Средства выведения космических аппаратов
Ю.В. Павутницкий, В.А. Мазарченков,
М.В. Шиленков, А.Б. Герасимов
Отечественные
ракеты-носители
Санкт-Петербург
1996

Средства выведения космических аппаратов
Ю.В. Павутницкий, В.А. Мазарченков
М.В. Шиленков, А.Б. Герасимов
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Санкт-Петербург
1996

УДК 629.764 (075.8)
Павутницкий Ю.В., Мазарченков В.А., Шиленков М.В., Герасимов А.Б.
Отечественные ракеты-носипли. СПб.: Изд. центр СПбГМТУ, 1996,178 с.
Настоящее издание открывает серию книг, посвященных средствам выведения
космических аппаратов. В нем рассмотрены основные типы отечественных ракет-
носителей, запускаемых со стационарных наземных стартовых комплексов.
В сжатой форме представлены сведения об истории создания, технических
характеристиках, компоновочных схемах, двигателях, основных конструктивных
решениях и особенностях бортовых систем отечественных одноразовых ракет-
носителей, созданных в различных конструкторских бюро.
Книга предназначена для лиц, интересующихся ракетно-космической техникой.
Она может быть использована студентами технических вузов и университетов,
курсантами и слушателями военных училищ и академий при изучении ракет-
носителей. а также при курсовом и дипломном проектировании.
Авторы просят замечания и предложения по совершенствованию содержания книги
направлять по адресу: Санкт-Петербург, Сестрорецк, а/я 11.
Ил.27. Табл. 8. Библиогр.: 37 назв.
Рецензенты: А.М. Кривицкий, Е.В. Мешков
Рисунок на обложке - Перспективная российская ракета-носитель "Ангара”
(изображение создано с помощью интегрированной CAD/CAM системы Cimatron,
предоставленной АО “Би Питрон” - Санкт-Петербург, т. (812) 272-1666)
ISBN 5-88303-047-5
© Павутницкий Ю.В., Мазарченков В.А., Шиленков М.В.,
Герасимов А.Б., 1996
© Смирнов Д.С. Оформление, оригинал-макет, 1996
© Шиленков М.В. Дизайн и рисунок обложки. 1996
© СПбГМТУ, 1996

Отечественные ракеты-носители
3
СОДЕРЖАНИЕ
ПЕРЕЧЕНЬ СОКРАЩЕНИЙ	5
ВВЕДЕНИЕ	6
1	.АНАЛИЗ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ РАКЕТ-
НОСИТЕЛЕЙ	9
Общие сведения о ракетах-носителях	10
Особенности геополитического положения России как
космической державы	14
Основные направления развития отечественных ракет-носителей
21
Главные особенности отечественного космического
ракетостроения	25
2	.РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ГОСУДАРСТВЕННОГО
КОСМИЧЕСКОГО ЦЕНТРА “ПРОГРЕСС”	35
Первая "ласточка"	36
Основные модификации ракет-носителей на базе баллистической
ракеты Р-7	41
Ракета-носитель "Союз-У"	45
Ракета-носитель "Молния-М"	57
Ракета-носитель "Союз-2"	61
З	.РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО
“САЛЮТ’	65
От тяжелых бомбардировщиков — к ракетам-носителям
тяжелого класса	66
Ракета-носитель "Протон-К"	72
Перспективная ракета-носитель "Ангара"	81
Ракета-носитель "Рокот"	85
4	. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОГО
ОБЪЕДИНЕНИЯ ’’ЮЖНОЕ" И ПРОИЗВОДСТВЕННОГО
ОБЪЕДИНЕНИЯ "ПОЛЕТ"	89
Дорога в космос с берегов Днепра	90
Ракета-носитель "Космос-2"	95
Ракета-носитель "Космос-ЗМ”	102
Ракеты-носители "Циклон-2" и "Циклон-3"	ПО
Ракета-носитель "Зенит"	118

4
Отечественные ракеты-носители
5	. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ГОСУДАРСТВЕННОГО
РАКЕТНОГО ЦЕНТРА "КБ имени академика	127
В.П.МАКЕЕВА"
Морские ракеты рождаются на Урале	128
Ракета-носитель "Штиль-2Н"	134
Ракета-носитель "Штиль-ЗН"	142
Ракета-носитель "Беркут"	146
6	.РАЗГОННЫЕ БЛОКИ, ПРИМЕНЯЕМЫЕ НА
ОТЕЧЕСТВЕННЫХ РАКЕТАХ-НОСИТЕЛЯХ	149
Звездные локомотивы	150
Разгонный блок "ДМ"	154
ЛИТЕРАТУРА	159
ПРИЛОЖЕНИЕ 1. Краткие сведения об основных отечественных
космодромах	163
ПРИЛОЖЕНИЕ 2. Основные характеристики отечественных
ракет-носителей	171

Отечественные ракеты-носители
5
ПЕРЕЧЕНЬ СОКРАЩЕНИЙ:
AT
азотный тетраксид;
БРПЛ
баллистическая ракета подводных лодок;
BKC
Военно-космические силы;
гг
газогенератор;
ГИРД
группа изучения реактивного движения;
гкнпц
Государственный космический научно-производственный центр;
гкц
Государственный космический центр;
ГРЦ
Государственный ракетный центр;
гч
головная часть;
ДУ
двигательная установка;
ЖРД
жидкостный ракетный двигатель;
ЖРДУ
жидкостная ракетная двигательная установка;
исз
искусственный спутник Земли;
КА
космический аппарат;
КБ
конструкторское бюро;
КБМ
Конструкторское бюро машиностроения;
КБТМ
Конструкторское бюро транспортного машиностроения
КБЮ
Конструкторское бюро "Южное";
ЛКИ
летно-конструкторские испытания;
НДМГ
несимметричный диметилгидразин;
ниитп
Научно-исследовательский институт тепловых процессов;
нпом
Научно-производственное объединение машиностроения.
ОКБ
особое конструкторское бюро;
РБ
разгонный блок;
РДТТ
ракетный двигатель твердого топлива;
РН
ракета-носитель;
РНИИ
Реактивный научно-исследовательский институт;
РСМ
ракета стратегическая морская;
СКБ
специализированное конструкторское бюро;
СМТ
система малой тяги;
ТНА
турбонасосный агрегат;
ЦКБ ТМ
Центральное конструкторское бюро тяжелого машиностроения;
ЦКБ ЭМ
Центральное конструкторское бюро экспериментального
машиностроения;
ЦНИИМ
Центральный научно-исследовательский институт
машиностроения;
ЦСКБ
Центральное специализированное конструкторское бюро;

б
Отечественные ракеты-носители
ВВЕДЕНИЕ
Одно из величайших достижений человечества в нынешнем столетии -
открытие космической эры - явилось началом интенсивного освоения
космического пространства. Уже сегодня решение многих важных
научных, хозяйственных или военных задач немыслимо без его
активного и планомерного использования.
Роль космоса в практическом плане стала осязаемой после того, как
человек смог переместить научный прибор с поверхности Земли на
орбиту ее искусственного спутника. Средством для этого стала ракета,
созданная в нашей стране. Заметим, что и теоретические основы
использования ракет для проникновения в космос также заложил наш
соотечественник Константин Эдуардович Циолковский.
До настоящего времени ракета является основным средством выведения
космических аппаратов. Со времени начала космической эры в нашей
стране и за рубежом создан целый ряд ракет-носителей различных
классов. Накоплен колоссальный опыт их создания. К настоящему
моменту уже семь государств смогли разработать собственные
космические носители, число типов которых приближается к сотне.
Наша страна до сих пор является лидером в космическом
ракетостроении. Наиболее передовые и смелые технические идеи в этой
области выдвинуты и осуществлены нашими учеными. Однако
доказательно этот факт в достаточной степени не представлен в
существующей литературе, а сведения об отечественных ракетах-
носителях носят, в основном, отрывочный характер. В определенной,
хотя и в меньшей степени, это относится также и к зарубежным
носителям.
Быстрое расширение космической сферы деятельности поставило
вопрос о поиске новых, более экономичных, чем одноразовые ракеты-
носители, средствах выведения. Это привело к возникновению в
последние десятилетия новых направлений в их развитии - созданию
многоразовых космических систем, воздушно-космических самолетов и
даже к реанимации фантастической идеи прошлого века - полету в
космос из пушки. К сожалению, сведения об этих новых средствах
выведения также достаточно отрывочны. В то же время знание
закономерностей и проблем создания средств выведения, достигнутого
технического уровня в их развитии, а также конкретных данных о
характеристиках и устройстве различных образцов представляют не
только большой практический интерес, но и являются просто

Отечественные ракеты-носители
7
необходимыми всем, кто так или иначе связан с ракетно-космической
техникой.
Для достижения этой цели издается специальная серия книг о средствах
выведения космических аппаратов, в составе которой запланированы
выпуски, посвященные отечественным и зарубежным ракетам-носителям,
их двигателям, ракетам-носителям с мобильным стартом, многоразовым
космическим системам и воздушно-космическим самолетам, ракетам-
носителям для лунных программ, а также некоторым перспективным
проектам.
Первая книга данной серии обоснованно посвящается анализу
устройства и характеристик традиционных одноразовых ракет-носителей
(РН), рожденных в нашей стране - пионере и лидере мирового
космического ракетостроения. За период с 4 октября 1957 года,
ознаменовавшего запуск первого искусственного спутника Земли, в
СССР был создан обширный парк различных по классу и возможностям
РН, расширение и совершенствование которого сегодня успешно
продолжается в России. Заметим, что именно достижения в космосе и, в
частности, в* создании ракет-носителей, являются одним из ярких
доказательств могучего творческого и производственного потенциала
России.
Настоящая книга состоит из шести разделов и двух приложений. Она
подготовлена по материалам только открытых публикаций.
В первом разделе проведен анализ путей и уровня развития
отечественных РН. Он имеет целью более зримо показать особенности
этих РН, определяемые совокупностью большого числа исторических,
геополитических, технологических и других факторов, а также
объяснить основные отличия отечественных носителей от их
зарубежных конкурентов и аналогов.
В последующих пяти разделах в систематизированном виде
представлены сведения об истории создания, характеристиках,
конструкции и двигателях всех отечественных РН, запускаемых со
стационарных наземных стартовых комплексов наших космодромов.
Причем, в целях повышения наглядности показа особенностей
устройства различных РН, все они вне зависимости от срока создания,
типа и класса в рамках каждого раздела объединены по важнейшему для
конструкции признаку - разработаны в стенах конкретного

8
Отечественные ракеты-носители
конструкторского бюро, имеющего, как правило, свой неповторимый
творческий почерк и отличительные особенности.
В приложениях представлены краткие сведения о космодромах России и
обобщены данные об основных характеристиках отечественных РН.
С целью устранения разночтений и путаницы в книге использованы
ныне принятые наименования отечественных ракст-носитслей как для
тех из них, которые ныне эксплуатируются Военно-космическими
силами, так и для РН, применявшихся ранее либо проходивших
испытания.
Весь материал данной книги подготовлен авторами совместно. В
написании раздела 2 принял участие Георгий Евгеньевич Фомин.
Авторы выражают свою признательность Андрееву Владимиру
Васильевичу за советы И помощь при написании книги, Шабунину
Леониду Валерьяновичу и Сафронову Ивану Ивановичу за ценные
рекомендации по ее содержанию, а также Соколовскому Сергею
Евгеньевичу и Окованцеву Александру Николаевичу за помощь в
подборе информации. Свою особую признательность авторы выражают
Валентине Михайловне Леводянской и Дмитрию Станиславовичу
Смирнову за неоценимую помощь в подготовке рукописи к изданию.

Отечественные ракеты-носители
9
1 .АНАЛИЗ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Общие сведения о ракетах-носителях
Особенности геополитического положения России
как космической державы
Основные направления развития отечественных
ракет-носителей
Главные особенности отечественного космического
ракетостроения

10
Анализ развития отечественных РН
Общие сведения о ракетах-носителях
Ракетой-носителем называется ракета, предназначенная для выведения
космического аппарата (КА) на заданную орбиту или межпланетную
траекторию. С помощью раксты-носитсля (РН) КА поднимается на
определенную высоту над поверхностью Земли и разгоняется до
надлежащей скорости, не достигнув которой невозможно длительно
пребывать на требуемой орбите искусственного спутника Земли (ИСЗ)
или отправиться в межпланетный полет.
Эта скорость для круговой орбиты в центральном поле тяготения Земли
определяется следующим образом:
v,J^ .
Ун+я
где g = 9,81 м/с2 - ускорение свободного падения;
R - 6371 км - радиус Земли;
Н - высота орбиты КА над поверхностью Земли.
Если попробовать разогнать КА прямо у поверхности Земли, то
потребная скорость составит 7912 м/с. Эго - первая космическая
скорость. На низкой круговой орбите с высотой 200 км, часто
называемой базовой орбитой, скорость движения КА равна 7791 м/с, а
на геостационарной круговой орбите с высотой 35809 км эта скорость
должна быть 3076 м/с.
Разгон КА до требуемой скорости РН осуществляет с помощью
ракетных двигателей (РД). Участок траектории, на котором полет
осуществляется с работающими РД, называется активным.
Заметим, что Земля тоже "участвует" в разгоне КА. Находясь на
поверхности Земли, РН с КА за счет ее вращения еще до старта
приобретает некоторую начальную скорость (рис. 1.1.а). На экваторе она
составляет 465 м/с, а на широте российского космодрома Плесецк равна
всего 210 м/с.
Скорость, которую сообщает одноступенчатая РН выводимому КА
можно определить по формуле Циолковского:
V = Л in — - АУ. - AV,.„ - AVwd ,

11
а) Схема прямого выведения КА
1	- базовая орбита;
2	- нормаль к поверхности земли в точке
старта;
3	-	экватор;
Ra	- радиус экватора;
R	- радиус параллели на широте старта;
S	- угол широты старта;
/	-	угол наклонения орбиты;
О-А - активный участок траектории;
б)	Схема выведения КА с пассивным участком
О-А • активный участок траектории;
А-В - пассивный полет по участку переходной
эллиптической орбиты ;
В-С - повторное включение маршевого
двигателя верхней ступени РН;
Уэл - скорость вттеригее переходной
эллиптической орбиты;
Укр - конечная круговая скорость рабочей
орбиты КА;
в)	Схема выведения КА на геостационарную орбиту
1 - базовая орбита; 2 - переходная эллиптическая орбита; 3 - рабочая
круговая экваториальная орбита; ДУп - приращение скорости в
перигее переходной орбиты; ДУА - приращение скорости в апогее
переходной орбйты; В - первый маневр РБ; С - второй маневр РБ.
Рис. 1.1. Схемы выведения космических аппаратов

12
Анализ развития отечественных РН
где 1у - удельный импульс тяга двигателей РН (характеристика их
экономичности);
то - начальная масса РН;
ть - конечная масса РН;
A Vx - аэродинамические потери скорости, связанные с
сопротивлением атмосферы;
ЬУграв - гравитационные потери скорости, связанные с
преодолением поля тяготения Земли;
АИ>пр - потери скорости на управление полетом РН.
Анализ приведенной формулы показывает, что для получения большей
конечной скорости РН должна иметь экономичные двигатели с высоким
удельным импульсом и как можно меньшую пассивную массу. Последнее
обеспечивается как легким и прочным корпусом РН, так и минимальной
массой средств хранения и подачи топлива в двигатели, а также систем
управления, разделения, аварийного спасения, энергопитания,
телеизмерений и т.д.
Соответствующим образом стремятся к снижению и других
составляющих потерь скорости. Так, для уменьшения аэродинамических
потерь корпус РН делают обтекаемым с малым поперечным сечением, а
проход сю плотных слоев атмосферы обеспечивают по возможности с
небольшой скоростью. Однако это увеличивает продолжительность
полета на активном участке и ведет к возрастанию гравитационных
потерь. Быстрый же разгон РН на заатмосферном участке, выгодный с
точки зрения снижения последних, оказываете# недопустимым по
соображениям прочности конструкции, работоспособности приборов и
здоровья космонавтов вследствие роста перегрузок.
Большие перегрузки при этом обусловлены значительным уменьшением
массы РН за счет интенсивного расходования топлива, происходящего
при работе двигателей. Их тяга на старте обязана превышать начальный
вес РН и по мере ее разгона должна уменьшаться для ограничения
перегрузок. Поскольку наиболее экономичным в РД является лишь
режим номинальной (максимальной) тяга, то при ее чрезмерном
уменьшении (дросселировании) можно существенно проиграть в
экономичности использования топлива. Но можно поступить и иначе -
использовать несколько двигателей и, по мере необходимости,
отключать часть из них. Тогда их можно отбрасывать после

Отечественные ракеты-носители
13
израсходования топлива для снижения пассивной массы РН, а заодно с
ними отбрасывать также опорожненные баки и другие отработавшие
элементы конструкции. Так, от одноступенчатых мы переходим к
многоступенчатым РН, широко применяемым сегодня.
Ступени таких РН соединяются либо последовательно (схема "тандем"),
либо параллельно (схема "пакет"), либо используется комбинированная
схема их соединения. Количество ступеней выбирают, как правило, от
двух до пяти. При этом сами ступени могут быть выполнены в виде
одного или нескольких блоков, которые могут спасаться. В последнем
случае они должны быть оснащены системой спуска и посадки.
Двигатели РН, как правило, работают на твердом или жидком топливе.
Жидкое топливо включает в себя окислитель и горючее в виде двух или
более компонентов, которые хранятся каждый в своем* баке и подаются
с помощью насосов или выдавливания (вытеснения) газом в камеру
сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Там они при
высоком давлении вступают в реакцию и образуют продукты сгорания
(рабочее тело). Последнее, истекая в окружающее пространство,
разгоняется в реактивном сопле до высокой скорости и, отбрасываясь от
РН, создает необходимую для разгона РН тйгу.
В твердотопливном двигателе (РДТТ) все топливо в виде твердого заряда
размещается непосредственно в камере сгорания. Твердое топливо может
быть баллиститным или смесевым. Баллиститнос топливо представляет
собой труднолетучий раствор нитроцеллюлозы в нитроглицерине,
химический состав которых содержит как окислительные, так и горючие
элементы. Смесевое топливо состоит из мелкодисперсного
кристаллического окислителя, равномерно размешанного в
смолообразном горючем-связующем, которое после полимеризации
образует твердый заряд.
Прямое (с непрерывным активным участком) выведение КА
целесообразно осуществлять только на низкие (до 400...450 км) орбиты,
так как при выведении на высокие орбиты РН достигает требуемой
скорости быстрее, чем потребной высоты. При реализации такого
способа выведения на высокие орбиты требуется непрерывно уменьшать
тягу двигателей РН (дросселировать их), чтобы обеспечить получение
требуемой скорости на заданной высоте орбиты.

14
Анализ развития отечественных РН
Эго существенно усложняет конструкцию двигателей и ведет к
нерациональному расходованию топлива из-за неизбежного снижения их
эффективности.
Поэтому при выведении на высокие орбиты используются переходные
эллиптические траектории (траектории Гомана), по которым РН
некоторое время движется с выключенными маршевыми двигателями
(рис. 1.1.6), набирая необходимую высоту и теряя из-за гравитации свою
скорость. При достижении заданной высоты РД включаются повторно, в
результате чего КА добирает необходимую для заданной орбиты
скорость как по величине, так и по направлению.
Запуск КА на геостационарную орбиту с космодромов России еще более
сложен, так как требует дополнительного изменения и плоскости
орбиты КА (рис. 1.1.в). Этот энергоемкий маневр осуществляется, как
правило, с помощью специальных многократно включаемых ступеней
РН - разгонных блоков. Разгонные блоки часто используются также при
выведении КА на межпланетные траектории.
Особенности геополитического положения России как
космической державы
В сознании россиян бытует стереотип о том, что Россия - главная
космическая гавань мира. Ярким доказательством этого является то, что
за годы космической эры в СССР, а затем и в России уже запущено
свыше трех тысяч космических аппаратов. Однако мало кто знает, что
Россия является ведущей космической державой скорее не благодаря, а
вопреки своему геополитическому положению. Эго обусловлено рядом
факторов.
Во-первых, особенностями расположения наших космодромов. На
территории государств, входивших в бывший СССР, расположены 3
действующие космодрома (см. Приложение 1), причем в России
находится два из них - Плесецк и Капустин Яр.
Космодром Плесецк создан в 1960 г. в Архангельской области и имеет
координаты: 63 градуса северной широты (с.ш.) и 41 градус восточной
долготы (в.д.). На данном космодроме расположены стартовые
комплексы для пусков РН серии "Союз", "Космос-ЗМ" и "Циклон-3".
Завершается строительство комплекса для запуска РН "Зенит". Ведутся
работы по подготовке к пускам РН "Рокот".

