетие «Пегаса», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 2000 г. (стр. 43).
490. И. Черный «Delta 3 готова «встать в строй», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 2000 г. (стр. 45).
491. И. Афанасьев «Отнюдь не слабенький «Ямал» - 2», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 2000 г. (стр. 46-48).
492. И. Лисов «Об имидже земной магнитосферы», журнал «Новости
космонавтики» № 5, 2000 г. (стр. 32-34).
493. И. Афанасьев «Стендовые испытания ускорителей», журнал
«Новости космонавтики» № 5, 2000 г. (стр. 46).
494. Л. Александров, И. Черный «Boeing и Thiokol Propulsion хотят
воздушный старт», журнал «Новости космонавтики» № 5, 2000 г. (стр. 47).
495. А. Лавренев «Космические пути «китайского дракона», журнал
журнал «Новости космонавтики» № 3, 2000 г. (стр. 26).
496. И. Афанасьев «Воздушный старт», журнал «Новости космонавтики»
№ 3, 2000 г. (стр. 42-43).
497. И. Черный «Ракетный зверинец Orbiral Sciences», журнал «Новости
космонавтики» № 3, 2000 г. (стр. 49).
498. И. Афанасьев «Вторая попытка Бразилии запустить спутник
окончилась неудачей», журнал «Новости космонавтики» № 2, 2000 г. (стр. 24-26).
499. И. Черный «Ракета-носитель GSLV», журнал «Новости
космонавтики» № 2, 2000 г. (стр. 69).
500. И. Афанасьев «Авария Н-2. «Черная полоса» с японскими ракетами
продолжается», журнал «Новости космонавтики» № 1, 2000 г. (стр. 5-7).
501. И. Лисов «Испытательный полет китайского корабля», журнал
«Новости космонавтики» № 1, 2000 г. (стр. 8-16).
502. Л. Розенблюм «Израильская ракета-носитель с российскими
двигателями», журнал «Новости космонавтики» №11, 1999 г. (стр. 48).
503. И. Афанасьев «Южноафриканская ракета-носитель», журнал
«Новости космонавтики» № 9, 1999 г. (стр. 59).
377

504. И. Лисов «Ультрафиолетовое око FUSE», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 1999 г. (стр. 16-18).
505. И. Афанасьев «J-1: новые варианты», журнал «Новости
космонавтики» № 8, 1999 г. (стр. 42).
506. С. Голотюк «первые в 1999 году китайские запуски», журнал
«Новости космонавтики» № 7,1999 г. (стр. 30-31).
507. В. Агапов «Индия осуществила пуск РН PSLV с тремя спутниками»,
журнал «Новости космонавтики» № 7, 1999 г. (стр. 38—41).
508. М. Тарасенко «Поступление метровых снимков вновь
откладывается», журнал «Новости космонавтики» № 6, 1999 г. (стр. 22-24).
509. А. Машканцев «Космический эксперимент с термоэмиссионной ЯЭУ
«Топаз-1», журнал «Новости космонавтики» № 6, 1999 г. (стр. 50-51).
510. И. Афанасьев «Зенит» для «Морского старта»», журнал «Новости
космонавтики» № 5, 1999 г. (стр. 29).
511. М. Тарасенко «Американский спутник раннего предупреждения на
нерасчетной орбите», журнал «Новости космонавтики» № 5, 1999 г.
(стр. 31-33).
512. Ю. Журавин «От «Протона-К» до «Протона-М», журнал «Новости
космонавтики» № 5, 1999 г. (стр. 46-47).
513. И. Афанасьев «Будущее «Афины» туманно», журнал «Новости
космонавтики» № 4, 1999 г. (стр. 50).
514. И. Черный «Расследование аварии Titan 4 закончено», журнал
«Новости космонавтики» № 4, 1999 г. (стр. 51).
515. И. Маринин «Российские ракеты стартуют из Австралии», журнал
«Новости космонавтики» № 3, 1999 г. (стр. 46-47).
516. И. Черный «Финансовые трудности Kistler Aerospace», журнал
«Новости космонавтики» № 2, 1999 г. (стр. 53).
517. И. Афанасьев «Банкир Бил и его огромная ракета 2», журнал
«Новости космонавтики» № 2, 1999 г. (стр. 48-49).
518. И. Афанасьев «Морские ракеты для запуска спутников», журнал
«Новости космонавтики» № 1, 1999 г. (стр. 60-61).
519. М. Тарасенко «Северная Корея рвется в космос», журнал «Новости
космонавтики» № 19/20, 1998 г. (стр. 32-35).
520. М. Тарасенко «Авария ракеты Titan 4A с разведывательным
спутником», журнал «Новости космонавтики» № 17/18, 1998 г. (стр. 25-27).
521. И. Черный «Состояние работ по проекту Atlas ЗА», журнал «Новости
космонавтики» № 17/18, 1998 г. (стр. 51).
378