Отечественные ракеты-носители
15
Полигон Капустин Яр расположен в Астраханской области на берегу
Волги. Он создан в 1948 году, а в ранг космодрома вступил в 1961 году,
когда с его стартовых площадок стали запускать РН серии "Космос". В
настоящее время имеет вспомогательное значение.
Старейший советский космодром Байконур находится уже на
территории Казахстана в Кзыл-Ординской области недалеко от ж.д.
станции Тюра-Там. Его координаты - 46 градусов с.ш., 63 градуса в.д., а
основан он был в 1955 году. С этого космодрома осуществлялись и
осуществляются все отечественные пилотируемые полеты. К настоящему
моменту он имеет стартовые комплексы для пусков РН серии "Союз",
"Протон-К", "Циклон-2", "Зенит", а также ракетно-космической
системы "Энергия - Буран". Без осуществления пространственного
маневра с этого полигона производятся запуски КА с наклонением
орбит 51...71 градус.
В настоящее время начаты работы цр созданию еще одного российского
космодрома - Свободный, который расположен на Дальнем Востоке в
районе Благовещенска. С него предполагается осуществлять пуски РН
"Рокот", "Старт" и в перспективе РН типа "Ангара".
При этом все перечисленные космодромы и даже самый южный из них -
космодром Байконур (ныне арендуемый Россией у Казахстана) -
расположены значительно севернее всех существующих зарубежных
космодромов (рис. 1.2). Эго означает, что все зарубежные РН уже на
старте имеют "фору" в виде "начальной" скорости, обусловленной
вращением Земли. Кроме того, все зарубежные космодромы, находясь
ближе к экватору (а у Бразилии почти на экваторе), обеспечивают
меньшие энергетические затраты при запуске КА на наиболее
используемую геостационарную орбиту.
Во-вторых, все отечественные космодромы являются континентальными
и находятся в глубине территории страны, а не на побережье океана,
как у всех остальных стран мира. А это значит, что в отличие от всех
космических держав отечественные РН вынуждены взлетать над
собственной территорией, а не над свободными от границ водными
просторами. Вследствие этого направления (азимуты) пусков РН строго
ограничены районами падения их ступеней и сухопутными
государственными границами. Например, с космодрома Байконур нельзя
запускать КА на орбиту с наклонением, равным его широте
(46 градусов), поскольку трасса полета выходит за государственную
границу. Поэтому минимальный угол наклонения орбит прямого

Рис. 1.2. Схема расположения основных космодромов мира

Отечественные ракеты-носители
17
выведения, доступный для отечественных РН, составляет лишь 51 градус
при пусках с Байконура. (Заметим, что так как в плоскости орбиты КА
лежит центр Земли, прямое выведение КА возможно только на орбиту,
наклонецие которой не менее широты точки старта). И хотя с
космодрома Свободный, который еще предполагается развернуть на
Дальнем Востоке, азимуты пуска вроде не ограничены, его широта
составляет, к сожалению, лишь 52 градуса и запуски с него на
геостационарные орбиты все равно будут связаны со значительными
энергетическими затратами.
Третьим фактором является удаленность наших космодромов от
производственной базы и отсутствие водных путей сообщения,
обусловливающих трудности в транспортировке особо крупных
ракетных блоков к месту старта. Например, в США имеется
возможность собирать крупногабаритные ракетные блоки (в частности,
для PH "Satum-5" или "Space Shuttle") сразу на заводах или даже на
судостроительных верфях, которых ййЬго по берегам Миссисипи, и
затем на баржах транспортировать их блоки на космодромы. В России
такой возможности нет (рис. 1.3). Поэтому отечественные конструкторы
вынуждены отказываться от использования мощных твердотопливных
ускорителей большого диаметра, поскольку отсутствуют транспортные
средства соответствующей грузоподъемности для их доставки на
космодромы. А для реализаций проектов "Н1-ЛЗ" и "Энергия - Буран” в
первом случае пришлось строить уникальный завод в безводной степи, а
во втором - осуществлять беспрецедентную транспортировку
крупногабаритных блоков по воздуху.
В этих условиях, при проведении ежегодно большого числа пусков,
основным видом транспорта для доставки отечественных РН на
космодромы стал железнодорожный. Особенности железной дороги
наложили жесткие ограничения на продольные и поперечные габариты
всех блоков отечественных РН, их конструкцию и даже характеристики.
Четвертым фактором является размещение всех космодромов .(как
Байконура, так Плесецка и Свободного) в малонаселенных, далеких от
культурных центров районах, что делает затруднительным в условиях
рыночной экономики привлечение для постоянной работы на них
высококвалифицированных гражданских рабочих и служащих, а также
должное использование научно-технического потенциала страны. А вот
в США такой проблемы нет и это дает возможность все РН среднего и
тяжелого класса собирать с помощью высококвалифицированных

18
Рис. 1.3. Схема расположения основных производителей ракет-носителей

Отечественные ракеты-носители
19
специалистов непосредственно на старте в течение'многих педель,
постоянно модернизируя их в интересах запусков конкретных КА.
Поэтому в наших условиях сделан упор па снижение уровня требуемой
квалификации персонала при работах па старте, что компенсируется
необходимой автоматизацией предстартовой подготовки и пуска РН, а
это, в свою очередь, уменьшает наши возможности модификации РН под
потребности конкретных запусков.
И наконец, нельзя забывать о суровых климатических условиях России.
В связи с этим выбор компонентов топлива, Технических решений и
методов подготовки и запуска РН и КА всегда осуществлялся нашими
специалистами таким образом, чтобы обеспечить высокую надежность
практически в любых погодных условиях. В эк» же время в США.
например, были аварии и катастрофы РН вследствие нсучета погодных
факторов - низких температур или разрядов молнии. Что же касается
Франции, то па ее космодроме Куру в сезон дождей вообще прекращают
па многие месяцы пуски PH "Ariane".
Заметим также, что столь своеобразное размещение всех отечественных
космических "гаваней" во многом было обусловлено историческими
причинами. Все космодромы возникли в свое время па базе ракетных
испытательных полигонов или ракетных баз. При этом определяющую
роль в "судьбе" космодромов Байконур и Плесецк сьпрала первая
отечественная межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) Р-7.
При создании этой ракеты стало ясно, что для проведения ее испытаний
потребуется трасса большой протяженности. Существовавшие тогда
национальные измерительные средства не позволяли обеспечить с
необходимой точностью замер точек падения юловпых частей (ГЧ) МБР
в акватории Мирового океана. Определенную роль здесь сыграл также и
режим секретности.
Кроме топ», но эскизному проекту па ракете Р-7 предусматривалось
обязательное использование системы радиоуправления. Это требовало
наличия трех наземных пунктов радиоуправления - двух боковых,
расположенных симметрично но обе стороны трассы полета на
расстоянии 150...200 км от точки старта, и одной» центральной» - на
расстоянии 300...500 км по трассе для управления дальностью полета
ракеты. Причем требовалось выбрать их таким образом, чтобы прямая
радиовидимость ракеты с этих пунктов обеспечивалась сразу после ее
старта.

20
Анализ развития отечественных РН
Таким образом, единственным местом для полигонов падения ГЧ была
Камчатка. Дуга с радиусом, близким к потребной дальности палета
МБР, проведенная из центра Камчатки с дополнительным учетом
необходимости отчуждения районов падения первых ступеней, а также
размещения наземных пунктов радиоуправления, практически
однозначно указывала на пустынные районы местности, расположенные
в северном Прикаспии, а также юго-восточнее Аральского моря.
После дополнительной проработки вопроса выбор был сделан на
полупустынной местности в районе станции Тюра-Там Кзыл-Ординской
области. Наиболее реальной альтернативой Тюра-Таму был вариант
расположения полигона восточнее города Харабали Астраханской
области. Рассматривались также варианты его размещения в Марийской
АССР и в Дагестане.
Интересно отметить, что буквально через несколько лет после начала
испытаний ракеты Р-7 стало ясно, что применявшаяся на ней
фазомстрическая система радиоуправления с тремя наземными пунктами
накладывает большие ограничения на изменение азимута пуска ракеты, а
соответственно и на выбор цели. После перехода на полностью
автономные инерциальные системы управления этих ракет отпала
необходимость и в наземных пунктах, которые в значительной степени
повлияли на выбор места для полигона. Но "поезд ушел" - к тому
времени в голой пустыне был создан Байконур.
Северный же космодром Плесецк возник на базе сверхсекретного
стратегического объекта "Ангара" - первой советской ракетной базы
стратегического назначения. Здесь в свое время были развернуты
стартовые комплексу МБР Р-7 и Р-7 А. После появления более
совершенных образцов МБР и создания на базе ракеты Р-7 ряда
носителей естественным было использование этих стартов для решения
"космических" задач.
Дальневосточный космодром Свободный также рождается на базе
позиционного района стратегической ракетной дивизии, на вооружении
которой находилась МБР УР-100Н. Среди прочих факторов,
определивших выбор этой базы для создания космодрома, наличие
развитой инфраструктуры сыграло в современных сложных
экономических условиях решающую роль.

Отечественные ракеты-носители
21
Основные направления развития отечественных ракет-
носителей
Космическая эра началась 4 октября 1957 года с запуска первого
искусственного спутника Земли, осуществленного с помощью советской
межконтинентальной баллистической ракеты Р-7А, выполнившей роль
первой РН.
В дальнейшем космическая техника бурно развивалась, и в настоящее
время уже около десятка стран создали свои собственные РН. Однако
только две страны - Россия (в прошлом СССР) и США - способны
разрабатывать и производить РН любых классов.
В нашей стране развитие РН шло по нескольким направлениям. Ниже
эти направления анализируются в исторической последовательности,
причем год пуска первой РН, созданной в рамках конкретного
направления, считается годом его "открытия". Для каждого направления
рассмотрены лишь реально существующие РН или их проекты,
дошедшие до стадии полномасштабных или габаритных (механических)
макетов (рис. 1.4).
Первое направление, возникшее в 1957 году, связано с созданием ряда
РН путем модернизации баллистической ракеты Р-7, спроектированной
в знаменитом ОКБ-1 (с 1966 года ОКБ-1 имело название Центральное
конструкторское бюро экспериментального машиностроения - ЦКБ ЭМ,
с 1974 года - НПО "Энергия", а ныне это Ракетно-космическая
корпорация "Энергия" им.С.П.Королева). В рамках этого направления
было создано более 17 модификаций РН ("Спутник", "Восток",
"Молния", "Союз" и др.). Как правило, новые варианты РН возникали
при установке па исходный пакет первой и второй ступеней Р-7 новых
верхних ступеней и проведении минимальных конструктивных
изменений остальных элементов. При этом масса полезного груза,
выводимого этими носителями на низкие орбиты, была увеличена с 1,5 т
(РН "Спутник") до 7,1 т (РН "Союз-У2").
Удачные конструктивные решения, заложенные в базовую ракету Р-7, се
большой технический потенциал и исключительно высокий уровень
надежности обеспечили "семерке" самую долгую жизнь на космодромах
России. И сегодня, после проведения глубокой модернизации, эта РН
под названием "Союз-2" уверенно готовится вступить в XXI век.
Развитием этого направления практически монопольно занимается
Государственный космический центр "Прогресс", до апреля 1996 юда

22
Рве. 1.4

Отечественные ракеты-носители
23
имевший название Центральное специализированное конструкторское
бюро (ЦСКБ) , а в прошлом это был Куйбышевский филиал ОКБ-1.
Второе направление возникло в 1961 году. Оно было связано с
разработкой РН легкого класса на базе различных сгратсгических ракет.
Наибольший вклад в развитие этого направления внесло тогда НПО
"Южное", где были созданы два варианта РН "Космос" на базе
баллистических ракет Р-12 и Р-14, а также РН "Циклон-3" и
"Циклон-2" на базе ракет Р-36 и Р-36М. Эти РН обеспечивали
выведение на низкую орбиту полезных грузов массой от 450 кг (РН
"Космос-2") до 3,6 т ( РН "Циклон-3"). Созданные 20-30 лет назад и
сегодня данные РН остаются наиболее совершенными носителями в
своем классе, а проходящая сейчас модернизацию в ПО "Полет' РН
"Космос-ЗМ" под названием "Взлет" будет эксплуатироваться в
следующем веке.
В последнее время в связи с существенным сокращением стратегических
наступательных вооружений работы в данном направлении получили
новый импульс в своем развитии. Так, в КБ "Салют" на базе
баллистической ракеты УР-100Н была разработана новая РН легкою
класса "Роког" с грузоподъемностью до 1,8 т, а в НПО Машиностроения
- ее аналог - РН "Стрела". В настоящее время "Рокот" проходит летные
испытания. Кроме того, Государственным ракетным центром "КБ
им.академика В.П.Макеева" были предложены проекты РН "Штиль-1Н",
"Штиль-2Н", "Штиль-ЗН", "Беркут" на базе морских баллистических
ракет РСМ-54 и РСМ-52. Эти РН, по расчетам специалистов, должны
обеспечить выведение на низкие орбиты полезных грузов массой от 250
кг до 2,4 т.
В 1965 году с пуском баллистической ракеты УР-500 открылось повое
направление в развитии отечественных носителей. Оно было связано с
созданием РН тяжелого класса на базе данной МБР. Основные работы в
этом направлении ведет КБ "Салют", создавшее на базе УР-500
несколько вариантов РН тяжелого класса серии "Протон" с
грузоподъемностью до 20 т. Проводимое в настоящее время их
совершенствование (создание модернизированной РН "Протон-М")
позволит увеличить эту грузоподъемность еще на 2 т. Сейчас это
практически единственные российские РН. способные выводить КА на
геостационарные орбиты с космодрома Байконур.
Четвертое направление (1968 год) было связано с разработкой РН
сверхтяжелого (уникального) класса, и практически все разработки г.

24
Анализ развития отечественных РН
этом направлении, реализованные в металле, были выполнены в
знаменитой "королевской" фирме. Первенцем этого направления явилась
РН Н-1, форсированный вариант которой был принят для реализации
советской лунной программы. Создание в те годы подобной РН с
грузоподъемностью около 100 т несомненно явилось эпохальным
событием в отечественном ракетостроении. К сожалению, по ряду
причин даже сам факт ее создания и состоявшихся пусков (пусть даже
неудачных) долгие годы тщательно скрывался, а опыт игнорировался.
Тем не менее, именно Н-1 проложила дорогу к сверхтяжелой РН
"Энергия" и тяжелому носителю "Энергия-М".
К 80-м годам уровень развития космической техники, характер
решаемых ею задач, объем запусков КА и степень их влияния на
окружающую среду достигли такого уровня, что появилась потребность
создания действительно новых и отвечающих в первую очередь
"космическим" требованиям ракет-носителей. Ведь до этого практически,
все носители (за исключением специфических "лунных") представляли
собой приспособление (конверсию) стратегических ракет, к
"космическим" задачам и не полностью удовлетворяли последним.
В результате проведения кропотливой исследовательской работы был
сформирован комплекс требований и определен облик действительно
перспективного носителя - носителя XXI века. Пуском в 1985 году РН
"Зенит" это новое направление в отечественном космическом
ракетостроении было открыто и реализовано. Созданный в НПО
"Южное" носитель, обладая уникальными эксплуатационными
характеристиками, высокой экономичностью и минимальным влиянием
на окружающую среду, должен был стать базовым для разработки
унифицированного ряда РН различного класса. В настоящее время идет
планомерное освоение данной РН, а с учетом накопленного опыта и
ряда других обстоятельств (прежде всего политических) в данном
направлении ведутся активные работы по созданию новых РН, в
частности, в рамках проекта нового универсального носителя "Ангара".
В последние годы быстрое развитие микроэлектроники привело к
созданию условий для практической реализации идеи малых и
сверхмалых ИСЗ коммерческого и военного назначения, способных
решать широкий крут задач. Для их выведения на орбиту потребовались
высокоэкономичные РН с малой грузоподъемностью в 100... 150 кг,
обладающие также большой оперативностью пуска и обеспечивающие
малое время от поступления заявки до запуска КА. Эго привело к

Отечественные ракеты-носители
25
началу работ в новом для отечественного космического ракетостроения
направлении, связанном с созданием легких и сверхлегких РН с
мобильным стартом.
Эго направление имеет большие перспективы, связанные, во-первых, со
значительными преимуществами, которые дает возможность
произвольного выбора точки старта, а во-вторых, с наличием в нашей
стране больших заделов в разработке мобильных стратегических
ракетных комплексов наземного, морского и воздушною базирования.
Все РН, разрабатываемые в рамках этого направления, относятся к
легкому классу и являются (за редким исключением) конверсионными
вариантами стратегических ракет. Наиболее интересные проекты таких
РН предложены НТЦ "Комплекс" совместно с РКК "Энергия" (РН
"Старт-1", "Старт"), ГРЦ "КБ им. академика В.П.Макеева" (РН "Волна",
"Высота", "Прибой", "Штиль-ЗА", "Риф-MA") и МКБ "Радуга"
совместно с АНТК им. А.Н.Туполевд (РН "Бурлак").
Основные характеристики отечественных РН, созданных или
создаваемых в рамках перечисленных направлений, представлены в
Приложении 2.
Естественно, что одними РН список возможных средств выведения КА
не ограничивается. В нашей стране проводится работа и по другим
направлениям, связанным с созданием многоразовых космических
систем, воздушно-космических самолетов и нетрадиционных средств
выведения. Однако их рассмотрение выходит за рамки данной книги и
будет проведено отдельно. Отметим лишь, что статусу великой
космической державы Россия в немалой степени обязана высокому
техническому совершенству всех своих РН, которое должно быть и
будет обязательно сохранено, несмотря на разрыв научных и
производственных связей с рядом бывших союзных республик.
Главные особенности отечественного космического
ракетостроения
Для отечественного космического ракетостроения был характерен в
целом достаточно продуманный, системный подход к формированию
парка РН, обеспечивающих решение всех задач, выдвинутых
потребностями обороны страны, развития народного хозяйства и науки.
Но при этом под влиянием различных факторов, прежде всего
политических, он нс исключал ошибок, дублирования, а порой и

26
Анализ развития отечественных РН
крупных провалов. Однако следует учитывать, что история всех
отраслей науки и техники содержит драматические, а часто и
трагические страницы и космонавтика в этом плане нс является
исключением.
К началу 60-х годов в СССР сложилась система создания таких сложных
объектов, как ракеты-носители. Все вопросы разработки и производства
РН решались в рамках одной отрасли - Министерства общего
машиностроения (МОМ).
Руководство МОМ при проведении перспективного планирования, а
также при решении всех конкретных вопросов опиралось на развитую
сеть крупных научно-исследовательских учреждений. Координирующую
роль среди них в области ракетостроения играл знаменитый ЦНИИМаш
- Центральный научно-исследовательский институт машиностроения - в
прошлом НИИ-88. В области ракетного двигателестроения эту роль
играл не менее знаменитый НИИ ТП - Научно-исследовательский
институт тепловых процессов - в прошлом Реактивный НИИ, созданный
на базе ГИРД (в 1945-1965 годы - НИИ-1).
Такая система позволяла руководству МОМ вести целенаправленную,
согласованную политику, обеспечивающую выполнение требований
заказчика, которым выступало прежде всего Министерство обороны.
Вопросами конкретного проектирования, отработки и производства РН
занимались мощные научно-производственные объединения, которые,
как правило, включали в себя конструкторское бюро, производственную
базу (завод) и отдельные НИИ. Для этих НПО была характерна
достаточно жесткая специализация по классам и даже типам РН. При
этом весь цикл создания РН был сосредоточен г. рамках одного
объединения. Внешняя кооперация была развита лишь на уровне
отдельных элементов и систем - так созданием ракетных двигателей
(особенно маршевых), систем управления РН, систем телеизмерений и
других систем занимались специализированные НПО.
Фактором, в значительной степени определившим успехи
отечественного космического ракетостроения, явилось также то, что с
начала космической эры все летные испытания РН, а затем и их
штатная эксплуатация проводились одной структурой. Вначале эго были
испытательные части, входившие в состав Ракетных войск
стратегического назначения. В 1982 году они были выделены в

Отечественные ракеты-носители
27
космические части Министерства обороны на базе Главного управления
космических средств МО СССР.
10 августа 1992 года Указом Президента Российской Федерации процесс
развития космических частей был логично завершен созданием Военно-
космических сил (ВКС) как отдельного рода войск. В настоящее время
ВКС осуществляют все пуски ракет-носителей, а также отвечают за
конверсию стратегических ракет и баллистических ракет подводных
лодок (БРПЛ) в ракеты-носители.
Такой подход обеспечил накопление и преемственность опыта
испытаний и эксплуатации РН, позволил обеспечить взаимодействие с
промышленностью, отработать принципы организации и единую
технологию работ по подготовке и проведению пусков РН различных
классов.
Главные черты принятой у нас па основе многолетнего опыта
технологии подготовки и пуска РН состоят в следующем.
Цикл производства РН организуется таким образом, что пределы завода
покидает полностью укомплектованная, прошедшая полный цикл
автономных и комплексных наземных испытаний, в том числе и в
составе собранного изделия, ракета-носитель.
Транспортировка РН на космодром осуществляется поблочно.
На космодроме производится прием блоков, проведение их автономных
испытаний, сборка РН, пристыковка космической головной части и
проведение комплекса наземных испытаний в составе собранного
изделия. Все эти операции осуществляются на специальном техническом
комплексе на горизонтально лежащей РН.
Далее РН транспортируется на стартовый комплекс, устанавливается в
вертикальное положение на пусковое устройство. Затем проводится
цикл пристартовых испытаний, заправка РН компонентами ракетного
топлива и сжатыми газами и, наконец, пуск РН.
Данная технология является уникальной и обеспечивает отечественным
РН, несмотря на некоторые недостатки, ряд существенных достоинств,
рассмотренных ниже. При этом заметим, что для большинства
зарубежных РН принята другая технология производства и эксплуатации,
а именно: изгото1и1сппс блоков (ступеней) данных РН осуществляется
разными фирмами, а окончательная их сборка производится уже на

28
Анализ развития отечественных РН
космодроме, причем часто непосредственно на пусковом устройстве в
вертикальном положении.
Принцип максимальной заводской готовности, положенный в основу
отечественной ракетно-космической техники, получил в последние годы
свое дальнейшее развитие в проектах РН ГРЦ "КБ им. академика
В.П.Макеева" - завод покидает не только полностью собранная, но и
заправленная компонентами топлива ракета-носитель.
Таким образом, к наиболее существенным особенностям отечественных
РН, по сравнению с их зарубежными аналогами, необходимо отнести
следующие моменты.
1.	Высокое массовое совершенство, показателем которого служит
относительная масса полезного груза, выводимого РН на базовую орбиту
с высотой 200 км. На рис. 1.5 для сравнения представлена зависимость
этого показателя от стартовой массы РН для большинства
отечественных и зарубежных носителей. Как видно из этого рисунка,
отечественные РН в своем большинстве превосходят зарубежные аналоги
по массовому совершенству (даже при горизонтальном способе сборки).
2.	Высокий уровень унификации для РН одного КБ. Совершенствование
определенного типа РН, как правило, происходит путем модернизации
одного, уже хорошо отработанного варианта данного носителя. Причем
при модернизации могут использоваться удачные конструктивные
решения, элементная база и двигательные установки, применявшиеся на
других вариантах данных РН и даже на других отечественных РН или
боевых ракетах.
3.	Практически полный отказ от применения РДТТ в качестве ступеней
РН, вследствие их сравнительно низкой энергетической эффективности,
высокой стоимости, сложности эксплуатации и сильного отрицательного
влияния на окружающую среду.
4.	Отказ от использования дополнительных навесных стартовых
ускорителей (бустеров), нашедших широкое распространение в
зарубежных РН и позволяющих оптимизировать стартовую массу РН при
запуске конкретного КА.
5.	Высокая технологическая отработанность конструкции РН с
ориентацией исключительно на отечественную сырьевую и
производственную базу и уровень технологий, что всегда позволяло

29
Рис. 1.5. Массовое совершенство отечественных ракет-носителей

30
Анализ развития отечественных РН
обеспечить необходимый ежегодный выпуск значительного числа РН
даже тяжелого класса.
6.	Высокий уровень надежности. Своеобразным интегральным
показателем надежности РН может служить процент успешных пусков
РН от общего их числа. На рис. 1.6 представлена оценка этого
показателя для большинства отечественных РН. Причем отметим, что
данный статистический показатель сильно зависит от объема выборки и
тенденция к его стабилизации начинает проявляться лишь после 100 и
более пусков. Как видно из этого рисунка, по уровню надежности и
объемам пусков большинство отечественных РН находятся на очень
высоком уровне и превосходят зарубежные.
Наглядным подтверждением высокого уровня надежности отечественной
ракетно-космической техники служит статистика пусков РН и запусков
КА, осуществленных ВКС за годы космической эры. В табл. 1.1 и 1.2
эти данные приводятся по состоянию на 24 августа 1995 года.
Пуски ракет-носителей по космодромам (полигонам)
Таблица 1.1
Пуски
Байконур
Плесецк
Капустин Яр
Всего
Успешные
959
1408
115
2482
Частично
успешные
31
15
1
47
Аварийные
73
47
23
143
Всего
1063
1470
139
2672
Примечание: Под частично успешным пуском понимают выведение космического
объекта на нерасчетную орбиту.
Запуски космических объектов, выведенных на орбиту, по
космодромам (полигонам)
Таблица 1.2
Пуски
Байконур
Плесецк
Капустин Яр
Всего
Успешные
Выведенные па
1029
1823
83
2935
нерасчетную
орбиту
33
28
1
62
Всего
1062
1851
84
2997
Таким образом, к сентябрю 1995 года процент успешных пусков всех
отечественных РН за время, прошедшее с 4 октября, 1957 года составил

31
Рис. 1.6. Надежность ракет-носителей

32
Анализ развития отечественных РН
92,9, а с учетом частично успешных - 94,6! При этом общее число
пусков превысило 2,6 тысячи.
7.	Малая длительность подготовки к пуску на техническом и стартовом
комплексах, что обусловлено продуманной технологией работ и высоким
уровнем их автоматизации. Даже для РН, созданных в 60-е и 70-е годы,
длительность подготовки не превышает нескольких суток. Что касается
современных носителей. то, например, РН "Зенит" может быть запущена
всего за полтора часа из технической готовности №1, в которой она
способна находиться в течение длительного времени.
Дня сравнения отмстим, что аналогичная по грузоподъемности
американская РН типа "Тптан-3" готовится к пуску на стартовом
комплексе более трех месяцев.
Важно также то, что подготовку отечественных РН осуществляют
расчеты заметно меньшей численности, чем у зарубежных РН.
8.	Высокая оперативность пусков. При пусках отечественных РН,
особенно ле1хого и среднего классов, практически не требуется
проведение каких-либо крупных заключительных операций на стартовом
комплексе, и он в течение очень короткого времени может быть готов к
приему следующей РН. Так, для РН "Зенит" повторный пуск возможен
уже через пять часов после предыдущего.
Для сравнения укажем, что восстановление стартовых комплексов
американских РН типа "Титан" и "Атлас" занимает несколько недель и
даже месяцев.
9.	Отечественные РН хорошо приспособлены к самым разнообразным
климатическим условиям (достаточно вспомнить северный сырой и
холодный Плесецк или знойный и пыльный Байконур!). Пуск всех
отечественных РН возможен в широком диапазоне температуры и
влажности воздуха при скорости ветра до 20 м/с и даже более. В
практике отечественной космонавтики практически пет случаев срыва
срока пуска по погодным условиям, в то время как для за рубежных РН
это рядовое явление.
В отечественном ракетостроении можно выделить четыре крупные
школы, которые образовались исторически. Первой из них следует
назвать "королевскую" школу, сформированную в ОКБ-1
С.П.Королевым. Ес традиции развили соратники и ученики Сергея
Павловича - В.П.Мишин и Д.И.Козлов. Другая школа была создана в

Отечественные ракеты-носители
33
Днепропетровске под руководством М.КЛнгеля и В.Ф.Уткина. Третью
школу логично назвать "авиационной". Ее представляют организации,
перешедшие в разное время из Минавиапрома, которыми руководили
В.Н.Челомей, В.Н.Бугайский, Д.А.Полухин. В шестидесятые годы На
Урале сформировалась еще одна школа. Ее создал В.П.Макеев - один из
талантливых и ближайших учеников С.П.Королева.
Особенности становления этих школ, а также конструкций РН,
созданных в их "стенах", рассмотрены в последующих разделах.

34
Анализ развития отечественных РН

отечественные ракеты-носители
35
2. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ГОСУДАРСТВЕННОГО
КОСМИЧЕСКОГО ЦЕНТРА “ПРОГРЕСС”
Первая ласточка
Основные модификации ракет-носителей на базе
баллистической ракеты Р-7
Ракета-носитель "Союз - У"
Ракета-носитель "Молния-М"
Ракета-носитель "Союз-2"

36
Ракеты-носители ГКЦ "ПРОГРЕСС
Первая ласточка
"Ласточкой" ласково называли советские космонавты ракету-носитель,
которая выводила их на околоземную орбиту. А история создания этой
замечательной ракеты началась задолго до ее первого старта - в конце
40-х - начале 50-х годов. Тогда, по результатам разработок
одноступенчатых баллистических ракет Р-1, Р-2, Р-3 и Р-5, которыми
руководил Сергей Павлович Королев, стало ясно, что для достижения
территории потенциального противника на другом континенте
необходима значительно более мощная составная многоступенчатая
ракета, идея которой была предложена еще К. Э.Циолковским.
Техническая реальность создания таких ракет и достижения с их
помощью не только больших дальностей полета, но и возможностей
выведения на орбиты ИСЗ полезных грузов впервые в нашей стране
была понята одним из пионеров ракетной и космической техники
Михаилом Клавдиевичем Тихонравовым. В 1947 г. он организовал в
НИЙ Артиллерийских наук группу, которая начала проводить
. систематические комплексные исследования возможностей создания
составных баллистических ракет. Он же предложил создавать такие
ракеты на основе "пакета" одноступенчатых ракет. Полученные этой
группой результаты в конце 1947 года были доложены Сергею
Павловичу Королеву и академику Анатолию Аркадьевичу Благонравову,
который в то время руководил всеми работами по исследованию верхних
слоев атмосферы.Оба ученых сразу поняли всю важность этих
результатов и открываемые ими перспективы. Работы по ракетам
"пакетной" схемы были поддержаны и интенсифицированы.
Так, в 1949 - 1950. годах группой М.К.Тихонравова был проработан
двухступенчатый вариант "пакета" из трех ракет Р-3, стартовая масса
каждой из которых была около 70 т, масса боевого заряда составляла
3 т, а дальность полета доходила до 3000 км. В результате проведенных
расчетов было установлено, что данный двухступенчатый пакет может нё
только достичь любую точку на Земле, но и вывести на орбиту ИСЗ
достаточно тяжелый груз.
В марте 1950 г. в РНИИ состоялась научно-техническая конференция,
где с большим докладом "Ракетные пакеты и перспективы их развития"
выступил М.К.Тихонравов. Несмотря на имевший место определенный
скептицизм ряда слушателей, этот доклад показал возможность
практической реализации составных ракет и тем самым пробудил
интерес к ним со стороны специалистов, занимавшихся практической
Отечественные ракеты-носители
37
разработкой баллистических ракет. После этого доклада в ряде
организаций стали разворачиваться широкие исследования и опытно-
конструкторские работы по всем основным техническим вопросам
создания составных ракет.
Как раз в это время для проведения проектных работ по ракетной
тематике в НИИ-88 на базе 3-го отдела было образовано Особое
конструкторское бюро №1 (ОКБ-1), которое возглавил С.П.Королев. В
нем были разработаны баллистические ракеты Р-5, Р-5М, Р-Н, что
позволило накопить опыт. В августе 1956 года ОКБ-1 было выделено в
самостоятельную организацию.
В ОКБ-1 исследования составных ракет проводились в рамках тем Н-3
(окончание - 1951 год) и Т-1. Тема Т-1, являвшаяся дальнейшим
развитием (детализацией) темы Н-3, предусматривала исследования
различных схем, позволяющих создать двухступенчатую баллистическую
ракету на дальность 7000-8000 км. В результате был сформирован облик
ракеты со стартовой массой около 170 т. Однако для доставки
термоядерного заряда, который был тогда разработан в Арзамасе-16,
требовалась •более мощная ракета (парадокс состоит в том, что когда
такая ракета была создана, сам заряд существенно "похудел").
В начале 50-х годов теоретическим исследованием "пакетов" начали
также заниматься в Математическом институте йм.Сгеклова АН СССР
(МИАНе). В 1953 г. сотрудник этого института Д.Е.Охоцимский решил
вариационную задачу по определению оптимальных характеристик
пакета. Результаты, полученные в МИАНе, были использованы
сотрудниками ОКБ-1, которые в этом же году выполнили уточненные
расчеты параметров и траектории полета простейшего пакета (без
переливов компонентов из блока в блок). Результаты оказались вполне
приемлемыми для практического воплощения, и, учитывая достоинства
такого пакета, С.П.Королев принял решение провести эскизное
проектирование мощной составной ракеты (получившей индекс "Р-7")
по схеме простейшего пакета.
В мае 1954 г. вышло Постановление Правительства, в котором
официально перед ОКБ-1 была поставлена задача создания
баллистической ракеты, способной нести тяжелый термоядерный заряд
на межконтинентальную дальность. Одновременно была создана
комиссия во главе с генерал-лейтенантом Василием Ивановичем
Вознюком, которая должна была рассмотреть вопрос о строительстве
специального испытательного полигона. На новом полигоне должны

38
Ракеты-носители ГКЦ ‘ПРОГРЕСС
были быть предусмотрены районы падения всех отделяемых частей
такой ракеты и необходимый для отработки точности стрельбы полигон
падения ее головных частей. Комиссия остановила свой выбор на
местности в районе станции Тюра-Там Кзыл-Ординской области,
ставшей затем космодромом Байконур, а соответствующие полигоны
падения были запланированы в Акмолинской области (для
отработавших ступеней ракеты) и на полуострове Камчатка (для
головных частей ракеты). Уже в июне 1955 г. военные строители под
командованием генерала Георгия Максимовича Шубникова начали
работы на территории будущего космодрома.
Непосредственно конструирование ракеты Р-7 началось в ОКБ-1 уже в
1953 году. Новые мощные двигатели для Р-7 параллельно
разрабатывались в ОКБ-456, руководимом Валентином Петровичем
Глушко. Систему управления проектировали Николай Алексеевич
Пилюгин и Борис Николаевич Петров, стартовый комплекс - Владимир
Павлович Бармин. К работе был привлечен и ряд других организаций.
Работы по созданию первой межконтинентальной ракеты возглавил
Сергей Павлович Королев. Они должны были проходить в три этапа: с
января 1954 по март 1957 года - отработка конструкции в НИИ и на
заводах; с марта 1957 по июль 1958 года - летно-конструкторские
испытания; с сентября 1958 по ноябрь 1959 года - зачетные
государственные испытания.
Коллективу конструкторов предстояло решить ряд очень сложных задач,
связанных в первую очередь с проблемой разделения ступеней,
надежным запуском второй ступени, решением проблем низкочастотных
колебаний тяжелого, крупногабаритного корпуса ракеты. Кроме этого,
необходимо было разработать новую конструкцию головной части,
которая могла бы совершать вход в атмосферу со скоростями, близкими
к первой космической. Довольно сложной оказалась задача обеспечения
синхронизации и одновременного опорожнения баков различных
ракетных блоков.
Опыта создания двухступенчатых ракет к тому времени практически не
было ни в нашей стране, ни за рубежом, кроме экспериментальных
пусков в США в 1948-1950 гг. двухступенчатой жидкостной ракеты по
проекту "Бампер". На этой ракете в качестве первой ступени
использовалась доработанная ракета "ФАУ-2", а в роли второй ступени -
небольшая экспериментальная ракета "WAK-Corporal" с вытеснительной
Отечественные ракеты-носители
39
системой подачи. Эти пуски лишь подтвердили принципиальные
преимущества двухступенчатых ракет.
В 1954-1957 гг. в ОКБ-1 и во всех других организациях, участвующих в
создании Р-7, с величайшим энтузиазмом шли работы по
конструированию и всевозможным наземным испытаниям различных
агрегатов новой ракеты.
Часто можно услышать мнение, что ракета Р-7 была создана на основе
немецкого опыта ракетостроения. Однако это не так. Действительно,
наши первые ракетчики многому научились у немцев. Ракета Р-1
фактически являлась копией немецкой ФАУ-2. Ракеты Р-2, Р-5 явились
развитием Р-1. Это была школа. Немецкую школу ФАУ-2 прошли и
американцы.
Ракета Р-7 явилась экзаменом на зрелость. Она являет собой яркий
пример самобытного, творческого, "прорывного" подхода к решению
сложнейших задач, которые до этогсГ-даже не возникали в технике. В
ней отчетливо проявились черты "королевской" школы в отечественном
ракетостроении. В качестве доказательства достаточно просто
перечислить основные оригинальные технические идеи и достижения,
реализованные в ней:
>	"пакетная" схема соединения блоков, позволившая осуществить
запуск всех двигателей еще на земле;
>	конструктивно-компоновочная схема, обеспечившая рациональное
нагружение корпуса в полете;
>	система разделения ступеней;
>	способ крепления РН в стартовом- устройстве;
>	использование многокамерной двигательной установки с
принципиально новой конструкцией основных агрегатов и новыми
компонентами ракетного топлива;
>	использование рулевых камер вместо газоструйных рулей для
управления ракетой в полете;
>	ступенчатое выключение двигателей и "добор" необходимой скорости
за счет работы рулевых камер;
>	применение системы синхронного опорожнения баков;

40
Ракеты-носители ГКЦ 'ПРОГРЕСС
> система управления РН, обеспечившая высокую точность попадания
ГЧ на межконтинентальной дальности полета, и ряд других.
Для проведения ее летных испытаний на созданном полигоне была
сформирована специальная отдельная опытно-испытательная войсковая
часть, которая 15 мая 1957 года в 19 часов с площадки № 1 произвела
первый пуск "семерки" (так неофициально стали называть новую
ракету). Он оказался неудачным: один из боковых блоков отстыковался
за десять секунд до срока, вследствие чего возник пожар в хвостовом
отсеке. Очередной пуск, запланированный на 11.06.57, не состоялся из-
за неисправности двигателя Центрального блока - на старте вследствие
попадания влаги "замерзли" кислородные клапаны. Пуск 12.07.57 тоже
оказался аварийным из-за неисправности системы управления - ракета
упала в 6 км от старта. И только попытка 21.08.57 стала успешной:
головная часть долетела до Камчатки и упала в заданном районе.
Параллельно с работой над ракетой шла разработка и первого
искусственного спутника Земли, Возможность запуска которого с
пойощью двухступенчатой ракеты была просчитана еще в конце 1953
года группой М.К.Тихонравова. Одновременно над этой проблемой
работали и американские конструкторы. В начале 1957 года ими было
заявлено, что США первыми запустят искусственный спутник Земли.
Американцы самоуверенно считали, что не имеют конкурентов,
поспешив назвать свою ракету "Авангард".
После второго удачного пуска ракеты Р-7 стало ясно, что с ее помощью
можно вывести на орбиту существенно больший полезный груз, чем это
планировали американцы, и сделать это раньше их. Работы над первым
спутником резко интенсифицировались, причем* большой вклад в
реализацию этой идеи внес Мстислав Всеволодович Келдыш, бывший в
те годы Президентом АН СССР.
Первый простейший спутник был сделан очень быстро, буквально за
месяц, и уже 4 октября 1957 года был осуществлен его успешный
запуск. Так началась эра освоения космоса. Золотыми буквами эта дата
вписана и в историю Военно-космических сил.
Первые "семерки" были изготовлены в подмосковном Калининграде - на,
заводе № 88, который являлся опытным производством ОКБ-1. В годы
войны это был артиллерийский завод, на базе которого в мае 1946 года
и был создан НИИ-88. Возможности опытного завода были ограничены,
поэтому в феврале 1958 года один из ведущих конструкторов "семерки"

Отечественные ракеты-носители
41
Дмитрий Ильич Козлов получил назначение в г.Куйбышев для
организации на базе авиационного завода (ныне завод "Процесс"). на
котором изготавливались бомбардировщики, серийною производства
ракет Р-7. И уже в декабре 1958 года со сборочной линии завода сошли
первые два серийные изделия. Зачетные испытания боевой ракеты шли
по плану, и к концу 1959 года комплекс усовершенствованных ракет
Р-7А был принят на вооружение.
МБР Р-7 имела стартовую массу 278 т и обеспечивала доставку ГЧ
массой 5,4 т на дальность до 8800 км. Модификация Р-7А оснащалась
более легкой ГЧ, массой 3,0 т, которую она "забрасывала” на дальность
12500 км при стартовой массе ракеты 275 т. Боевое дежурство первым
соединением данных МБР было организовано на севере страны, в
Архангельской области, недалеко от железнодорожной станции
Плесецк.
Ракета Р-7А требовала 14 часов подготовки на технической позиции и 9
часов на старте, поэтому она, конечно, достаточно быстро стала нс
удовлетворять все возрастающим требованиям по боеготовности и в
качестве боевой просуществовала недолю. Однако идеи, заложенные в
конструкцию данной ракеты, оказались настолько плодотворными, что
вот уже более 38 лет РН, созданные на ее основе, являются основным
транспортным средством выведения космических аппаратов как
научного, так и военного назначения.
Основные модификации ракет- носителей на базе
баллистической ракеты Р-7
После запуска первого спутника РН, созданная на базе ракеты Р-7А, в
течение почти пяти лет являлась единственным национальным средством
выведения КА. Ее производство было налажено в г.Куйбышеве (ныне
г.Самара) на заводе "Прогресс". А на соседнем авиационном
моторостроительном заводе им.М.В.Фрунзс было начато серийное
производство ЖРД для этой ракеты.
Ответственность за организацию серийного производства ракеты Р-7 па
заводе "Прогресс" была возложена на Д.И.Козлова. 23 июля 1959 года на
территории завода создается серийно-конструкторский отдел, который
через год преобразовывается в Куйбышевский филиал ОКБ-1. Вновь
организованному филиалу поручается совершенствование ракет-

42
Ракеты-носители ГКЦ “ПРОГРЕСС"
носителей и конструкторское сопровождение изготавливаемых на заводе
"Прогресс" ракет.
Начиная с 1961 года, все проектные работы, отработка, летные
испытания и эксплуатация РН типа Р-7 (Р-7А) ведутся филиалом как
головным конструкторским бюро. В 1974 году филиал был
преобразован в Центральное специализированное конструкторское бюро
(ЦСКБ), а в апреле 1996 года - в Государственный Космический Центр
"Прогресс" (ГКЦ). Начальник и Генеральный конструктор ГКЦ -
Дмитрий Ильич Козлов.
Всего с 1957 года было разработано более 17 модификаций ракет-
носителей. Однако крупных модернизаций, связанных, например, с
установкой новых верхних ступеней было немного. Некоторые
модификации были произведены в единичных экземплярах и часто
отличались от "базовых" РН лишь циклограммами функционирования
элементов пневмогидравлической системы и незначительными
конструктивными изменениями.
Первой в этом длинном ряду модификаций стоит РН "Спутник", с
помощью которой па околоземную орбиту был выведен первый в
мировой истории искусственный спутник Земли. Фактически это была
МБР Р-7А с доработанной системой управления. В дальнейшем
наиболее активно (число пусков более 50 к сентябрю 1995 года)
использовалось шесть модификаций: "Восток-2", "Восток-2М",
"Восход". "Молния-М", "Союз-У", и "Союз-У2" (см. табл. П.2 и рис.2.1).
Ракеты-носители "Восток-2" и "Восток-2М" трехступенчатые. В
качестве третьей ступени используется блок "Е", также работающий на
кислороде и керосине. Первый пуск "Востока-2" был осуществлен
1 июня 1962 года. С его помощью запускались КА для исследования
Луны, а также космические корабли серии "Восток". Всего было
проведено 50 пусков РН "Восток-2", из них 44 успешных. После
некоторой модернизации РН "Восток-2М" успешно эксплуатировалась
ВКС до 29 aBiycra 1991 года, когда на орбиту был выведен индийский •
спутник IRS-1B. Всего было проведено 88 пусков этой РН, из них 87
успешных.
Ракета-носитель "Восход" была впервые запущена 16 октября 1963 года.
Основные отличия у новой ракеты состояли в третьей ступени. В
качестве се использовался вновь разработанный блок "И", который был
существенно мощнее, чем применявшийся ранее на "Бостоках" блок

43
Рис. 2.1. Ракеты-носители Государственного космического центра "Прогресс"

44
Ракеты-носители ГКЦ “ПРОГРЕСС"
"Е". С помощью данной РН были выведены на околоземную орбиту
космические корабли серии "Восход". Но наиболее широко эта РН
использовалась для запусков ИСЗ серии "Зенит". Всего проведено 300
пусков РН "Восход" с космодромов Плесецк и Байконур, из которых
286 успешных.
Для запусков пилотируемых КА типа "Союз" использовалась РН,
практически не отличавшаяся от "Восхода", но имевшая название
"Союз" - было 30 успешных и 2 аварийных пуска. Отличия состояли, в
основном, в форме переходника между блоком "И", а также в головном
блоке, в качестве которого выступал КА "Союз" под обтекателем. На
обтекателе смонтирована система аварийного спасения.
Ракета-носитель "Молния-М” (как и РН "Молния") - это
четырехступенчатый вариант "семерки". Фактически это РН "Восход" с
дополнительной четвертой ступенью - блоком "Л". Другие отличия
состоят, в основном, в конструкции переходника между блоками "И" и
"Л", а также в пневмосистеме запуска блока "И". "Молния-М"
эксплуатируется с 1967 года (ЛКИ начаты в 1966 году) и широко
используется для запусков спутников связи типа "Молния" на
высокоэллиптические орбиты, а также дня запуска межпланетных
автоматических станций. Всего выполнено 272 пуска РН "Молния-М",
из которых 252 успешных. Кроме того, еще 14 пусков были частично
успешными - КА были выведены на нерасчетные орбиты.
В начале 70-х годов была выполнена крупная модернизация "семерки" с
целью унификации наземного оборудования, которое до этого сильно
отличалось для РН различных модификаций, а также с целью
некоторого повышения энергетических возможностей носителя. Новая
РН получила название "Союз-У" и заменила собой РН "Восход", "Союз",
"Союз-М". В настоящее время это самая массовая отечественная РН -
было произведено 648 пусков, из которых 630 успешных. Первый пуск
ее состоялся 18 мая 1973 года. Эгой РН выводятся корабли серии
"Союз", "Прогресс", а также КА "Зенит", "Ресурс", "Фотон", "Бион" и
другие.
В декабре 1982 года стартовала еще одна модификация знаменитого
носителя - "Союз-У2". Этот вариант представляет собой РН "Союз-У", у
которой на центральном блоке вместо керосина используется
синтетическое углеводородное горючее синтин. Топливная пара жидкий
кислород - синтин обеспечивает более высокий удельный импульс
двигателя, что несколько улучшило энергетические возможности РН.