522. И. Афанасьев «Завершена сборка первой ракеты Delta 3», журнал
«Новости космонавтики» № 12, 1998 г. (стр. 28).
523. И. Афанасьев «Российско-японское сотрудничество развивается»,
журнал «Новости космонавтики» № 12, 1998 г. (стр. 42).
524. И. Афанасьев «О причинах аварии носителя Н-2», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 1998 г. (стр. 28-29).
525. И, Лисов «Ракета-носитель Athena 2», журнал «Новости
космонавтики» № 1/2, 1998 г. (стр. 49).
526. И. Лисов РН Taurus, журнал «Новости космонавтики» № 4/5,
1998 г. (стр. 31).
527. И. Афанасьев «Малые европейские носители», журнал «Новости
космонавтики» № 6, 1998 г. (стр. 29-31).
528. И. Маринин «Наш метеоролог на геостационаре», журнал «Новости
космонавтики» № 3, 2011 г. (стр. 26-30).
529. И. Афанасьев «Инструмент суверинитета», журнал «Новости
космонавтики» № 3, 2011 г. (стр. 40-43).
530. И. Черный «Грустный рождественский салют. Очередная авария
индийской ракеты», журнал «Новости космонавтики» № 2, 2011 г. (стр. 34-36).
531. И. Маринин «Космические войска России», журнал «Новости
космонавтики» № 2, 2011 г. (стр. 8-11).
532. Сообщение. Американская компания Alliant Techsystems и
европейская Astrium готовят новую ракету-носитель, бюллетень пресс-службы ГКНПЦ
им. М.В. Хруничева (Обзор Интернет-СМИ) от 9.02.2011 г. (стр. 2).
533. Сообщение. США. Разработка ракеты для запуска малоразмерных
спутников, бюллетень «Ракетная и космическая техника» № 8, 2011 г.
(стр. 6-7).
534. В.Е. Нестеров, А.И. Кузин, Ю.О. Бахвалов «Перспективы создания
тяжелых и сверхтяжелых ракет-носителей», журнал «Полет» № 3, 2009 г.
(стр. 3-8).
379

Справочное издание
Блинов Виктор Николаевич
Иванов Николай Николаевич
Сеченов Юрий Николаевич
Шалай Виктор Владимирович
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ.
ПРОЕКТЫ И РЕАЛЬНОСТЬ
Книга 1
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ РОССИИ И УКРАИНЫ
Справочное пособие
Печатается в авторской редакции
Компьютерная верстка, дизайн обложки - Е. В. Беспалова
ИД №06039 от 12.10.2001 г.
Подписано в печать 07.07.11. Формат 60x84 Vj6. Бумага офсетная.
Отпечатано на дупликаторе. Усл. печ. л. 23,75. Уч.-изд. л. 23,75.
Тираж 100 экз. Заказ 445.
Издательство ОмГТУ. 644050, г. Омск, пр. Мира, 11; т. 23-02-12
Типография ОмГТУ