Отечественные ракеты-носители
45
Новый носитель обладает высокой надежностью - все его пуски (71)
были успешными.
В настоящее время ГКЦ планирует выполнить еще одну модификацию
данной ракеты, которая будет носить название "Союз-2" (также известна
по газетным публикациям под наименованием "Русь"). Ее летные
испытания запланированы на 1996 г. Ракета создается с опорой только
на промышленную базу России. Она призвана заменить все типы РН на
базе Р-7, выпускавшиеся прежде. Благодаря ей с производства будут
сняты сразу пять типов двигателей и шесть типов ракетных блоков.
Отличительная особенность последней РН - новая система управления
на основе бортового вычислительного комплекса и оригинальная третья
ступень с новым экономичным двигателем замкнутой схемы. По
сравнению с РН "Союз-У" грузоподъемность нового носителя повысится
примерно на 800 кг и, что особенно важно, это позволит обеспечить
пуски пилотируемых аппаратов с российского космодрома Плесецк. На
РН "Союз-2" предусматривается возможность использования новой
четвертой ступени или разгонного блока "Фрегат" на долгохранимых
компонентах топлива, который разрабатывается в НПО
им.С.АЛавочкина. Использование разгонного блока позволит решать
задачи по выведению на средние и высокие орбиты КА типа "Молния",
"Метеор" и других с Космодрома Плесецк.
Ракета-носитель "Союз-У”
Ракета-носитель "Союз-У" является самой известной и наиболее
используемой из всех модификаций, разработанных на базе
баллистической ракеты Р-7 А. Она была создана путем модернизации РН
"Союз", первый пуск которой состоялся 28 ноября 1966 года. РН "Союз"
находилась в активной эксплуатации до 1973 года.
За это время были проведены многочисленные усовершенствования
конструкции и доработки отдельных систем и агрегатов РН,
направленные на повышение ее тактико-технических характеристик и
безопасности обслуживания. Наиболее значительные работы в этом
направлении были выполнены в 1973 ("Союз-У") и 1982 ("Союз-У2")
. годах. РН "Союз-У" и "Союз-У2" обеспечивают запуск космических
аппаратов с космодромов Байконур (площадки 1, 31) и Плесецк
(площадки 2, 43, 16). Они выводят на орбиты КА типа "Ресурс",

46
Ракеты-носители ГКЦ “ПРОГРЕСС
"Фотон", "Бион", спутники серии "Космос", а также пилотируемые и
грузовые космические корабли "Союз" и "Прогресс".
РН "Союз-У" - это трехступенчатая ракета-носитель. На всех ступенях в
качестве окислителя используется жидкий кислород, в качестве
горючего - керосин.
Первая и вторая ступени РН соединены по схеме "пакет", причем в
качестве первой ступени используются четыре боковых блока "Б", "В",
"Г", "Д". в качестве второй ступени выступает центральный блок "А".
Третья ступень (блок "И") соединена со второй ступенью по схеме.
"тандем". На третью ступень через переходный отсек под головным
обтекателем устанавливается КА. В зависимости от типа аппарата
обтекатель может иметь различные размеры и форму. Стартовая масса
РН приблизительно 310 т, максимальная длина - 50,67 м, максимальный
поперечный габарит 10,3 м.
Общий вид и конструктивно-компоновочная схема РН представлены на
рис.2.2.
На участке выведения РН функционирует по следующей схеме. Запуск
двигателей боковых и центрального блоков осуществляется
одновременно с выходом на промежуточную ступень тяги. На этом
режиме тяговооруженность ракеты меньше единицы. Старт РН
происходит в процессе выхода ДУ центрального блока на главную
ступень тяги, при этом ДУ боковых блоков работают на режиме
промежуточной тяги. Выход ДУ боковых блоков на режим главкой
ступени начинается после команды "Контакт подъема". В условиях
отсутствия жестких креплений боковых блоков к центральному в
продольном направлении наличие режима промежуточной тяги
устраняет опасность "развала" пакета из-за разбросов тяг двигателей
разных блоков при их выходе на полную тягу. После израсходования
Рис.2.2. Ракета-носитель "Союз-У"
1-двигательная установка системы аварийного спасения; 2-головной обтекатель*, *
3-решетчатые стабилизаторы системы аварийного спасения; 4-блок "И”; 5-
переходная ферма; 6-пентральный блок (блок "А"); 7-боковые блоки (блоки
"Б".. "В”. "Г", "Д"); 8-аэроцинамический руль; 9-бак горючего блока "И"; 10-бак ,
окислителя блока "И"; 11-двигательная установка блока "И"; 12-приборный
отсек с отражателем; 13-бак окислителя центрального блока; 14-опорный конус;
15-бак горючего центрального блока; 16-бак окислителя бокового блока; 17-бак
горючего бокового блока; 18-бак перекиси водорода центрального блока; 19-
торовый бак жидкого азота бокового блока; 20-бак перекиси водорода ботового
блока; 21-бак жидкого азота центрального блока.

47

48
Ракеты-носители ГКЦ ‘ПРОГРЕСС
компонентов топлива в боковых блоках (примерно на 118 с) они
отделяются от центрального блока. В конце работы второй ступени
(примерно через 286 с после старта) происходит разделение второй и
третьей ступеней. Оно осуществляется по "горячей" схеме.
Головной обтекатель сбрасывается после прохождения плотных слоев
атмосферы - на 150... 170 с полета.
Третья ступень функционирует 520...540 с, и при достижении ею
заданной скорости происходит отделение КА. Система отделения КА
использует пирозамки и пружинные толкатели. После отделения КА
третья ступень тормозится и уводится с траектории за счет сброса газа
наддува из бака горючего через специальное сопло.
В случае запуска пилотируемых космических кораблей ракета-носитель
"Союз-У" комплектуется системой аварийного спасения экипажа,
которая устанавливается на вершине головного обтекателя.
Управление полетом РН на этапе работы первой ступени осуществляется
с Помощью поворотных рулевых камер маршевых ЖРД боковых и
центрального блоков, а также за счет использования аэродинамических
рулей, которые кинематически соединены с поворотными камерами
боковых блоков. После отделения боковых блоков управление полетом
РН обеспечивают четыре поворотные рулевые камеры маршевого
двигателя центрального блока. Управление полетом третьей ступени -
блока "И" осуществляется с помощью четырех рулевых сопел маршевого
двигателя данного блока.
Первая ступень РН образована четырьмя одинаковыми по конструкции
блоками, которые располагаются вокруг центрального блока по
плоскостям* стабилизации и крепятся к нему автономно двумя узлами
связи - верхним И' нижним. Для отделения боковых блоков они
снабжены соответствующими механизмами. Верхние узлы связи
предназначены для передачи осевых усилий (тяги двигателей), а
нижние - для восприятия поперечных нагрузок. Таким образом, большая
часть корпуса центрального блока в полете не нагружается тягой
боковых блоков. А при нахождении на стартовом устройстве РН
закреплена на нем в районе верхних узлов крепления боковых блоков^
что также обеспечивает благоприятные условия нагружения блоков РН.
Данная схема размещения ракеты пакетной схемы на стартовом
устройстве не имеет аналогов. Такое решение при создании ракеты Р-7
пришло не сразу. Первоначально предполагалось традиционно ставить
Отечественные ракеты-носители
49
пакет хвостовыми частями боковых блоков на четыре стартовых стола.
Однако это приводило к большим нагрузкам на конструкцию, особенно
при воздействии ветра из-за большой парусности ракеты
(рассматривался даже вариант постройки "китайской стены" вокруг
старта).
Идея создать ракете условия на Земле, близкие к полетным, закрепив
РН в стартовых опорах в районе силового пояса, стала настоящим
прорывом. Экспериментальная проверка идеи была выполнена в 1956
году на Ленинградском металлическом заводе в огромном цехе, где
собирались башни главного калибра линкоров и крейсеров. В нем было
смонтировано стартовое устройство, а ракета "взлетала" с помощью
мощных кранов.
Длина бокового блока 19,6 м, диаметр по нижнему силовому кольцу
2,68 м, масса конструкции 3915 кг. Конструктивно боковой блок
состоит из опорного конуса, переходного конуса, бака окислителя,
межбакового отсека, бака горючего, силового кольца, хвостового отсека
и двигательной установки.
Опорный конус служит длястыковки бокового и центрального блоков,
через него осуществляется передача продольных усилий. Изготовлен он
сваркой из титановых сплавов. Конус имеет в вершине сферическую
опору, в которую запрессован палец, предотвращающий разворот
бокового блока вокруг продольной оси в момент разделения. В
сферической опоре также устанавливается контактный датчик системы
разделения.
Переходный конус расположен между опорным конусом и баком
окислителя. В нем размещены элементы системы отделения бокового
блока от центрального, а также арматура и трубопроводы системы
наддува бака окислителя. Конус представляет собой сварную
конструкцию из титанового сплава, состоящую из обечайки и
шпангоутов. .
Бак окислителя выполнен по несущей схеме из алюминиевого сплава
АМг-6. Он состоит из конических обечаек переменной толщины,
верхнего и нижнего сферических днищ. Обечайка бака изнутри
подкреплена шпангоутами Z-образной формы. Днища обработаны
химическим фрезерованием по специальному рисунку для уменьшения
массы и обеспечения равнопрочности. Нижнее днище имеет
50
Ракеты-носители ГКЦ "ПРОГРЕСС1
теплоизоляцию из стекловолокнистого материала с капроновым
покрытием. Внутри бака установлены демпфирующие перегородки.
Межбаковый отсек образован частью обечайки бака горючего. Внутри
него расположены приборы системы управления первой ступени.
Обечайка межбакового отсека негерметичная, имеет технологические
люки и подкреплена двумя стыковочными и четырьмя промежуточными
шпангоутами, а также набором стрингеров.
Бак горючего выполнен по несущей схеме из сплава АМг-6. По
конструкции он аналогичен баку окислителя; особенностью является
наличие тоннельного трубопровода, внутри которого проходит
расходная магистраль окислителя. Кроме того, бак горючего не имеет
демпфирующих перегородок.
Обечайка бака горючего в нижней его части за нижним днищем
образует негерметичный отсек, в котором расположены два торовых
бака - для хранения жидкого азота и перекиси водорода. Жидкий азот
исполь^ется для полетного наддува баков, а перекись служит для
привода турбонасосного агрегата двигателя. Этот отсек клепаной
конструкции, имеет люки для доступа к агрегатам, находящимся в этом
отсеке, и подкреплен силовым набором из Z-образных шпангоутов и
уголковых стрингеров.
Торовый бак азота расположен непосредственно под нижним днищем
бака горючего. Бак сварной и выполнен из алюминиевого сплава. Он
закреплен на кронштейнах, находящихся в верхней части бака перекиси
водорода. Снаружи бак закрыт теплоизоляцией из стекловолокна и
капроновой ткани.
Торовый бак перекиси водорода расположен ниже бака жидкого азота.
Он больше по объему и выполнен из алюминиевого сплава АМг-5В,
который хорошо сваривается и, в отличие от АМг-6, мало разлагает
перекись водорода. В целях наиболее полного слива компонента бак
имеет небольшой наклон (3 градуса) в сторону заборного устройства.
Силовое кольцо соединяет отсек, в котором расположены торовые баки,
с хвостовым отсеком и воспринимает нагрузки от рамы двигательной
установки. Оно представляет собой клепаную конструкцию коробчатого
сечения, которая стыкуется с отсеками посредством болтового
соединения. На силовом кольце установлены два кронштейна, к
которым крепятся тяги поперечного соединения бокового блока с
Отечественные ракеты-носители
51
центральным. Тяги стальные, сварены из труб. К силовому кольцу тяги
крепятся с помощью карданного соединения.
В хвостовом отсеке размещены двигательная установка, рулевой агрегат
и часть приборов. Отсек состоит из силовой цилиндрической оболочки
и днища. Оболочка собирается из четырех панелей, каждая из которых
имеет поперечный и продольный силовой набор. Панель, обращенная к
центральному блоку, имеет срез под обтекатель рулевой камеры
центрального блока. В обшивке панелей предусмотрены люки и вырезы.
В плоскости стабилизации на оболочке корпуса установлен пилон, на
котором располагается воздушный руль. Днище корпуса хвостового
отсека имеет квадратное, с закругленными углами, отверстие, в которое
входят выступающие за торец хвостового отсека сопла двигательной
установки. Наднище смонтированы две балки, к которым прикреплены
опорные площадки под рулевые камеры. Наружная часть днища и часть
боковой поверхности корпуса хвостового отсека имеют теплозащиту в
виде слоя асбеста, покрытого хромированными листами. Хвостовой
отсек выполнен клепаным, из сплава Д-16.
В хвостовой* отсеке каждого бокового блока размещается ЖРД РД-1О7,
который разработан под руководством В.П.Глущко в ОКБ-456. Ныне
это Научно-производственное объединение Энергетического
машиностроения (НПО "Энергомаш")- ЖРД включает в себя четыре
основные неподвижные и две рулевые подвижные камеры (рулевые
камеры разработаны в ОКБ-1 под руководством М.В.Мельникова), а
также питающий их турбонасосный агрегат (ТНА), генератор
каталитического разложения перекиси водорода, агрегаты управления и
силовую раму. Двигатель выполнен по открытой схеме. Его основные
характеристики на режиме главной Ступени представлены в табл.2.1.
Основные параметры ЖРД первой и второй ступеней
Таблица 2.1
Параметры, размерность
РД-107
РД-108
Тяга у Земли, *Н
821
779
Тяга в пустоте, кН
1000
997
Удельный импульс у. Земли, Н*с/кг
2520
2430
Удельный импульс в пустоте, Н*с/кг
3080
3090
Давление в основных камерах, МПа
5,9
5,42
Давление иа срезе сопла, МПа
0,04
0,036
Соотношение компонентов
2,47
2,39
Масса конструкции (сухая), кг
1155
1250

52
Ракеты-носители ГКЦ "ПРОГРЕСС
ТНА содержит два основных насоса (горючего и окислителя) и осевую
двухступенчатую турбину, установленные на одном валу, а также два
вспомогательных насоса, приводящиеся во вращение через
шестеренчатый мультипликатор.
Первый из вспомогательных насосов подает жидкий азот в
теплообменник, который встроен в выхлопной коллектор турбины.
Испарившийся в теплообменнике азот используется для наддува всех
баков блока. Второй вспомогательный насос питает 82-процентной
перекисью водорода парогенератор, вырабатывающий парогаз с
температурой 830 К, который затем вращает турбину ТНА и
выбрасывается через выхлопной патрубок. -
Тяга каждой из рулевых камер примерно в шесть раз меньше, чем
основных. Рулевые камеры при помощи гидроприводов мотуг
отклоняться на углы до 45 градусов.
Зажигание топлива в камерах при запуске осуществляется от
пиротехнических устройств, устанавливаемых на деревянных штативах
со стороны сопел. Регулирование тяги ЖРД производится с помощью
изменения подачи перекиси водорода в парогенератор. Соотношение
компонентов в двигателе регулируется дросселем горючего.
Тяга ЖРД передается на силовое кольцо бокового блока через стальную
трубчатую раму. Узлы крепления основных камер к раме расположены
на наружных днищах их смесительных гЬловок.
ЖРД РД-107 устанавливается под углом 3,5 градуса к продольной оси
бокового блока. При этом оси всех ЖРД боковых блоков оказываются
параллельными продольной оси РН.
Вторая ступень РН (центральный блок "А") состоит (см. рис.2.2) из
фермы, отражателя, приборного отсека, бака окислителя, бака горючего,
силового кольца, торовых баков перекиси водорода и жидкого азота, а
также хвостового отсека, в котором установлен ЖРД РД-108.
Ферма связывает центральный блок с третьей ступенью ракеты - блоком
"И" и обеспечивает свободный выход газов при запуске его двигателя.
Она сварена из стальных труб. По верхнему торцу фермы расположены
12 опор, на шести из которых имеются пирозамки крепления блока "И".
Отражатель представляет собой клепаную куполообразную
конструкцию, состоящую из каркаса, выполненного из АМг-6 и
включающего в себя радиальные лонжероны и кольцевые шпангоуты, а
Отечественные ракеты-носители
53
также покрывающую их оболочку. Последняя изготовлена из титановых
листов. Кроме того, на титановой оболочке закреплен слой ТЗП из
асботекстолита. В вершине купола из асботекстолита сформирован
конический выступ.
Приборный отсек классической клепаной конструкции выполнен из
сплава Д-16Т. Внутри корпуса к стрингерам силового набора
прикреплены фанерные стенки. Они делят внутреннее пространство на
отсеки, доступ к которым осуществляется через люки.
Бак окислителя образован двумя усеченными коническими оболочками
и сферическими днищами. В месте стыка конусов расположен силовой
пояс. Все элементы бака выполнены из АМг-6. Конические оболочки
сварены из обечаек переменной толщины, которые изнутри с помощью
точечной сварки подкреплены шпангоутами.
Силовой пояс является основным элементом, воспринимающим осевые
и радиальные усилия, а также крутящий момент от боковых блоков. Он
состоит из двух силовых шпангоугов. обечайки и четырех силовых
кронштейнов. Шпангоуты приварены к обечайке и образуют жесткую
конструкцию, которая воспринимает нагрузки от силовых кронштейнов.
Они выполнены цельпоштампованными и приварены к обечайке
силового пояса.
В тлеете стыка каждого днища с конической оболочкой к нему точечной
сваркой кренится распорный силовой шпангоут и переходная обечайка
юбки. С наружной стороны к днищу приклеена теплоизоляция из
стекловолокнистого материала, покрытого капроновой тканью.
Конструкция верхнего и нижнего днищ идентична.
Нижняя юбка имеет силовой набор и образует межбаковый отсек. К
нижнему стыковочному шпангоуту юбки посредством болтового
соединения крепится бак горючего.
Важной особенностью РН является раздельная транспортировка баков
окислителя и горючего блока "А" с завода-изготовителя на космодром
из-за габаритных ограничений железной дороги. Окончательная сборка
блока осуществляется уже в полигонных условиях.
Внутри бака окислителя установлены 8 радиальных перегородок и
другая впутрибаковая арматура.
Бак горючего - сварной, цилиндрической формы. Он состоит из
верхнего и нижнего днищ и семи обечаек, изготовленных из АМг-6. В
54
Ракеты-носители ГКЦ '’ПРОГРЕСС
конструкции бака горючего много общего с баком горючего бокового
блока. В негерметичном хвостовом отсеке блока "А" за нижним днищем
бака горючего размещен сначала бак с перекисью водорода, а за ним -
бак с жидким азотом. Назначение этих компонентов то же, что и на
первой ступени.
Силовое кольцо воспринимает нагрузки от рамы двигателя, хвостовой
части блока "А" и от боковых блоков через механизмы связей. Оно
представляет собой клепаную конструкцию коробчатого сечения,
состоящую из силовых элементов и обшивки. На кольце расположены
четыре кронштейна с механизмами связи центрального блока с
боковыми. Каждый механизм включает в себя шариковый замок и
пиропатрон.
Хвостовой отсек сосгоит из силовой цилиндрической оболочки,
нижнего торцевого шпангоута и четырех обтекателей рулевых агрегатов.
Оболочка образована четырьмя панелями, каждая из которых включает в
себя набор из сегментов шпангоутов, стрингеров и обшивки.
Конструкция клепаная из Д-16. Оболочка корпуса, а также нижняя
поверхность ториевого шпангоута защищены от воздействия струи
двигателя слоем асбеста или асботекстолита и стальными
хромированными полированными листами.
В хвостовом отсеке размещен маршевый ЖРД второй ступени РД-108.
По конструкции он аналогичен маршевому двигателю РД-107 бокового
блока и отличается от него характеристиками (см. табл.2.1), числом
рулевых камер (на РД-108 их четыре) и конструкцией дросселя
горючего, осуществляющего регулирование соотношения компонентов
топлива в двигазеле с целью синхронизации опорожнения баков. Тяга
двигателя передается на корпус блока "А” также через силовую раму. На
ней закреплены все агрегаты систем топливоподачи и пнсвмосистемы
двигателя, а также часть приборов системы управления.
Система разделения первой и второй ступеней РН отличается
оригинальностью и нс имеет аналогов. Она обеспечивает надежное
одновременное отделение четырех боковых блоков, размещенных вокруг
центрального блока. В состав системы разделения входят реактивные
сопла баков окисли геля и горючего боковых блоков, обеспечивающие
необходимые усилия разведения блоков за счет истечения через них
газов наддува баков, верхние и нижние узлы механических связей
боковых блоков с центральным и система управления разделением. При
Отечественные ракеты-носители
55
этом реактивные сопла снабжены крышками, которые имеют
соответствующие механизмы открытия с пиротехническим приводом.
Система разделения функционирует следующим образом. В конце
работы первой ступени от системы управления РН подается команда на
отделение боковых блоков (команда "Разделение 1"). По данной команде
рулевые камеры двигатепей этих блоков выводятся в нейтральное
положение и фиксируются. Предварительно на 112-й с полета маршевые
ЖРД данных блоков переводятся с режима поминальной тяга на режим
промежуточной ступени с тягой в 84 % от номинальной.
Через 0,3 с после подачи команды "Разделение 1" подается команда на
разрыв нижних силовых связей, и под действием момента, создаваемой)
тягой двигателя, каждый боковой блок начинает поворачиваться вокруг
своей вершины. Еще через 0,2 с двигатель выключается и открывается
реактивное сопло на баке горючего. Его ось направлена под углом
45 градусов к продольной оси блока для создания тормозной силы,
обеспечивающей отставание бокового блока от центрального. При
торможении бокового блока срабатывает контакт разделения и подается
напряжение-на пиропатрон шарикового замка, удерживающего крышку
бака окислителя. Пиропатрон подрывается, и образовавшиеся газы
открывают шариковый замок. Давлением наддува крышка отбрасывается,
и находящийся в баке газообразный азот и кислород истекают через
сопло, создавая тягу. После схода с направляющих кинематическая связь
бокового блока с центральным нарушается и боковой блок, продолжая
отставать, отходит в сторону от центрального блока с одновременным
разворотом относительно продольной оси последнего.
Третья ступень (блок "И") состоит из переходного отсека, бака
горючего, бака окислителя, хвостового отсека и маршевого ЖРД
РД-0110. Существуют три модификации блока "И", различающиеся
конструкцией переходных отсеков и некоторыми элементами
пневмогидравлической системы. Соответственно несколько различаются
длина блока (7,94...9,4 м) и сухая масса (среднее значение 2710 кг).
Диаметр - 2,66 м.
Переходный отсек служит для связи блока с КА. Он имеет
цилиндрическую форму и представляет собой клепаную конструкцию,
которая включает в себя два торцевых шпангоуга, два промежуточных,
набор стрингеров и обшивку, выполненных из сплава Д-16Т. На
верхнюю часть отсека крепится головной обтекатель, а внутри находятся
толкатели системы отделения КА.

56
Ракеты-носители ГКЦ “ПРОГРЕСС
Бак горючего расположен в верхней части блока. Конструктивно он
состоит из двух сваренных между собой полусферических днищ и
соединенных с ними снаружи двух цилиндрических юбок. Обечайки
юбок приварены к днищам с помощью точечной сварки. Изнутри они
подкреплены стрингерами и промежуточными шпангоутами. К
свободному торцу каждой юбки приклепан стыковочный шпангоут.
Днища и обечайки выполнены из АМг-6, а силовой набор - из Д-16.
Внутри бака расположены датчик уровня системы синхронного
опорожнения баков (СОБ), указатель наполнения, заправочная труба и
дренажно-наддувная труба.
Бак окислителя выполнен аналогично баку горючего. Отличия состоят в
том, что между днищами вварена цилиндрическая обечайка, а сами
днища бака покрыты теплоизоляцией из стекловолокна и капроновой
ткани. Обечайка юбки верхнего днища образует межбаковый отсек,
который используется для размещения приборов системы управления. В
нем имеется шесть люков для установки приборов и один люк для
установки дренажно-предохранительного клапана окислителя. К
нижнему днищу дополнительно приварена коническая обечайка, к
которой крепится рама двигательной установки. Внутри бака
расположены тоннельный трубопровод, демпфирующие перегородки и
другая арматура.
Хвостовой отсек предназначен для крепления блока "И" с фермой блока
"А" и защиты двигателя от внешних воздействий. Он представляет собой
клепаную конструкцию, состоящую из силового набора из двух
торцевых, трех промежуточных шпангоутов и набора стрингеров, а
также обшивки. На нижней торцевой поверхности расположены
сегменты тепловой защиты. Основной материал'Д-16, крышки люков
выполнены из АМг-6. а сегменты защиты - из титанового сплава ОТ-4.
Главная особенность хвостового отсека заключается в том, что он
является сбрасываемым. Конструктивно хвостовой отсек состоит из трех
панелей, соединенных между собой рычажными замками продольного
стыка. В состав системы сброса входят также шесть шариковых
пирозамков поперечного стыка, шесть пружинных толкателей
поперечного стыка и три пары пружинных толкателей продольных
стыков.
На блоке ."И" установлен ЖРД РД-0110 с тягой 304 кН. Он создан в
Конструкторском бюро химической автоматики (КБ ХА) под
руководством Семена Ариевича Косбсрга. Удельный импульс ЖРД в

Отечественные ракеты-носители
57
пустоте 3260 Н*с/кг. ЖРД разработан на базе двигателей РД-0106 (МБР
Р-9), РД-0107 (РН "Восход"), РД-0108 (РН "Союз"). Этот
четырехкамерный двигатель выполнен по открытой схеме с
турбонасосной системой подачи топлива. Все четыре камеры (давление в
них 7 МПа) питаются от одного ТНА, который расположен по оси
блока между камерами вертикально. Рабочим телом газовой турбины
являются продукты сгорания восстановительного газогенератора,
работающего на основных компонентах. Генераторный газ после
турбины направляется в четыре поворотных рулевых сопла,
управляющих полетом блока. Первоначальная раскрутка ТНА при
запуске осуществляется пороховым стартером. Система зажигания в
камерах и газогенераторе - пиротехническая.
В состав ЖРД входят также элементы системы наддува - газификатор, в
котором испаряется жидкий кислород, идущий на наддув бака
окислителя, и теплообменник, в котором охлаждается генераторный газ,
отбираемый из коллектора турбины й Идущий на наддув бака горючего.
Рулевые сопла с тягой 6 кН установлены в нижней части силовой рамы
двигателя. В-полете регулируется тяга двигателя и соотношение
компонентов топлива в камерах. Оно осуществляется по командам
систем РКС и СОБ блока. Большинство агрегатов автоматики ЖРД
выполнено с применением пиротехнического привода. Масса двигателя -
248 кг.
Отделение центрального блока от блока "И" происходит по "горячей"
схеме. Через заданный промежуток времени после отделения блока "А"
от блока "И" подается команда на раскрытие шариковых пирозамков
системы отделения хвостового отсека блока "И".
Общая продолжительность подготовки РН "Союз" на космодроме от
выгрузки из железнодорожных вагонов до пуска составляет около 62
часов. Из них подготовка РН к пуску непосредственно на стартовом
комплексе - около 16 часов.
Ракета-носитель "Молния-М"
Название "Молния" имеет серия четырехступенчатых РН, также
разработанных на базе "пакета" ракеты Р-7 А с добавлением блоков
третьей и четвертой ступеней.
Первый пуск РН этой серии был осуществлен 10 октября 1960 года. В
1965 и 1985 годах данная РН претерпела существенную модернизацию с

58
Ракеты-носители ГКЦ “ПРОГРЕСС
целью расширения возможностей и повышения безопасности
обслуживания. В настоящее время продолжает активно применяться под
названием "Молния-М".
Экономичная схема выведения, использующая промежуточную орбиту с
запуском четвертой ступени в условиях невесомости, позволяет выводить
этой РН полезные грузы на "отлетные" траектории и вытянутые
эллиптические орбиты. Она обеспечивает выведение КА массой от 1000
до 2000 кг на высокоэллиптические орбиты с высотой перигея до
700 км и высотой апогея до 36000 км при наклонении около 63 градусов
или на орбиты перелета к другим планетам Солнечной системы.
Ракетой-носителем осуществляется запуск космических аппаратов с
космодромов Байконур и Плесецк с тех же площадок, что и РН
"Союз-У". РН “Молния” и “Молния-М” использовались для выведения
первых межпланетных аппаратов к Луне, Венере и Марсу, а также для
выведения радиотрансляционных спутников типа "Молния",
исследовательских спутников типа "Прогноз" и спутников серии
"Космос".
В настоящее время принципиально решены вопросы о возможности
проведения пусков ракеты-носителя с космическим аппаратом массой
1800 кг с космодромов Байконур и Плесецк на круговую солнечно¬
синхронную орбиту наклонением 99 градусов и высотой 820 км.
Стартовая масса ракеты-носителя около 305 т, максимальная длина
43,4 м.
Ракета-носитель "Молния-М" отличается от ракеты-носителя "Союз-У"
наличием дополнительной четвертой ступени, которая совместно с
головным обтекателем, космическим аппаратом и блоком обеспечения
запуска образует головной блок с максимальным диаметром 2,7 м и
длиной 8,46 м. Различия также состоят в конструкции приборной)
отсека центрального блока и стержневой фермы связи блока второй
ступени (блок "А") с третьей ступенью (блоком "И") и в отсутствии
системы управления на блоке "И". Функционирование третьей ступени
ракеты-носителя "Молния-М" в отличие от ракеты-носителя "Союз-У"
обеспечивается системой управления четвертой ступени.
Конструктивно-компоновочная схема верхних блоков РН "Молния-М"
представлена па рис.2.3.

59
1	- головной обтекатель;
2	- космический аппарат,
3 - бак окислителя блока “Л";
4-ЖРД блока “Л” С1-5400;
5	-бак горючего блока “Л”;
б	- переходная ферма;
7	- бак горючего блока “И”;
8	- бак окислителя блока “И”;
9	- сбрасываемый хвостовой отсек
блока “И”;
10	- ЖРД блока “И” РД-0110”
Рис. 2.3. Верхние блоки ракеты-носителя “Молния-М"

60
Ракеты-носители ГКЦ "ПРОГРЕСС’
В качестве четвертой ступени РН "Молния-М" используется разгонный
блок "Л". Конструктивно он состоит из приборного отсека, блока
топливных баков и двигателя.
Блок топливных баков, в свою очередь, состоит из торового бака
горючего (керосин) и торового бака окислителя (жидкий кислород),
которые соединены между собой с помощью цилиндрической обечайки.
В верхней части блока, на внутреннем шпангоуте бака окислителя,
закреплен переходник клепаной конструкции, который служит для
крепления КА. На нижнем шпангоуте бака окислителя имеются
кронштейны для узлов крепления двигателя. Оба бака с наружной
стороны закрыты слоем стекловолокнистой теплоизоляции. Внутри
баков расположены перегородки для предотвращения колебаний
жидкости, а в верхней их части находятся дренажно-предохранительные
и заправочные клапаны.
Маршевый ЖРД С1-5400 данного блока однокамерный с турбонасосной
системой подачи, выполненной по схеме с дожиганием окислительного
газа. Он имеет тягу в пустоте 68 кН при удельном импульсе 3400 Н*с/кг.
Эго один из первых ЖРД с дожиганием. Он разработан в начале 60-х
годов в Центральном конструкторском бюро экспериментального
машиностроения (так стало Называться в те годы ОКБ-1) под
руководством Михаила Васильевича Мельникова. ЖРД работает на
жидком кислороде и керосине с соотношением компонентов 2,45.
Двигатель закреплен в карданном подвесе и позволяет управлять
полетом блока "Л" по углам тангажа и рыскания. Для управления по
вращению используются сопла, работающие на газе, вырабатываемом
специальным газогенератором. Этот же газ используется для наддува
бака горючего.
Бак окислителя наддувается кислородом, предварительно
газифицированным и подогретым в теплообменнике. Давление в камере
ЖРД равно 5,45 МПа, а давление на срезе сопла 5 кПа. Расчетное время
работы двигателя 250 с.
Блок обеспечения запуска включает в себя переходную ферму,
соединяющую блоки "Л" и "И", на которой установлены два двигателя
твердого топлива, предназначенные для создания начальной перегрузки'
перед включением двигателя блока "Л". На этой же ферме крепятся
элементы системы стабилизации, которая функционирует на этапе
пассивного полета блока "Л" на промежуточной орбите и в процессе
запуска основного двигателя. Исполнительными органами системы

Отечественные ракеты-носители
61
стабилизации являются газовые сопла, сблокированные с
электропневмоклапаном. После запуска двигателя блока "Л" блок
обеспечения запуска отстыковывается и сбрасывается.
Тремя ступенями ракеты-носителя головной блок выводится на
промежуточную орбиту искусственного спутника Земли с высотой
перигея от 200 до 250 км, апогея от 400 до 700 км и наклонением
63 градуса.
После выведения на промежуточную орбиту головной блок совершает
стабилизированный полет по орбите с трехосной ориентацией до точки
старта с промежуточной орбиты на расчетную. Точность стабилизации
при пассивном полете по промежуточной орбите ± 5 градусов по каждой
оси. Время пассивного стабилизированного полета по промежуточной
орбите 50...60 минут.
В расчетное время запускается двигательная установка четвертой
ступени ракеты-носителя и осуществляется старт с промежуточной
орбиты на расчетную. Для обеспечения запуска двигательной установки
в условиях невесомости используются два пороховых реактивных
двигателя тягой от 572 до 860 Н и временем работы не менее 42,5 с.
При достижении двигателем 75 % номинальной тяги ферма блока
обеспечения запуска отделяется от блока четвертой ступени РН. После
достижения расчетной скорости двигатель выключается, и через 8(± 1)
секунд происходит отделение космического аппарата от блока "Л" РН.
Скорость отделения космического аппарата 1,7(± 0,4) м/с. Угловая
скорость космического аппарата после отделения не превышает
следующих значений: по оси X не более 1,1 град/е, по осям Y и Z не
более 9 град/с. После этого происходит закрутка блока "Л" и увод его с
направления отстрела КА.
Ракета-носитель "Союз-2"
В настоящее время появились серьезные причины, обострившие вопрос
о необходимости проведения модернизации ракет-носителей, созданных
на базе ракеты Р-7 А. Основными из этих причин являются: с одной
стороны - устаревшая элементная база систем управления и телеметрии
(по данным заводов-изготовителей многие элементы снимаются с
производства, а их замена постоянно требует дополнительных наземных
отработок и дополнительных затрат); С другой стороны - постоянные
требования-пожелания разработчиков полезных грузов о повышении

62
Ракеты-носители ГКЦ “ПРОГРЕСС
энергетических возможностей РН с целью расширения номенклатуры
КА и круга решаемых задач.
Вышеперечисленные обстоятельства устраняются созданием
модернизированной ракеты-носителя "Союз-2". Эта РН будет способна
выводить КА на высокоэллиптические, геопереходные, солнечно¬
синхронные. а также средние и высокие круговые орбиты в широком
диапазоне их высот и наклонений. Энергетические возможности РН
"Союз-2" позволят существенно увеличить выводимую массу и габариты
полезного груза, обеспечив выполнение всех задач, с которыми
справляется сейчас серия ракет-носителей типа Р-7А. Эти работы
проводятся в рамках проекта "Русь".
Предполагаемый общий вид новой РН "Союз-2" с различными
вариантами головных блоков представлен на рис.2.4.
Модернизация предусматривает две стадии - малую и глубокую. Малую
модернизацию предполагается завершить в 1997 году и в ее рамках
осуществить следующие шаги:
г
> разместить производство .Всех комплектующих элементов в России:
> заменить существующую аналоговую систему управления (СУ) на
новую, основу которой составляет бортовой вычислительный
комплекс. Эга СУ троирована по всем каналам, имеет внутреннюю
диагностику, реализует принцип "терминального" управления ( с
изменением плоскости наклонения орбиты в полете). Такой принцип
дасз возможность полностью отказаться от азимутального
прицеливания, снижает массу СУ на 200 кг и позволяет уменьшить
площадь нолей падения до 40 %, поскольку запуски будут
осуществляться по одному азимуту:
>	повысить энергетику маршевых ЖРД "пакета" за счет замены
двухкомпопентных струйно-струйных форсунок на новые
од! покомпонентные струйно-центробежные, в результате чего
удельный импульс увеличится на первой и второй ступенях
соответственно на 5 и 7 Н*с/кг;
>	использовать новую, имеющую современную элементную базу,
бортовую систему телеизмерений, что даст экономию массы до
160 кг:
>	оснастить РН "Союз-2" разгонным блоком "Фрегат", работающим на
высококипяших компонентах ракетного топлива - азотном

63
1	- головной блок с автоматическим
космическим аппаратом;
2	- головной блок с грузовым модулем;
3	- космическая головная часть с
разгонным блоком "Фрегат";
4	- головной блок с пилотируемым
космическим аппаратом,
5	- бак горючего блока "И";
6	- бак окислителя блока "И";
7	- шар-баллоны с гелием,
8	- двигатель блока "И".
Рис. 2.4. Ракета-носитель "Союз-2"

64
Ракеты-носители ГКЦ ‘ПРОГРЕСС
тетраксиде и несимметричном диметилгидразине (см. раздел 6). В
данном случае РН будет комплектоваться головным обтекателем
увеличенного диаметра - 3,7 м.
Глубокая модернизация должна закончиться в 1999 году, и в ее рамках
предполагается осуществить обновление блока "И" (третьей ступешг РН)
за счет установки на нем нового четырехкамерного ЖРД с дожиганием
генераторного газа. Эго даст прирост массы полезного груза в 950 кг.
Новый ЖРД имеет поворотные маршевые камеры, закрепленные на раме
в шарнирных подвесах, что также увеличивает экономичность двигателя.
Удельный импульс ЖРД в пустоте 3590 Н*с/кг. При этом тяга осталась
на том же уровне, что и у РД-0110, и составляет 300 кН. Изменение '
организации рабочего процесса в камерах ЖРД привело к увеличению
соотношения компонентов с 2,2 (у РД-0110) до 2,6. За счет этого
несколько увеличился объем бака окислителя и уменьшился бак
горючего. В отличие от базового блока "И" нижнее днище бака
горючего нового блока имеет значительно больший радиус кривизны,
чтб уменьшило длину бака горючего и позволило увеличить бак
окислителя за счет установки между его днищами цилиндрической
обечайки большей длины. Кроме того, в баке окислителя нового блока
размещаются баллоны с гелием, который используется для продувок и
наддува баков.
В целом же модернизация блока "И" должна привести к минимальному
изменению массово-габаритных параметров блока. Эго обстоятельство
позволит сохранить прежние эксплуатационные параметры РН и
обеспечить "Союзу-2" большие перспективы по его использованию в
следующем столетии.

Отечественные ракеты-носители
65
З.РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ КОНСТРУКТОРСКОГО
БЮРО “САЛЮТ”
От тяжелых бомбардировщиков - к ракетам-
носителям тяжелого класса
Ракета-носитель "Протон - К"
Перспективная ракета-носитель "Ангара"
Ракета-носитель "Рокот”

66
Ракеты-носители КБ “САЛЮТ"
От тяжелых бомбардировщиков - к ракетам-носителям
тяжелого класса
КБ "Салют" входит в состав Государственного космического научно-
производственного центра (ГКНПЦ) им.М.В.Хруничева. Долгое время
оно было известно как Первый филиал ОКБ-52, который возглавлял
Генеральный конструктор, академик Владимир Николаевич Челомей.
(Ныне ОКБ-52 называется Научно-производственным объединением
машиностроения). Некоторое время КБ "Салют" работало также в
качестве филиала НПО "Энергия".
Этот творческий коллектив всегда отличался отточенной культурой
проектирования, и во всех его конструкциях ярко просматривается
авиационное прошлое. Эго не случайно. Костяк КБ "Салют"
сформировался в авиационной промышленности в ОКБ, которым
руководил очень талантливый и самобытный конструктор самолетов
Владимир Михайлович Мясищев. В годы войны им были созданы
самолеты бомбардировщики ДВБ-102, ДВБ-108, а также дальний
истребитель сопровождения ДИС. Помимо этого В.М.Мясищев
руководил серийным выпуском и модернизациями самолета Пе-2 после
гибели в 1941 году В.М.Петлякова.
Однако в 1946 году это ОКБ было неожиданно закрыто, и главный
конструктор с рядом ведущих сотрудников вынужден был перейти в
МАИ, где возглавил кафедру самолетостроения. После возрождения в
1952 году под названием ОКБ-23 этот коллектив и составил основу
вновь созданного КБ.
Творческий потенциал Главного (в будущем Генерального) конструктора
В.М.Мясищева и всего ОКБ-23 был очень высок, и первой же их
"ласточкой" явился тяжелый реактивный стратегический
бомбардировщик М-4 ("Молот") массой 200 тонн. Заметим, что в то
время основным стратегическим бомбардировщиком в стране являлся
поршневой Ту-4 массой всего 47 тонн. Интересно, что М-4, пройдя ряд
модернизаций, дожил до наших дней - именно созданный на его основе
самолет ВМ-Т (Владимир Мясищев - транспортный) в 80-е годы
осуществлял уникальные транспортные операции по доставке на
космодром Байконур элементов раке гно-космической системы "Энергия-
Буран" (самолет ВМ-Т был разработан в воссозданном В.М.Мясищевым
в 1967 году авиационном КБ, ныне ОКБ им.В.М.Мясищева).

Отечественные ракеты-носители
67
Осенью 1960 года руководство ОКБ-23 было передано В.Н.Челомею для
создания ракетно-космической техники (В.М.Мясишев остался в
системе авиапрома директором ЦАГИ). До этого В.Н.Челомей в ОКБ-52
занимался разработкой крылатых ракет и в создании другой ракетной
техники определял лишь общую стратегию проектирования.
Необходимо отметить, что кадровый костяк ОКБ-52 также составляли
"авиационщики" - в прошлом это знаменитое КБ "короля истребителей"
Николая Николаевича Поликарпова, безвременно скончавшегося в
1944 году.
ОКБ-23 стало Первым филиалом ОКБ-52, который стал заниматься
разработкой новых образцов баллистических ракет. Изготовление ракет
было поручено Машиностроительному заводу им.М.В.Хруничева.
Возглавил Первый филиал ОКБ-52 Главный конструктор Виктор
Николаевич Бугайский.
В кратчайшие сроки в данном КБ были разработаны две МБР УР-100 и
УР-200. Первая ракета в 60-е годы была принята на вооружение и
поставлена па боевое дежурство, а вторая успешно прошла летные
испытания, но в силу ряда причин на вооружение принята нс была.
Позднее па базе одной из модификаций первой МБР (УР-100Н) была
создана РН "Рокот" (рис.3.1).
С 1961 года КБ приступило к проработке тяжелой МБР, получившей
наименование УР-500. Новая ракета строилась по двухступенчатой
тандемной схеме. Одновременно предполагалось создать ее
трсхстунснчатую модификацию для использования в варианте ракеты-
носителя.
С целью ускорения этих работ решили использовать в качестве верхних
ступеней модифицированный вариант уже отработанной МБР УР-200.
При таком подходе основной задачей становился выбор конструктивно-
компоновочной схемы и проектирование только первой ступени.
Главным конструктором УР-500 был назначен Павел Альбертович
Ивспсеп. В 1962 году эту должность занял Юрий Николаевич Труфанов,
а затем - Дмитрий Алексеевич Полухин, ставший впоследствии
Генеральным конструктором КБ "Салют". Ведущим конструктором
(ответственным исполнителем) проекта все это время оставался Виталий
Андреевич Выродов.

68
Рис.3.1. Ракеты-носители Конструкторского бюро "Салют"

Отечественные ракеты-носители
69
На ракете УР-500 предполагалось использовать долгохранимые
высококипящие компоненты топлива - азотный тетраксид и
несимметричный диметилгидразин. Их самовоспламеняемость позволяла
существенно упростить двигательную установку и обеспечить ее
повышенную надежность. Однако к началу разработки МБР УР-500
двигателей с требуемой тягой, работающих на данных компонентах, cnic
нс было и их только предстояло создать.
В ноябре 1961 года группа сотрудников филиала №1 посетила ОКБ-456
(ныне НПО "Энергомаш"), где под руководством В.П.Глушко создавался
мощный однокамерный ЖРД РД-253, предлагаемый для РН Н-1.
разработка которой велась параллельно с УР-500 С.П.Королевым. По
мнению В.Н.Челомея, после некоторой доработки РД-253 вполне
подходил для первой ступени ракеты УР-500, тем более что токсичность
его компонентов и недостаточный удельный импульс закрыли
впоследствии пути использования этого ЖРД в Н-1.
Постановление Совета Министров СССР о создании МБР УР-500 вышло
29 апреля 1962 года. На разработку отводилось три года. В мае 1962
года приняли окончательную конструктивно-компоновочную схему,
которая предусматривала блочную компоновку первой ступени с
параллельным расположением топливных баков. Такая схема
обеспечивала поблочную транспортировку ракеты с завода-изготовителя
на стартовый комплекс по железной дороге.
Основные проектно-технологические задачи создания ракеты были
решены к концу 1964 года. В начале осени, во время визита па
космодром Байконур политического руководства страны, В.Н.Челомей
продемонстрировал Н.С.Хрущеву полноразмерный макет УР-500,
установленный на пусковом столе вновь созданного стартового
комплекса. Премьер остался доволен мошной ракетой.
Казалось бы, для "пятисотки" все складывалось как нельзя лучше.
Однако к исходу октября, после отставки Хрущева, отношение
руководства страны к фирме В.Н.Челомея резко изменилось. Было
принято решение о прекращении работ по ракете УР-2(Х). Такая же
участь ожидала УР-500. Только благодаря твердой и настойчивой
позиции академика М.В.Келдыша эту ракету удалось отстоять, по теперь
уже не как боевую, а как носитель для космических аппаратов.
ОКБ-52 под одну из программ - пилотируемого облета Луны - были
выделены средства, позволяющие разработать трехступенчатый вариант
70
Ракеты-носители КБ "САЛЮТ
носителя, получивший название УР-500К. Решающим моментом для
использования носителя на базе тяжелой МБР должен был стать первый
пуск УР-500, и В.Н.Челомей начал его подготовку. КБ Н.А.Пилюгина в
кратчайшие сроки разработало для системы управления УР-500 новую
программу полета, обеспечивающую запуск в качестве полезного груза
КА, также разработанного в ОКБ-52.
Старт тяжелого научно-исследовательского спутника "Протон-1"
состоялся 16 июля 1965 года. Летные испытания двухступенчатого
варианта РН, также названного "Протоном", закончились через год. В
результате четырех пусков были выведены три тяжелых ИСЗ серии
"Протон" (массой 12,2 т). Спутник "Протон-4" массой 17 т был запущен
в 1968 году уже трехступенчатым вариантом носителя - "Протоном-К ".
Переход от двухступенчатой РН "Протон" к трехступенчатому варианту
"Протон-К" был выполнен быстро и сравнительно легко. Он заключался
в следующем. На второй ступени были увеличены объемы топливных
баков и изменена конструкция ферменного переходного отсека,
соединяющего ее с первой ступенью. Третья ступень была образована
укорочением исходного варианта второй ступени, и на н^й был
установлен один маршевый ЖРД вместо четырех. Заметим, что все
маршевые ЖРД РН "Протон" имеют экономичную схему с дожиганием
окислительного генераторного газа. К тому же двигатели первой и
второй ступени установлены в шарнирных подвесах, что позволяет
управлять РН с наименьшими потерями. На третьей ступени управление
вектором тяги осуществляется дополнительным рулевым
четырехкамерным ЖРД без дожигания.
Таким образом, РН "Протон-К", созданная для Выполнения первого
этапа лунной программы, была успешно разработана в очень сжатые
сроки. Проблемы у В.Н.Челомея возникли лишь с разработкой лунного
корабля, поэтому представить альтернативный вариант данного проекта
было поручено коллективу ОКБ-1 С.П.Королева, который уже
занимался созданием комплекса Н1-ЛЗ для выполнения второго этапа
лунной программы - посадки на ее поверхность. 8 сентября 1965 года
С.П.Королев представил несколько вариантов применения РН "Протон"
для облета Луны. Предпочтение получил проект, где использовался уже
дошедший до стадии изготовления опытных образцов лунный
орбитальный корабль с разгонным блоком "Д", создаваемый в рамках
программы Н1-ЛЗ. Проект получил название УР-500К-Л1.

Отечественныеракеты-носители
71
В рамках данного проекта с 10 марта 1967 года (начало летных
испытаний) по 20 октября 1970-го было произведено 11 пусков РН
"Протон-К" с разгонным блоком "Д" и кораблем "Л1" в беспилотном
варианте. Успехом завершились полеты кораблей под названиями
"Зонд-4" - "Зонд-8". В целом, по результатам летных испытаний, на
программу было выдано отрицательное заключение из-за недостаточной
надежности как РН с блоком "Д", так и корабля "Л Г. Программу
прекратили, тем более, что в июле 1969 года американцы на корабле
" Аполлон-1Г уже осуществили высадку на Луну.
Однако отработанный при этом чегырехступенчатый вариант РН
"Протон-К" оказался настолько удачным для запуска КА на
межпланетные траектории, что стал широко использоваться для полетов
автоматических станций нового поколения - к Луне ("Луна-15"...
"Луна-24", 1969 - 1976 гг.), к Венере ("Венера-9"..."Вснера-16", 1975 -
1983 гг.) и Марсу ("Марс-2"..."Марс-7", 1971-1973 гг.). Одновременно
трехступенчатый вариант "Протон-!^" обеспечил вывод на орбиту
тяжелых долговременных орбитальных станций - "Салют-Г'..."Салют-7"
(1971 - 1982 гг.) и транспортных кораблей снабжения "Космос-929",
"Космос-1267", "Космос-1443", "Космос-1686" (1977 - 1986 гг.). В
настоящее время функционирует орбитальный комплекс "Мир",
который собран из модулей, также выведенных на орбиту "Протоном-К".
Использование разгонного блока "Д", двигатель которого многократно
включается в космосе, позволил "Протону-К" стать единственным
национальным средством выведения КА на геостационарную орбиту.
Первый такой запуск был осуществлен 25 марта 1974 года
("Космос-637"). С тех нор большинство пусков "Протона-К" произво¬
дится именно с этой целью. Причем блок "Д" был модернизирован за
счет установки на нем специального приборного отсека, и с 1976 года
РН "Протон-К" с РБ постоянно осуществляет запуски КА "Радуга",
"Экран" и "Горизонт”. Масса этих спутников составляет более 2300 кг.
Сегодня имеется острая необходимость в увеличении массы полезного
груза, выводимого на геостационарную орбиту, в улучшении
экологических характеристик РН и в замене системы управления на
более совершенную и производимую только на заводах России. Для
этого проводится модернизация "Протона-К", которая должна
закончиться к 1996 году. Новая модификация - "Протон-М" - будет
оснащена современной системой управления на базе бортового
вычислительного комплекса, а ее первая ступень будет очищаться от

Ракеты-носители КБ “САЛЮТ"
остатков компонентов топлива после отделения от ракеты й потребует
район падения в три раза меньший по площади, чем у "Протона-К".
Форсирование всех маршевых двигателей повысит 1рузоподъемность РН
при выведении на базовую орбиту до 22 т, а использование кислородно-
водородпого разгонного блока увеличит до 3 т массу КА, выводимого на
геостационарную орбиту. Кроме того, предполагается оснастить РН
"Протон-М" головным обтекателем диаметром 5 м для запуска КА
больших размеров.
К сожалению, стартовые комплексы "Протона-К" имеются только па
космодроме Байконур. Создание подобных стартов на космодроме
Плесецк было нецелесообразным, поскольку с его широты запуск КА на
геостационарную орбиту сопряжен с большими потерями па разворот
плоскости орбиты. Нынешняя геополитическая обстановка привела к
тому, что Россия вынуждена лишь арендовать космодром в южных
широтах. Создание же космодрома Свободный потребует больших
экономических затрат.
В Зтих условиях для обеспечения гарантированного доступа России на
геостационар и выведения тяжелых КА на низкие орбиты принято
решение о замене после 2005 года "Протонов" новой тяжелой РН, на
разработку которой впервые в отечественной практике был объявлен
конкурс. И опять в кратчайшие сроки коллектив КБ "Салют" в
наилучшей степени справляется с условиями конкурса. Под
руководством Генерального конструктора Анатолия Константиновича
Недайводы разработан проект РН "Ангара". Ее особенностью является
то, что на основе базового варианта "Ангары" предусмотрена
возможность создания РН лепсого ("Нева") и среднего ("Енисей")
классов. В частности, РН "Нева" будет иметь грузоподъемность до 4 т и
возьмет на себя задачи "украинской" РН "Циклон"; РН "Енисей" должна
обеспечить запуски космических объектов, осуществляемые в настоящее
время также "украинской" РН "Зенит".
Ракета-носитель "Протон-К”
РН "Протон-К" чаще всего используется с разгонным блоком "ДМ" для
вывода КА на геостационарную орбиту, поэтому в качестве примера
рассмотрен именно этот вариант носителя. Описание блока "ДМ" дается
в разделе 6. В зависимости от программы выведения КА блок "ДМ" в
некоторых случаях может использоваться в качестве четвертой ступени
РН. В базовом же варианте РН "Нротон-К" - трехступенчатая. Общий
Отечественные ракеты-носители
13
вид и компоновочная схема носителя представлены на рис.3.2. Длина РН
без полезного груза 42,3 м, диаметр цилиндрической части корпуса 4.1
м, а максимальный поперечный размер 7,4 м. Все ступени соединены
последовательно (схема тандем). Разделение первой и второй ступеней
осуществляется по горячей схеме, а второй и третьей - по полугорячей.
Первая ступень состоит из центрального блока и шести боковых блоков,
расположенных симметрично вокруг центрального.
Центральный блок включает в себя переходный отсек, бак окислителя и
хвостовой отсек.
Переходный отсек состоит из фермы и проставки. Ферма соединяет
первую ступень со второй и обеспечивает свободный выход газов при
запуске двигателей второй ступени. Ферма образована стальным
шпангоутом швеллерного сечения и крестовинами, закрепленными па
нем болтами. Каждая крестовина выполнена в виде двух подкосов
двутаврового сечения, отштампованных из алюминиевого сплава В95.
Шпангоут и крестовина имеют теплозащитное покрытие. Нижние копны
крестовин соединены болтами со шпангоутом проставки. Проставка
клепаной конструкции включает два шпангоута и обшивку,
выполненные из сплава В95. Верхний шпангоут проставки служит
опорной поверхностью при транспортировке центрального блока.
Бак окислителя - несущей конструкции, сварной, выполнен из
алюминиевого сплава АМг-6. Бак состоит из гладкой цилиндрической
обечайки, усиленной шпангоутами, и двух сферических днищ. Внутри
бака смонтированы шесть продольных демпфирующих перегородок для
гашения колебаний окислителя, а также датчики уровней системы
синхронного опорожнения баков (СОБ) и системы контроля заправки
(СКЗ). К верхнему днищу крепится кольцевой распылитель газов
наддува и дренажно-предохранительный клапан (ДПК). Кроме того, на
верхнем днище сделан люк-лаз для доступа внутрь при изготовлении
бака и монтаже систем. Снаружи днище закрыто защитным экраном,
предохраняющим его от теплового и силового воздействия газовых струй
при запуске двигателей второй ступени. Экран изготовлен из пенопласта
и стеклотекстолита. На нижнем днище имеется шесть фланцев для
расходных трубопроводов, идущих к каждому из двигателей, а также
фланец магистрали заправки и слива окислителя и фланец датчика
остатка компонента.

74

Отечественные ракеты-носители
75
Хвостовой отсек - конической формы, клепаной конструкции, выполнен
из сплава В95. Каркас отсека образуют шпангоуты, стрингеры из
прессованных профилей и 12 продольных штампованных лонжеронов,
воспринимающих тягу двигателей и нагрузки от стартовых опор.
Стрингеры и лонжероны расположены по наружной поверхности
корпуса. Лонжероны попарно соединены плитами, в каждой из которых
имеются отверстия под заправочные и дренажные горловины. На
торцевых частях плит расположено шесть стальных стартовых опор для
установки и крепления ракеты на пусковом устройстве. Внутри отсека
размещена трубчатая ферма, предназначенная для крепления расходных
трубопроводов и кольцевого коллектора системы наддува, к которому от
каждого двигателя поступает разбавленный окислителем "мятый"
турбогаз. Торцевая часть хвостового отсека закрыта экраном,
предохраняющим расположенные в отсеке арматуру и коммуникации от
теплового воздействия при работе двигателей.
В центре торца хвостового отсека смонтирован автостык, через который
осуществляется автоматическая подстыковка заправочных коммуникаций
всех трех ступеней, а также пневмо- и элсктроразъемов. При старте РН
после расстыковки соединений ходом ракеты автостык закрывается
специальными крышками.
Трубопроводы пневмогидравлической системы и кабельная сеть,
проложенные по борту центрального блока, закрыты тремя гаргротами.
Боковые блоки по конструкции одинаковы. Каждый блок состоит из
переднего отсека, бака горючего и хвостового отсека, в котором
закреплен двигатель.
Рис.3.2 Ракета-носитель "Протон-К" с РБ
1	- головной обтекатель полезного :руза; 2 - разгонный блок "ДМ"; 3 -
приборный отсек; 4 - бак окислителя третьей ступени; 5 - бак горючего третьей
ступени; 6 - тормозной РДТТ третьей ступени; 7 хвостовой отсек третьей
ступени; 8 - камера рулевого двига теля РД-0214; 9 - маршевый ЖРД РД-0212;
10	- переходный отсек второй ступени; 11 - тормозной РДТТ второй ступени;
12- бак окислителя второй ступени; 13 - бак горючего второй ступени; 14 -
хвостовой отсек второй ступени; 15 - маршевый ЖРД РД-0210; 16 - переходный
отсек первой ступени; 17 - передний отсек бокового блока; 18 - бак
окислителя первой ступени; 19 - бак горючего первой ступени; 20 -
демпфирующие перегородки; 21 - хвостовой отсек центрального блока; 22 -
хвостовой отсек бокового блока; 23 - маршевый ЖРД РД-253.

76
Ракеты-носители КБ 'САЛЮТ”
Передний отсек - клепаной конструкции, имеет коническую форму и
служит аэродинамическим обтекателем бокового блока. Отсек образован
обшивкой и шпангоутами из алюминиевого сплава Д16-Т и снаружи
покрыт теплозащитным материалом. Для доступа к размещенному в
отсеке оборудованию имеются люки и верхняя часть отсека сделана
съемной.
Бак горючего - сварной конструкции, изготовлен из сплава АМг-6.
Сосгоит бак из гладкой цилиндрической обечайки секционного типа,
усиленной шпангоутами, и двух сферических днищ. Внутри него
установлены датчики СОБ и СКЗ, а также четыре продольные
демпфирующие перегородки.
Хвостовой отсек - клепаной конструкции. Корпус отсека образуют
шпангоуты, Стрингерный набор из прессованных профилей, две
штампованные плиты из алюминиевого сплава АК4, служащие базой для
двух стальных траверс крепления двигателя, и обшивка из листов Д16-Т.
Отсек закрыт теплозащитным экраном, предохраняющим коммуникации
и агрегаты двигателя от нагрева при его работе.
Боковые блоки к центральному блоку крепятся в пяти поясах. Два
нижних пояса имеют неподвижное соединение, остальные - подвижное.
Нижние пояса осуществляют передачу усилий тяги двигателя и веса
бокового блока к хвостовому отсеку центрального блока. Один из этих
поясов представляет собой болтовое соединение крайней траверсы
подвески двигателя с двумя лонжеронами хвостового отсека
центрального блока. Каждый из этих лонжеронов в отдельности входит
в пару, объединенную силовой плитой, которая передает вес РН на одну
из шести стартовых опор. Второй пояс находится в верхней части
хвостового отсека бокового блока. Он образован 12 узлами, состоящими
из проушин на хвостовом отсеке центрального блока и клыков
хвостового отсека бокового блока. Клыки входят в проушины снизу (по
направлению тяги двигателей). Они фиксируются в проушинах болтами.
К каждому клыку усилие тяги двигателя от траверс его подвески
передается через соответствующую силовую плиту, а проушины крепятся
к мощному силовому шпангоуту хвостового отсека центрального блока.
Остальные пояса имеют соединение типа "шип-паз", допускающее
продольное перемещение, и тяги, фиксирующие боковой блок в
радиальном направлении. Они воспринимают усилия, возникающие в
боковом направлении. Два таких пояса крепят баки горючею к баку
Отечественные ракеты-носители
77
окислителя, а третий соединяет верхнюю часть переднего отсека
бокового блока с верхним шпангоутом бака окислителя.
Между боковыми блоками, в зоне хвостовых отсеков, расположены
обтекатели, предназначенные для уменьшения воздействия набегающего
воздушного потока на двигатели при их отклонении.
Двигательная установка первой ступени состоит из шести автономных
маршевых ЖРД РД-253 (НПО "Энергомаш", Главный конструктор
В.П.Глушко), каждый из которых установлен на двух траверсах
хвостового отсека бокового блока. Для управления вектором тяги
двигатель с помощью гидропривода может отклоняться на угол до
7 градусов 30 минут. Эго обеспечивается закреплением двигателя с
помощью специальных цапф в районе критического сечения камеры в
подшипниках траверс.
Двигатель РД-253 с турбонасосной системой топливоподачи и
дожиганием окислительного газа работает на азотном тетраксиде (АТ) и
несимметричном диметилгидразине (НДМГ) при соотношении
компонентов 2,67. Тяга двигателя у Земли 1504 кН, в пустоте - 1667 кН.
Удельный импульс у Земли 2795 Н»с/кг, в пустоте 3097 Н*с/кг. Давление
в камере сгорания 15,0 МПа, на срезе сопла - 0,07 МПа.
Продолжительность работы 130 с.
Запуск ЖРД осуществляется путем прорыва пиромембран на входе в
двигатель, вследствие чего компоненты из баков под давлением наддува
и гидростатического столба жидкости поступают в газогенератор,
самовоспламеняются и осуществляют первоначальную раскрутку
турбонасосного агрегата. Для уменьшения потребного давления наддува
бака окислителя на двигателе установлен эжекторный нредпасос в
линии подвода окислителя к насосу ТНА.
Предстартовый наддув баков осуществляется через наземный
пневмощиток. Баки горючего наддуваются азотом, бак окислителя -
воздухом.
Наддув баков горючего в полете производится восстановительным газом,
бака окислителя - окислительным. Восстановительный газ
вырабатывается отдельно для каждого бака газогенератором наддува,
входящим в состав соответствующею ЖРД РД-253. Окислительный газ
отбирается после турбины ТНА на каждом из двигателей, охлаждается в
смесителе до определенной температуры пугем дополнительного его
78
Ракеты-носители КБ ''САЛЮТ'
смешения с жидким окислителем и подается через единый кольцевой
коллектор в бак.
Вторая ступень имеет цилиндрическую форму, состоит из переходного,
топливного и хвостового отсеков.
Переходный отсек - клепаной конструкции, соединяет вторую ступень с
третьей. Корпус отсека образуют шпангоуты, стрингерный набор из
прессованных профилей и обшивка. Б передней части отсека имеется
четыре канала для отвода газов при запуске рулевого двигателя третьей
ступени. В задней части отсека установлено шесть тормозных
пороховых двигателей, закрытых обтекателями.
Топливный отсек представляет собой единый блок баков горючего и
окислителя. Для уменьшения длины ступени баки имеют общее
промежуточное днище. Обечайка бака окислителя - гладкая, сварена из
трех секций. Обечайка бака горючего состоит из четырех секций
вафельной конструкции, изготовленных механическим фрезерованием.
Все днища - сферические, приварены к обечайкам встык с помощью
шпангоутов. В верхней части бака окислителя установлена
горизонтальная демпфирующая перегородка. Внутри бака горючего
проходит расходный магистральный трубопровод окислителя, который
приварен к промежуточному днищу непосредственно, а к нижнему
днищу бака горючего через сильфонный компенсатор. Внутри баков
установлены датчики уровней СОБ и СКЗ, укрепленные с помощью
расчалок.
Хвостовой отсек включает в себя корпус (юбку), силовой конус и
защитный экран.
Юбка состыкована из двух частей - верхней и нижней. Верхняя часть -
клепаной конструкции, сосгоит из стрингерного набора, шпангоутов и
обшивки. Нижняя часть представляет собой ферму, аналогичную по
конструкции ферме переходного отсека первой ступени с одним
отличием: нет кольцевого шпангоута. Крестовины нижней части юбки
соединяются со шпангоутом фермы первой ступени разрывными болтами
и центрирующими штырями.
Силовой конус - клепаной конструкции, служит для крепления
двигательной фермы и передачи усилия тяги маршевых ЖРД к
топливному отсеку. Он состоит из обшивки, шпангоутов и стрингеров.
Стрингоры размещены с внешней стороны обшивки.

Отечественные ракеты-носители
79
Двигательная установка второй ступени состоит из четырех однотипных
автономных маршевых ЖРД: трех РД-0210 и одною РД-0211. ЖРД
разработаны в КБХА под руководством С.А. Косберга. На двигателе РД-
0211, в отличие от РД-0210, установлены аналогичные с РД-253 агрегаты
наддува баков - газогенератор наддува бака горючего и смеситель
наддува бака окислителя. Все ЖРД с помощью цапф закреплены в
ферме так, что допускают отклонение любого из них на углы до 3
градусов 15 минут. Отклонение осуществляется гидравлическим
приводом.
Двигатели второй ступени также имеют турбонасосную систем}' подачи
топлива и выполнены по схеме с дожиганием окислительного газа. Они
работают на азотном тетраксиде и НДМГ при соотношении
компонентов 2,6. Тяга каждого из двигателей в пустоте 588 кН,
удельный импульс 3265 Н*с/кг. Давление в их камерах сгорания
15,0 МПа, на срезе сопел 0,014 МПа. Продолжительность работы 230 с.
Запуск двигателей пневмостартерный. Первоначальная раскрутка ТНА
осуществляется сжатым газом от специальных бортовых баллонов.
Выключаются двигатели с помощью отсечных клапанов, имеющих
пиропривод. Двигатели второй ступени запускаются раньше начала
выключения маршевых ЖРД первой ступени, что обеспечивает
"горячий" принцип разделения ступеней. Как только тяга двигателей
второй ступени превысит остаточную гя)у ЖРД первой ступени,
происходит подрыв пироболтов, соединяющих фермы ступеней, ступени
расходятся, а продукты сгорания из камер ЖРД второй ступени,
воздействуя на теплозащитный экран, тормозят и отталкивают первую
ступень.
Заправка бака горючего производится из магистрали, общей для
заправки баков горючего всех ступеней; бака окислителя - из
магистрали, Общей для заправки баков окислителя второй и третьей
ступеней. Все трубопроводы выведены в хвостовой отсек центрального
блока первой ступени.
Третья ступень - цилиндрической формы, состоит из приборного,
топливного и хвостового отсеков.
Приборный отсек представляет собой цилиндр клепаной конструкции,
состоящий из обшивки, шпангоутов и стрингеров. На шпангоутах
закреплены блоки системы управления и прицеливания. Для доступа к
приборам в корпусе отсека имеются люки.

so
Ракеты-носители КБ “САЛЮТ'
Топливный отсек имеет конструкцию, подобную блоку баков второй
ступени. Разница заключается в том, что в этом топливном отсеке бак
окислителя нс имеет обечайки: он образован средним и верхним
днищами, соединенными сваркой по шпангоутам, что придаст ему
чечевицеобразную форму. Обечайка бака горючего сварена из двух
секций вафельной конструкции. Нижнее днище имеет коническую
форму и воспринимает усилие тяги закрепленного на нем маршевого
ЖРД. В верхней части бака окислителя установлена горизонтальная
демпфирующая перегородка. Внутри бака горючего проходит наклонно
установленный расходный магистральный трубопровод окислителя.
Кроме того, в баках смонтированы датчики, уровней СОБ и СКЗ,
укрепленные с помощью расчалок.
Хвостовой отсек - клепаной конструкции, служит для размещения
четырехкамерного рулевого двигателя и крепления четырех тормозных
пороховых двигателей. Корпус отсека состоит из обшивки, двух
стыковочных шпангоутов и стрингерного набора. К хвостовому отсеку
пристыковывается вторая ступень с помощью разрывных болтов и
I (ентри руки । [и х 1) пырей.
Двигательная установка третьей ступени состоит из маршевого ЖРД
РД-0212 и четырехкамерпого рулевого двигателя РД-0214. Маршевый
ЖРД по устройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй
ступени и является его модификацией.
Рулевой двигатель - без дожигания генераторного газа, имеет в своем
составе четыре камеры, один ТНА, два газогенератора и пороховой
стартер. Камеры подвешены шарнирно па цапфах и для управления
вектором тяги поворачиваются на углы до 45 градусов. Поворот
осуществляется с помощью электроприводов. Двигатель развивает тягу
32 кН. имеет удельный импульс 2930 Н*с/кг, использует те же
компоненты топлива (АТ п НДМГ) при их соотношении 1,8.
Продолжительность работы рулевого двигателя 250 с.
При запуске двигателя РД-0214 первоначальная раскрутка ТНА,
имеющего две турбины, осуществляется пороховым стартером,
приводящим во вращение турбину горючего. Затем турбины переходят
па питание газами, поступающими из газогенераторов наддува, один из
которых работает с избытком окислителя, другой - с избытком
горючего. Генера торный газ после турбин используется для наддува
соот вет ст вующих баков. Предстартовый наддув производится так же, как
и наддув баков первой и второй ступеней.

Отечественные ракеты-носители
81
Разделение второй и третьей ступеней происходит за счет ТЯ1И рулевого
ЖРД третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД
второй ступени, и торможения второй ступени имеющимися на ней
шестью пороховыми двигателями.
В конце активного участка траектории маршевый ЖРД РД-0212
выключается, а работает только рулевой двигатель. Такой принцип
позволяет более точно обеспечить достижение требуемой конечной
скорости.
Отделение полезного груш осуществляется шкле выключения рулевого
двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится четырьмя
пороховыми двигателями.
Если в качестве полезного груза на РН устанавливается КА, то его
крепление производится к верхнему шпангоуту приборного отсека
посредством проставки, стыкуемой болтами и центрирующими штырями.
Отделение КА осуществляется по его стыку с проставкой за счет
срабатывания разрывных болтов.
В случае использования разгонного блока "ДМ" он нижним шпангоутом
своего конического переходника стыкуется непосредственно с
приборным отсеком третьей ступени по сто верхнему шпангоугу с
помощью болтов и штырей. Отделение разгонного блока от третьей
ступени осуществляется по стыку конического и цилиндрического
переходников блока "ДМ". При этом конический переходник остается
вместе с третьей ступенью.
Для каждого полезного груза используется соответствующий головной
обтекатель, который сбрасывается в начальный период работы второй
ступени.
Перспективная ракета-носитель "Ангара"
Современное экономическое состояние государства вынуждают свести к
минимуму затраты на сощание новых ракетно-космических систем. Эго
возможно в условиях унификации стартовых комплексов и составных
элементов РН. Примером такой унификации являлось, в частности,
использование первых ступеней РН "Зенит" в качестве боковых блоков
РН "Энергия" и "Эпергая-М". Принципы унификации нашли
дальнейшее развитие при создании повой РН тяжелого класса "Ангара".
Она разрабатывается с учетом возможностей ее запуска с универсальных
стартовых комплексов, строительство которых запланировано на

82
Ракеты-носители КБ “САЛЮТ"
космодромах Плесецк и Свободный. Кроме того, для запуска "Ангары"
можег использоваться уже практически построенный стартовый
комплекс РН "Зенит" на космодроме Плесецк.
Возможности универсализации стартовых комплексов обусловлены тем,
что на первой ступени "Ангары" планируется установить ЖРД РД-174,
являющийся форсированной модификацией кислородно-керосинового
ЖРД РД-170 с первой ступени РН "Зенит". При этом унифицируются
размеры хвостового отсека, а также стартовые опоры, заправочно¬
дренажные автостыки, быстроразъемные соединения гидро-, пневмо- и
электромагистралей.
С позиций унификации выбран и диаметр топливных баков РН, равный
4,1 м. В ГКНПЦ им.М.В.Хруничева хорошо освоена технология и
налажено производство баков такого диаметра для РН "Протон-К" и
"Протон-М". Унифицированы с "Протоном-М" также система
управления (на базе бортового вычислительного комплекса РН "Зенит"),
головные обтекатели и кислородно-водородный разгонный блок, а в
качестве ЖРД второй ступени применен кислородно-водородный
двигатель РД-0120 с центрального блока РН "Энергия". Кроме того,
использованы имеющиеся в России заправочное оборудование и
производственная база жидкого водорода.
РН "Ангара" (рис.3.3) скомпонована по схеме "тандем", использусг
жидкий кислород и керосин на первой ступени и жидкие кислород и
водород - на второй. Обе ступени выполнены по блочной схеме с
параллельным расположением топливных баков. Такая компоновка дает
преимущество не только в условиях габаритных ограничений при
железнодорожной транспортировке, но и обеспечивает минимальную
массу конструкции. Достоинства выбранной компоновочной схемы по
сравнению с обычным продольным размещением баков обусловлены
следующими обстоятельствами:
>	минимальной длиной носителя;
>	снижением массы ненагруженных продольной сжимающей силой
выносных (четыре из шести) баков;
>	отсутствием тяжелых высоконагруженных межбаковых отсеков;
>	значительным уменьшением протяженности массивных расходных
магистралей для криогенных компонентов и исключением демпферов
продольных колебаний;

83
4
5
1	- головной обтекатель;
2	- приборный отсек;
3	- баки горючего второй ступени;
4	- бак окислителя второй ступени;
5	- ЖРД РД-0120 второй ступени;
6	- баки окислителя первой ступени;
7	- бак горючего первой ступени;
8	- расходный трубопровод окислителя;
9	- ЖРД РД-174 первой ступени.
Рис.3.3. Ракета-носитель "Ангара"

84
Ракеты-носители КБ “САЛЮТ1
Использование выносных баков на второй ступени нс увеличивает
лобового сопрел пиления носителя, поскольку при этом его мидель,
определяемый первой ступенью, остается неизменным (на РН
"Энергия-М". "Tilan-4", "Ariane-5", "Н-2" мидель также образован тремя
нижними блоками).
Сборка РН "Ангара" будет производиться на технической позиции по
схеме, отработанной для "Протона", что обеспечивает минимальные
сроки и затраты на подготовку РН к пуску.
С точки зрения экологии РН "Апгара1' имеег ряд достоинств. Во-первых,
используются экологически чистые компоненты ракетного топлива:
кислород, водород и керосин. Во-вторых, при выведении штатных
объектов предусматривается падение отработавшей второй ступени в
отдаленные районы Мирового океана во избежание засорения
околоземного пространства. В третьих, компоновка первой ступени
предусматривает возможность управляемого спуска и точного
приземления на ограниченную площадку. Кроме того, в случае
достижения значительного ресурса двигателя становится экономически
оправданным осуществлять и "мягкую" посадку первой ступени с целью
ее многократного использования.
На первой ступени РН установлен кислородно-керосиновый
четырехкамерный маршевый ЖРД РД-174. Двигатель имеет один ТНА и
два гагогенератора, окислительный газ из которых после турбины
поступает к каждой камере для дожигания. Газовод камеры имеет
подвижную часть, а сама камера установлена в карданном подвесе, что
даст возможность отклонять ее на утлы до 6 градусов 15 минут при
управлении вектором тяги. Тяга двигателя у Земли 7260 кН, в пустоте
7910 кН. Удельный импульс у Земли 3034 Н*с/кг, в пустоте 3306 Н*с/кг.
Давление в камере сгорания 25 МПа, на срезе сопла 0,073 МПа.
Соотношение компонентов топлива 2,6. Продолжительность работы
двигателя 200 с.
Двигатель второй ступени РД-0120 разработан в КБХА под
руководством Александра Дмитриевича Конопатова и прошел летные
испытания при пусках РН "Энергия". Он работает на жидком кислороде
и водороде при соотношении компонентов 6,0. Для управления вектором
тяги двигатель закреплен г, карданном подвесе, что позволяет отклонять
его на углы до 3 градусов в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.
Система тонливоподачи ЖРД - турбонасосная, с дожиганием
восстановительного газа. Тяга двигателя в пустоте 2 МН. удельный

Отечественные ракеты-носители
85
импульс 4462 Н»с/кг. Давление в камере сгорания 21,8 МПа, на срезе
сопла 0,018 МПа. Продолжительность работы двигателя 290 с.
В системе наддува всех баков РН "Ангара" широко используется гелий,
шар-баллоны с которым размещены в кислородных баках как первой,
так и второй ступеней. Для уменьшения теплоподвода от окружающей
среды баки с криогенными компонентами имеют теплоизоляцию.
Теплоизолировано также верхнее днище бака горючего первой ступени
для защиты от продуктов сгорания ЖРД второй ступени при разделении
ступеней.
Головной обтекатель в зависимости от типа полезного груза может
иметь диаметр 4,35 или 5 м. Для выведения полезного груза на
геостационарную орбиту используется кислородно-водородный
разгонный блок (КВРБ), сведения о котором приведены в разделе 6.
«
Ракета-носитель "Рокот"
Ракета-носитель легкого класса "Рокот" создана на базе МБР УР-100Н,
которая была принята на вооружение в 1975 году. Она известна как
SS-19 по зарубежной терминологии и РС-18 в рамках договора ОСВ,
согласно которому эта ракета снимается с боевого дежурства. Наличие
большого количества освобождающихся при этом двухступенчатых
ракетных блоков позволило КБ "Салют" провести конверсию МБР
УР-100Н и создать на ее базе ракету-носитель. Для этого к имеющемуся
ракетному блоку в качестве третьей ступени добавлен разгонный блок
"Бриз", сведения о котором изложены в разделе 6. РН "Рокот" прошла
успешные испытания и должна стать штатным носителем космодрома
Свободный, где имеется пять шахтных пусковых установок МБР
УР-100Н. Кроме того, в настоящее время на космодроме Плесецк
начаты работы по обеспечению пусков РН "Рокот" с наземной пусковой
установки.
РН "Рокот" способна выводить полезный груз массой до 1800 кг на
орбиту высотой 200 км. При этом ракета (без полезного груза) имеет
стартовую массу 107 к Длина РН 27,7 м, диаметр 2,5 м. Ступени
соединены последовательно (схема "тандем"). Разделение первой и
второй ступеней осуществляется по полугорячей схеме, третьей и второй
- по холодной. Все ступени используют долгохранимые компоненты
топлива - АТ и НДМГ.

86
Ракеты-носители КБ “САЛЮТ
Конструктивно-компоновочная схема РН "Рокот" представлена на
рис.3.4. Принципы конструирования баковых и небаковых отсеков,
используемые для них материалы и производственная база те же, что и у
РН "Протон". Особенности конструкции РН "Рокот" связаны с тем, что
ее прототип проектировался для шахтной пусковой установки. Так, обе
ступени имеют топливные отсеки с совмещенными днищами при
переднем размещении окислителя. Верхнее днище бака окислителя
первой ступени имеет сложную форму и состоит из конической части,
направленной внутрь бака, и сферической центральной части, имеющей
выпуклость наружу. В образовавшемся таким образом пространстве
размещается сопло маршевого ЖРД второй ступени. В связи с этим
переходный отсек оказывается небольшим и выполнен зацело с
топливным отсеком из алюминиевого сплава АМг-б и имеет вафельную
конструкцию. Подобным образом изготовлены и небаковые отсеки
второй ступени. Для крепления третьей ступени (РБ "Бриз") к исходной
второй ступени добавлен переходный отсек клепаной конструкции.
Полезный груз и головной обтекатель устанавливаются на третью
ступень по традиционной для ракет-носителей схеме. Головной
обтекатель - углепластиковый с сотовым заполнителем.
Двигательная установка первой ступени состоит из четырех маршевых
ЖРД с тягой по 470 кН. Каждый ЖРД установлен с помощью
подшипников в шарнирном двухбалочном подвесе, обеспечивающем
отклонение двигателя с помощью гидропривода. ЖРД имеет
турбонасосную систему топливоподачи с дожиганием окислительного
газа.
Двигательная установка второй ступени включает в себя маршевый ЖРД
и четырехкамерный рулевой двигатель. Маршевый ЖРД имеет схему
топливоподачи с дожиганием, а рулевой - без дожигания генераторного
газа. Общая тяга двигательной установки составляет 255 кН.
Система наддува баков обеих ступеней выполнена по аналогии с
системой наддува РН "Протон". Заправка и слив компонентов
осуществляется через хвостовой отсек первой ступени.
Разделение первой и второй ступеней происходит за счет тяги рулевого
двигателя второй ступени, который запускается до подачи команды на
выключение ЖРД первой ступени. Торможение первой ступени
осуществляется пороховыми двигателями, установленными на хвостовом
отсеке.

87
“Рокот”
7
1 - головной обтекатель ;
2 - третья ступень (РБ “Бриз”);
3 - переходный отсек ;
4 - бак окислителя второй ступени;
5 - бак горючего второй ступени;
6 - камера рулевого ЖРД второй
ступени;
7 - бак окислителя первой ступени;
8 - бак горючего первой ступени;
9 - хвостовой отсек первой ступени
“Стрела"
Рис.3.4. Ракеты-носители на базе баллистической ракеты УР-100Н

88
Ракеты-носители КБ “САЛЮТ
Отделение третьей ступени от второй происходит при неработающем
ЖРД третьей ступени за счет тяги тормозных РДТТ второй ступени.
Старт РН осуществляется из шахтного пускового контейнера. Кроме
того, предусмотрен вариант старта РН из пускового контейнера,
находящегося на наземной пусковой установке (столе). В этом случае
для предотвращения раскачивания и опрокидывания контейнера он
жестко крепится к специальной стационарной стальной колонне,
расположенной рядом с пусковым столом. Для организации безударного
выхода ракеты из контейнера на небаковых отсеках установлены
специальные бугели, которые обеспечивают скольжение ракеты по
направляющим и затем отстреливаются.
Как отмечалось выше, длительное время КБ "Салют" (ОКБ-23) являлось
первым филиалом ОКБ-52 (ныне НПО Машиностроения). Именно в
этот период и была создана стратегическая ракета PC-18, в которой,
естественно, нашли воплощение идеи всего объединенного коллектива.
Хотя после "развода" этих организаций прошло уже много лет,
конструкторы НПО Машиностроения нс потеряли интереса к этой
ракете. В результате у "Рокота" появилась "сестра" - ракета-носитель
"Стрела", разработанная в рамках конверсии в НПО Машиностроения.
Эти две РН очень близки, так как используют базовые ступени
баллистической ракеты PC-18. Различаются же они, в основном,
применяемыми разгонными, блоками (на РН "Стрела" использован РБ,
разработанный в НПО Машиностроения) и головными обтекателями.
Кроме того, пуски РН "Стрела" предполагается пока производить только
из шахтных пусковых установок с космодромов Плесецк и Байконур.
РН "Стрела" будет способна выводить на круговые орбиты высотой
300...1100 .км полезные грузы массой 1800...1250 кг соответственно.
Испытания этой РН планируется начать в 1996 году.

Отечественные ракеты-носители
89
4.РАКЕТЫ-Н0СИТЕЛИ НАУЧНО-
ПРОИЗВОДСТВЕННОГО ОБЪЕДИНЕНИЯ
ЮЖНОЕ" И ПРОИЗВОДСТВЕННОГО
ОБЪЕДИНЕНИЯ "ПОЛЕТ"
Дорога в космос с берегов Днепра
Ракета-носитель "Космос-2"
Ракета-носитель "Космос-ЗМ”
Ракеты-носители "Циклон-2" и "Циклон-3"
Ракета-носитель "Зенит"

90
Ракеты-носители НПО “ЮЖНОЕ” и ПО “ПОЛЕГ
Дорога в космос с берегов Днепра
Научно-производственное объединение "Южное" являлось одной из
ведущих ракетостроительных фирм СССР. В 1991 году это НПО
включало в себя Конструкторское бюро "Южное" (в прошлом СКБ-586),
Производственное объединение "Южный машиностроительный завод" и
Научно-исследовательский институт технологии машиностроения.
Созданный в начале 50-х годов в Днепропетровске на базе строившегося
автомобильного завода, этот ракетостроительный научно-
производственный комплекс внес значительный вклад в создание
ракетно-ядерного щита страны.
Ракетный завод в Днепропетровске вначале выпускал только серийную
продукцию. Здесь было развернуто производство баллистических ракет
Р-1, а затем Р-5 и Р-5М. Большую помощь в становлении завода оказали
коллективы НИИ-88 и других организаций, в частности, СКБ-385 из
Златоуста (была передана технологическая оснастка и имевшиеся заделы
по Р-1).
Созданное на заводе СКБ со временем стало заниматься разработкой
ракет на высококипящих компонентах. В 1954 году его возглавил
Михаил Кузьмич Янгель, работавший с 1952 года директором НИИ-88.
Он стал руководителем этого головного института в то время, когда '
несовершенство его организационной структуры становилось все более
очевидным. Достаточно сказать, что тогда в состав НИИ-88 входило
набиравшее силу мощное ОКБ-1, закономерно стремившееся к
самостоятельности.
Министерство "развело" две крупные личности - С.П.Королева и
М.К.Янгеля, назначив последнего главным инженером НИИ-88, а затем
Главным конструктором СКБ-586 в Днепропетровске. Именно здесь его
яркий талант инженера и организатора проявился наиболее полно.
Основной тематикой НПО "Южное" являлись разработка и производство
стратегических ракетных комплексов. Однако уже с начала 60-х годов
параллельно началась и разработка ракет-носителей, как правило, на
базе боевых ракет. Эго был один из первых примеров разумной
конверсии, поскольку эти РН позволяли осуществлять запуск КА не
только военного, но и народнохозяйственного и научного назначения.
Работы по созданию РН не всегда заканчивались успехом, часто из-за
большой загрузки КБ основной тематикой. В НПО "Южное" было

Отечественные ракеты-носители
91
разработано восемь проектов "конверсионных" РН, из которых
эксплуатировалось лишь пять.
Все конверсионные ракеты-носители относятся к легкому классу. Они
используют высококипящие компоненты ракетного топлива. Только на
второй ступени одного из носителей (первый вариант РН "Космос")
применялся жидкий кислород.
Создание этих РН было вызвано острой необходимостью в носителях
легкого класса. В то время СССР располагал только более мощными
носителями типа "Восток", созданными на базе МБР Р-7Л С.П.Королева
и позволявшими выводить на низкие орбиты полезные грузы массой
около 5 тонн. Использование РН на базе “семерки” для выведения более
легких КА было экономически нецелесообразным.
Первым шагом стало создание в 1961 году на базе одноступенчатой
баллистической ракеты средней дальности (РСД) Р-12 двухступенчатого
носителя, известного как первый вариант РН "Космос". В его облике
ярко видны черты переходности от боевых ракет к РН и влияние
"нетехнических" факторов - Чего стоит хотя бы одно использование
шести типов компонентов ракетного топлива на одной ракете. Однако
пятнадцатилетняя практика пусков этого носителя с полигонов
Капустин Яр и Плесецк дала очень ценный опыт.
Последовавшие затем в 1965 г. второй вариант РН "Космос" на базе
РСД Р-14, а также двух- и трехступенчатые "Циклоны" на базе
межконтинентальной баллистической ракеты Р-36 явились несомненно
выдающимися образцами ракетно-космической техники. С их помощью
с космодромов Плесецк и Байконур запускается большое число КА.
После смерти Михаила Кузьмича Янгеля в 1971 году НПО "Южное"
принял Владимир Федорович Уткин, ныне академик. Он возглавлял его
в течение 20'лет, закрепив традиции "днепропетровской"
ракетостроитсльной школы. Именно под его руководством была создана
ракета-носитель "Зенит", которая занимает особое место в ряду
носителей НПО "Южное". Это единственная ракета данной фирмы,
которая сразу разрабатывалась как космический носитель. В ней нашел
воплощение богатейший опыт в создании ракетно-космической техники,
накопленный к 80-м годам как в самом НПО, так и во всей
отечественной промышленности. "Зенит" задумывался как носитель XXI
века - основа целого семейства ракет-носителей.

92
Ракеты-носители НПО "ЮЖНОЕ’’ и ПО "ПОЛЕГ
Создание днепропетровских ракет-носителей проходило в острой
конкурентной борьбе с другими КБ, и прежде всего с КБ В.Н.Челомея.
Первый раунд "схватки" имел место в конце 60-х годов, когда Челомей
предложил использовать в качестве весьма актуального тогда легкого
носителя Под полезный груз до 4 т разработанную на его фирме ракету
УР-200. Она прошла летные испытания в 1965 году, но на вооружение
принята не была. Правительственной комиссией был выбран более
перспективный вариант РН "Циклон-2", предложенный М.КЛнгелем.
Во втором “раунде” в конце 70-х годов встретились проект РН "Зенит"
и проект РН на базе "Протона" с использованием кислород-керосино-
вого топлива, предложенный КБ "Салют". И опять выбор был сделан в
пользу более перспективного "Зенита" НПО "Южное”. Однако
политические изменения последних лет расставили новые акценты в
этом споре.
Внешний облик РН КБ "Южное" предельно прост (рис.4.1). Этому
способствует традиционная для них компоновочная схема "тандем" с
последовательным расположением ступеней. Первые ступени
"конверсионных" РН имеют классическую конструкцию, а их новые
(верхние) ступени, как затем и вся РН "Зенит", отличаются достаточно
высокой плотностью компоновки, в достижении которой
днепропетровские конструкторы накопили богатый опыт.
Конструктивная проработка достаточно добротная. Для каждой РН
характерно появление ряда новых удачных конструктивных решений и
элементов, использование которых продолжается во всех последующих
разработках.
Следует отмстить, что днепропетровские конструкторы смело отходили
от оптимальных параметров РН, при которых можно было бы получить
максимальную массовую отдачу при располагаемых энергетических
характеристиках двигателей, если это обеспечивало снижение стоимости
комплекса, улучшало эксплуатационные характеристики, а также
повышало надежность. В этом ярко проявился комплексный, системный
подход к созданию ракетно-космической техники, характерный для
данного КБ в большей степени, чем для остальных.
Несмотря па то, что практически все эти РН, за исключением "Зенита",
являются конверсионными, уровень массового совершенства РН НПО
"Южное" достаточно высок для своего класса и применяемых КРТ (см.
рис. 1.5). Эго свидетельствует о тщательности

Рис.4.1. Ракеты-носители Научно-производственного объединения "Южное"

94
Ракеты-носители НПО ‘ ЮЖНОЕ" и ПО “ПОЛЕТ'
отработки конструкций РН и прогрессивности принятых проектных
решений.
При разработке космических комплексов в КБ "Южное" очень много
внимания уделялось вопросам повышения их безопасности и
надежности. Эго явилось следствием как сложившихся в КБ подходов к
созданию стратегических ракетных комплексов, где эти вопросы
традиционно стояли очень остро, так и накопленного опыта испытаний
и эксплуатации такой сложной и опасной техники.
Большим потрясением для КБ стала трагедия, разыгравшаяся 24 октября
1960 года на 41-й площадке Байконура при подготовке к пуску
прототипа стратегической ракеты Р-16, когда погибло около сотни
человек, включая Главкома РВСН, Главного маршала артиллерии
Митрофана Ивановича Неделина. Чудом оставшийся тогда в живых
М.К.Янгель сформулировал упорно внедряемую затем в жизнь НПО
"Южное" концепцию безопасного "безлюдного” старта, нашедшую яркое
воплощение в комплексах "Циклона" и "Зенита". Совместно со
смежниками - разработчиками стартовых комплексов - днепропетровс¬
ким конструкторам удалось полностью автоматизировать процесс
подготовки и пуска этих РН. Широкое использование автоматики и
смелое изменение технологии многих работ обеспечило также высокую
производительность (теми пусков) данных комплексов, рекордную даже
для современного мирового уровня.
Отличаются носители НПО "Южное" и своей высокой надежностью.
Свидетельством этого являются успешные пуски этих ракет (см. рис. 1.6).
Следует также отметить, что для достижения гарантированного пуска на
всех технических и стартовых комплексах своих РН НПО "Южное"
предусматривало и реализовывало принцип независимой параллельной
подготовки двух ракет-носителей с последующим запуском одной из
них. наиболее кондиционной по результатам предстартового контроля и
испытаний.
Важной чертой деятельности НПО "Южное" являлась также забота о
снижении негативных последствий запусков своих ракет-носителей для
окружающей среды. Среди предложенных КБ способов решения этой
сложнейшей проблемы можно отметить два основных направления.
Первое состоит в резком уменьшении площадей полигонов падения
отрабог авгшгх ступеней. На РН "Зенит" это осуществляется путем
проведения пусков по базовым грассам с расположенными вдо.чь них
Отечественные ракеты носители
4S
унифицированными районами падения и последующего доворота второй
ступени па требуемый азимут при совершении пространственного
маневра.
Второе направление связано с повышением экологической чистоты
носителей типа "Космос" и ГЦиклон", которые работают на токсичных
компонентах. Это достигается прежде всего уменьшением остатков
топлива в баках и его гарантийных запасов на борту.
Несомненно деятельность НПО "Южное" в освоении космоса была
весьма плодотворной. После распада СССР масштабы ее резко
сократились. Сегодня Россия продолжает запуски РН типа "Циклон",
поставленных ранее, и планирует закупать на Украине у НПО ' Южное"
РН "Зенит". Однако такие закупки в современных условиях не могуч-
продолжаться бесконечно долго, а решений о полномасштабном
совместном производстве данных РН пока нет. Поэтому в качестве
альтернативы "Циклону" и "Зениту".в России рассматриваются РН
"Союз-2" и "Ангара".
В настоящее время НПО "Южное" в рамках конверсии проводи! также
работы по доработке тяжелых стратегических ракет типа РС-20 для
запуска КА. Эги ракеты, наряду с другими стратегическими ракетными
комплексами, созданными в СССР, подпадают под действие Договора о
сокращении наступательных вооружений. Потенциальные
характеристики таких ракет достаточно высоки, однако очевидно также
и то, что запущены они могут быть только за пределами Украины,
поскольку создание на се территории космодрома практически нс
реально.
Ракета-носитель "Космос-2"
В настоящее время отрывочные сведения об этой ракете можно наш и
лишь в некоторых энциклопедиях. Она явилась космическим
"первенцем" КБ "Южное". С ее помощью были запущены и первые
ИСЗ, рожденные в Днепропетровске.
Создание этой ракеты началось в 1960 году, когда, по решению
правительства, КБ "Южное" приступило к разработке ракетно-
космического комплекса "Космос" в составе PH 63С1 и серии ИСЗ
массой до 180 кг. Эги КА предназначались исключительно для
проведения научных исследований околоземного пространства.

90
Ракеты-носители НПО “ЮЖНОЕ” и ПО “ПОЛЕГ
Значительную помощь в выходе КБЮ в космос оказал В.П.Глушко - это
давало жизнь его перспективному для того времени двигателю РД-119,
работавшему на новой экзотической топливной парс - жидком
кислороде и НДМГ. Этот ЖРД разрабатывался для третьей ступени РН
"Восток", но не был принят.
Проектирование велось с максимальным применением уже отработанных
в КБ основных частей, агрегатов, элементов и узлов ракетной техники.
В качестве первой ступени РН была использована ракета 63 Ш (на базе
Р-12), созданная для проверки возможности пусков баллистических
ракет из шахтных пусковых установок. К этому времени она успешно
выдержала испытания на экспериментальном комплексе "Маяк-2" на
полигоне Капустин Яр под Волгоградом. Вторая ступень была
спроектирована специально под носитель. Эта РН получила название
"Космос".
Летно-конструкторскйе испытания ракеты начались в октябре 1961 года
в Капустином Яру на комплексе "Маяк-2". Первые два пуска
27.10.1961 г. (63С1 № 1ЛК) с ИСЗ ДС-2 и 21.12.1961 г. (63С1 № 2ЛК)
также со спутником ДС-2 завершились неудачна, хотя взрывов ракеты
не было. 16 марта 1962 года был произведен третий пуск (63С1 № 6ЛК)
с тем же спутником. Он был выведен на орбиту, близкую к расчетной, и
получил название "Космос-1". До конца 1965 года РН "Космос" было
выведено на орбиту 22 ИСЗ научного и народнохозяйственною
назначения.
Запуски малых военных спутников проводились уже модернизированной
РН, получившей название "Космос-2", с доработанного штатного
комплекса "Двина" полигона Капустин Яр. ЛКИ начались в октябре
1965 года. К этому времени для очередной модификации данной РН на
космодроме Плесецк по проекту ЦКБ ТМ Главного конструктора
В.П.Бармина и Центрального проектного института Минобороны был
создан уникальный стационарный наземный сгартовый комплекс
"Радуга".
Первый пуск с этого комплекса был произведен 16 марта 1967 года,
ровно через пять лет после запуска ИСЗ "Космос-1". Испытания данного
комплекса и ЛКИ модифицированной РН со спутниками ДС-П1-И,
ДС-П1-Ю, ДС-У военного назначения проводились в течение года на
семи ракетах. В последующие десять лет РН типа "Космос-2" регулярно
выводили на орбиты ИСЗ военного, научного, народнохозяйственного
назначения, г, том числе и по программе "Интеркосмос".

Отечественные ракеты-носители
97
Общий вид данной РН представлен на рис. 4.2. Ее длина составляет 32,0
м, диаметр цилиндрической части корпуса 1,65 м.
РН состоит из двух ступеней и головного обтекателя. Ступени
соединены между собой последовательно. Длина первой ступени 20,3 м
второй 8.5 м. Разделение ступеней осуществляется по горячей схеме.
Стартовая масса РН равна 49,4 т. Она способна выводи ть на орбиту
высотой 200 км (наклонение 82 градуса) полезный груз массой до
450 кг.
Первая ступень РН состоит из переходного отсека, бака окислителя,
приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. На ней
установлен четырехкамерпый ЖРД РД-214. Управление РН на участке
полета первой ступени осуществляется с помощью газовых рулей,
выполненных из графита. Сухая масса ступени 3150 кг.
Короткий переходной отсек имеет клепаную конструкцию н состоит из
силового набора и обшивки. Отсек изготовлен из алюминиевых сплавов
В-95 и Д-16.
Бак окислителя - сварной, выполнен из сплава АМг-6. Он состоит из
гладкой цилиндрической обечайки и двух сферических днищ. Обечайка
сварена из колец, которые, в свою очередь, сварены из изогнутых листов
АМг. Материал в листах сварки имеет утолщения (образованные
химическим фрезерованием) для компенсации ухудшения механических
свойств материала в этой зоне. Днища и обечайка соединяются между
собой с помощью торцевых шпангоутов. Бак снабжен традиционной
внутрибаковой арматурой.
Бак горючего по конструкции аналогичен баку окислителя, однако
внутри этого бака по его оси в тоннельной трубе проходит расходный
трубопровод окислителя.
Хвостовой отсек имеет цилиндроконическую форму. Конструкция
отсека - традиционная, клепаная, из сплавов В-95 (силовой набор) и Д-
16 (обшивка). На наружной поверхности хвостового отсека имеются
люки для доступа к агрегатам двигателя. Внутри цилиндрической части
отсека располагается тороидальный сварной бак с перекисью водорода
для питания ГГ двигателя. На нижнем торцевом шпангоуте отсека
имеется четыре опорных кронштейна, через которые вес РН передается
на пусковое устройство. На этих же кронштейнах крепятся газовые рули
с рулевыми манишками. В местах установки кронштейнов силовой
набор усилен подкосами.

98

Отечественные ракеты-носители
99
ЖРД РД-214’(разработка НПО "Энергомаш", Главный конструктор
В.П. Глушко) с турбонасосной системой подачи, выполнен по открытой
схеме (без дожигания). Он работает на азотно-кислотном окислителе
АК-27И (27%-ный раствор четырехокиси азота в азотной кислоте) и
углеводородном горючем ТМ-185. Соотношение компонентов - 3,97.
Турбина приводится во вращение продуктами разложения 80%-ной
перекиси водорода. Тяга двигателя у Земли 635 кН, в пустоте 730 кН;
удельный импульс соответственно'2255 и 2590 Н*с/кг. Масса сухого
ЖРД 645 кг. Высота двигателя 2,38 м, диаметр 1,5 м. Время работы
ЖРД 140 с.
РД-214 имеет четыре камеры, ТНА, ГГ, агрегаты автоматики и ряд
других элементов. Давление в камерах сгорания 4;3б МПа, на срезе
сопла - 69 КПа. Камеры изготовлены из стали, неподвижно закреплены
в районе смесительных головок на единой раме и связаны стяжками
между собой в единый блок. К нему сверху на специальной раме
крепится ТНА.
Запуск ЖРД производится без предварительной ступени. Зажигание
топлива в камере - химическое, при помощи пускового горючего ТГ-02
(смеси ксилидина с триэтиламином - аналога немецкого горючего
"Тонка-250"). Оно залито прямо в магистраль горючего между ТНА и
главным клапаном камер.
Тяга регулируется изменением расхода рабочего тела через
газогенератор. Двигатель выключается с использованием режима
конечной ступени.
ЖРД РД-214 размещается в хвостовом отсеке. Передача тяги
осуществляется от узлов крепления в. районе смесительных Головок
камер на цилиндрическую часть хвостового отсека с помощью
специальной рамы.
Рис.4.2. Ракета-носитель "Космос" на базе баллистической ракеты
Р-12 ("Космос-г")
1-головной обтекатель; 2-полезный груз; 3-бак окислителя второй ступени; 4-
приборный отсек; 5-приборы системы управления; 6-бак горючего второй
ступени; 7-демпфирующие перегородки; 8-хвостовой отсек второй ступени; 9-
ЖРД второй ступени РД-119; 10-газовые сопла; 11-соединительная ферма; 12-
теплозащита; 13-переходной отсек; 14-бак окислителя первой ступени; 15-
межбаковый отсек; 16-бак горючего первой ступени; 17-расходный трубопровод
окислителя; 18-торовый бак перекиси водорода; 19-хвостовой отсек первой
ступени; 20-ЖРД первой ступени РД-214; 21-газовые рули.

1(4)
Ракеты-носители НПО “ЮЖНОЕ" и ПО "ПОЛЕТ"
Вторая ступень ракеты включает в себя переходной отсек, бак
окислителя, приборный отсек, бак горючего, соединительную ферму и
тепловую защиту бака окислителя первой ступени. При разделении
ступеней ферма с тепловой защитой остается на первой ступени. Сухая
масса ступени 840 кг.
Переходный отсек - клепаной конструкции из алюминиевых сплавов,
предназначен для размещения отдельных приборов и рамы для
установки КА.
Бак окислителя выполнен из сплава АМг-6. Он состоит из гладкой
цилиндрической обечайки и двух сферических днищ. Бак горючего по
конструкции аналогичен баку окислителя. Внутри этого бака в
тоннельной трубе проходит расходный трубопровод окислителя.
Между этими баками находится приборный отсек клепаной
конструкции. Его характерной особенностью является наличие больших
вырезов под люки для доступа (и монтажа) к приборам системы
управления - в те годы гироприборы имели внушительные габариты.
f
Хвостовой отсек классической клепаной конструкции предназначен для
размещения двигателя второй ступени РД-119.
К нижнему торцевому шпангоуту хвостового отсека с помощью болтов
крепится трубчатая соединительная ферма. К се нижнему поясу
неподвижно закреплена тепловая защита, выполненная из
азботекстолита в виде диска, имеющего профилированный конический
выступ в центральной части.
ЖРД РД-119 также разработан в НПО "Энергомаш" под руководством
В.П Тлушко. Двигатель имеет турбонасосную систему подачи и
выполнен по открытой схеме. Он работает на двухкомпонентном
топливе: окислитель - жидкий кислород, горючее - НДМГ, с
соотношением компонентов 1,5. Тяга двигателя в пустоте 105 кН,
удельный импульс - 3450 Н«с/кг. Заметим, что величина удельного
импульса даже в настоящее время вызывает уважение. В те годы это
были рекордные показатели. Масса сухого ЖРД 168 кг. Высота
двигателя 2,17 м, а диаметр (без учета рулевых сопел) 1,02 м. Время
работы 260 с.
РД-119 содержит камеру, ТНА, ГГ термического разложения НДМГ,
рулевые сопла, агрегаты управления, раму и другие элементы. В
конструкции камеры, ГГ, газораспределителей, системы газоводов

Отечественные ракеты-носители
101
широко использованы титановые сплавы. Давление в камере сгорания
7,89 МПа, на срезе сопла - 6,2 кПа. Турбина приводится во вращение
восстановительным газом, имеющим температуру 1030 К. Запуск
двигателя осуществляется с помощью порохового заряда, размещенного
в ГГ. Заряд обеспечивает начальную раскрутку турбины, а также уровень
температуры в ГТ, достаточный для начала термического разложения
НДМГ. Зажигание топлива в камере при включении ЖРД
осуществляется от пиротехнического устройства, установленного на
вышибной заглушке в районе критического сечеггия.
Отработавший на турбине газ истекает через три пары неподвижных
рулевых сопел, снабженных газораспрсделителями, осуществляя
управление полетом РН.
РД-119 обеспечивает выработку газов наддува обоих топливных баков
второй ступени РН. Бак окислителя наддувается продуктами испарения
окислителя в теплообменнике, который встроен в выхлопной патрубок
турбины. Бак горючего наддувается газом, образующимся при смешении
части генераторного газа с горючим.
Забытая ныПе РН "Космос-2" явилась подлинным испытательным
полигоном для проверки ряда конструктивных решений, которые
получили здесь "путевку в жизнь", а также для отработки вопросов
эксплуатации ракетно-космических комплексов. Интересно, что
стартовый комплекс "Радуга" отличался обилием технических систем и
агрегатов, так как на РН "Космос-2" использовалось шесть видов
компонентов ракетного топлива и три вида сжатых газов, в том числе
азот, воздух и гелий. Кроме того, с целью увеличения количества НДМГ,
заправляемого в бак второй ступени, производилось его предварительное
охлаждение до -45 градусов. Для этого в составе стартового комплекса
имелся мощный холодильный центр. Заправка РН жидким кислородом и
перекисью водорода осуществлялась из передвижных агрегатов-
заправщиков на автомобильном шасси.
Разработанная в шахтном вариаггте, эта ракета обладала малой ветровой
устойчивостью - допустимая скорость ветра у Земли не превышала
10 м/с. Поэтому на старте после установки в вертикальное положение на
пусковое устройство она закрывалась специальной башней
обслуживания высотой около 45 м на железнодорожном ходу с
электроприводом и площадками обслуживания, а также мостовым
краггом для обеспечения замены спутника на вертикально сгоящей

102
Ракеты-носители НПО "ЮЖНОЕ" и ПО "ПОЛЕТ"
ракете в случае его неисправности. Эго решение было в дальнейшем
использовано на следующем варианте РН типа "Космос".
Боевые расчеты, прошедшие через этот комплекс, получили огромный
практический опыт. Этот опыт был учтен при разработке новых
ракетно-космических комплексов. Отметим, что РН "Космос" на базе
баллистической ракеты Р-12 (в варианте 63С1) - это единственный
отечественный носитель, на котором был реализован "вертикальный"
принцип сборки и подготовки к пуску, широко применяемый в США.
Сборка данной РН и се последующие проверки осуществлялись
вертикально, непосредственно на стартовом пусковом устройстве
шахтного типа.
Несмотря на указанные особенности РН "Космос-2" была достаточно
простой. Технология всех работ была хорошо продумана и отработана,
вследствие чего РН имела сравнительно малую даже для настоящего
времени продолжительность подготовки к пуску. Так, время подготовки
на техническом комплексе составляло 33 часа 50 минуг, а на стартовом
комплексе равнялось 11 часам 55 минутам. При этом температурный
диапазон использования у данной РН был практически неограниченным
и составлял от - 40 до + 50° С. Однако обилие различных КРТ и газов, а
также ряд других обстоятельств усложняли се эксплуатацию и повышали
ее стоимость. Это, а также сравнительно невысокие энергетические
возможности и завершение программ, под которые она создавалась,
привели к прекращению в 1977 году эксплуатации данной РН - ее
вытеснил более совершенный носитель "Космос-ЗМ".
Ракета-носитель "Космос-ЗМ”
Одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности Р-14 явилась
логическим развитием добротной конструкции ракеты Р-12. Она была
принята на вооружение в 1961 году. Поскольку к концу 50-х годов в
СССР было развернуто промышленное производство НДМГ, в новой
ракете было использовано данное перспективное горючее,
самовоспламеняющееся с азотно-кислотными окислителями. Это
существенно упростило конструкцию ее двигателей и позволило
избавиться сразу от двух достаточно опасных компонентов ракетного
топлива - пускового горючего ТГ-02 и перекиси водорода, которые
использовались па Р-12.

Отечественные ракеты-носители
103
Баллистическая ракета Р-14 получилась весьма удачной, с большим
потенциалом. Достаточно заметить, что опа закончила свое
существование лишь по Договору о сокращении ракет средней и малой
дальности в 1990 году. Поэтому вполне логичен был выбор ее в качестве
основы для создания ракеты-носителя легкого класса, существенно
превосходящей по возможностям первый днепропетровский вариант РН
"Космос".
Для нового носителя была спроектирована новая вторая ступень,
несколько изменена конструкция бака окислителя базовой ракеты Р-14
и разработан переходной отсек между ступенями.
Новая РН проходила летные испытания на космодроме Байконур под
названием "Космос-1" (было 8 пусков). Затем была доработана, однако
этот вариант ("Космос-3") оказался нс вполне удачным (было 6 пусков с
Байконура, из них 3 - аварийные). После модернизации РН под
названием "Космос-ЗМ" уже длительное время весьма успешно
эксплуатируется Военно-космическими силами. По оценкам
американских специалистов, проводивших сравнительный анализ 18
типов различных РН лспсого класса, созданных в разных странах, в
настоящее время это один из самых совершенных носителей в мире в
своем классе.
Для пусков РН на космодроме Плесецк по проекту Конструкторского
бюро транспорт!юго машиностроения (КБТМ) был построен новый
стартовый комплекс на две пусковые установки. Кроме того, под данный
тип РН "Космос" впоследствии был переоборудован и стартовый
комплекс "Радуга", с которого производились ранее пуски РН "Космос-
2". Пуски новой РН стали также производиться и с полигона Капустин
Яр. Летные испытания данной РН начались в 1967 году, а ее штатная
эксплуатация ведет свой отсчет с 1971 года; С космодрома Байконур эта
РН больше нс запускалась.
Ввиду большой загрузки КБЮ боевой тематикой выпуск рабочей
документации, проведение отработки и постановка серийного-
производства новой РН были возложены на КБ Производственного
объединения "ПоЛст", расположённого в Омске. Эго Конструкторское
бюро являлось в то время первым филиалом КБ "Южное". Таким
образом, фактически РН "Космос-ЗМ" родилась в Сибири, на берегах
Иртыша.

104
Ракеты-носители НПО "ЮЖНОЕ" и ПО "ПОЛЕТ”
В настоящее время ПО "Полет" превратилось в одну из крупнейших
аэрокосмических корпораций с широким диапазоном производства
(ракеты-носители, космические аппараты, мощные ракетные двигатели,
транспортные самолеты и другая техника). Ее мощнейший потенциал
способен обеспечить развитие и долгую жизнь этой РН.
Общий вид РН "Космос-ЗМ" изображен на рис.4.3. Она состоит из двух
ступеней и головного обтекателя. Ступени соединены по схеме "тандем".
Длина ракеты 32,4 м, диаметр цилиндрической части корпуса 2,4 м.
Стартовая масса РН до 109 т.
На обеих ступенях РН установлены ЖРД, работающие на
самовоспламеняющихся компонентах ракетного топлива - окислителе
АК-27И, горючем - НДМГ. Управление полетом на первой ступени
осуществляется с помощью газовых рулей, на второй - с помощью
поворотных рулевых сопел генераторного газа. Разделение ступеней
производится по полугорячей схеме.
РН "Космос-ЗМ" обеспечивает запуск КА на эллиптические и
околокруговые орбиты высотой от 250 до 1700 км с наклонениями
51,66,74 и 83 градуса, 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 синхронно-солнечную
орбиту высотой 475 км и наклонением 97,3 градуса. Этой ракетой-
носителем выводились на орбиты ИСЗ серии "КОСПАС" советско-
американской системы спасения "КОСПАС-САРСАТ", индийские
"АРИАБХАТА", "БХАСКАРА", французский "СНЕГ", шведский
"АСТРИД", американский "ФАЙСАТ-1", навигационно-связные КА.
Кроме того, с помощью РН этого типа проводились многочисленные
астрофизические, технологические и другие эксперименты в интересах
отечественных и международных организаций, в том числе и при
суборбитальных полетах, продолжительность которых может достигать
48 минут.
Выведение КА на орбиты функционирования осуществляется по схеме с
двухкратным включением маршевого ЖРД двигательной установки
второй ступени. После первого включения данного двигателя полет
второй ступени происходит по переходной траектории, в расчетной
точке которой вторым включением ДУ обеспечивается дополнительное
приращение скорости (в плоскости траектории), необходимое для
выведения КА на заданную орбиту. Стабилизация второй ступени на

105
I	- головной обтекатель;
2	- приборный отсек второй
ступени;
3	- топливный отсек второй
ступени;
4	- баки системы малой тяги;
5	- хвостовой отсек второй
ступени;
б	* переходный отсек;
7	- окна для выхода газов при
запуске ЖРД второй
ступени;
8	- гаргрот;
9	- бак окислителя;
10	- приборный отсек первой
ступени;
11	- тормозной РДТТ системы
разделения ступеней;
12	- бак горючего;
13	- силовое кольцо;
14	- хвостовой отсек первой
ступени;
15	- стабилизатор;
16	* опорный кронштейн;
17	- газовый руль;
18	- камеры ЖРД РД-216;
19	- рулевые газовые сопла;
20	- камера ЖРД второй
ступени.
Рис.4.3. Ракета-носитель "Космос-ЗМ"

106
Ракеты-носители НПО "ЮЖНОЕ” и ПО “ПОЛЕТ”
участке полета по переходной траектории осуществляется специальным
рулевым двигателем, носящим название системы малой тяги. Сброс
головного обтекателя производится на участке полета второй ступени на
высоте порядка 75 км при скоростном напоре около 14 кг/м2.
Первая ступень ракеты включает в себя переходной отсек, бак
окислителя, приборный (межбаковый) отсек, бак горючего и хвостовой
отсек.
Переходной отсек - клепаной конструкции, из алюминиевых сплавов,
предназначен для соединения ступеней и размещения двигательной,
установки второй ступени. На его боковой поверхности выполнено два
пояса прямоугольных вырезов, расположенных парами, один под другим
в каждой плоскости стабилизации. Вырезы верхнего пояса снабжены
крышками, а вырезы нижиего - заклеены тканью. Они служат для
выхода газов, истекающих из рулевых сопел двигателя второй ступени
при разделении ступеней.
Конструкция баков окислителя и горючего практически одинакова. Они
состоят из цилиндрической обечайки и двух сферических днищ,
которые приварены к последней через торцевые пустотелые шпангоуты.
Цилиндрическая обечайка образована из восьми прессованных панелей,
имеющих продольные ребра. Ребра обращены внутрь бака. На этих
ребрах с помощью специальных элементов (фитингов) смонтированы
формообразующие шпангоуты уголкового профиля.
Через бак горючего в тоннельной трубе проходит расходный
трубопровод окислителя. Дренажно-предохранительный клапан бака
горючего находится в хвостовом отсеке, а через весь бак к куполу
верхнего днища проложена дренажная труба.
Наддув бака горючего осуществляется сжатым азотом, а бака
окислителя - сжагым воздухом. Эги газы хранятся в баллонах высокого
давления, расположенных в хвостовом (азот) и межбаковом (воздух)
отсеках.
Хвостовой отсек - конической формы. Он имеет традиционную
клепаную конструкцию. Диаметр большего основания конуса 2,8 м.
Коническая форма позволяет снизить степень статической
неустойчивости ракеты в полете. Этому способствуют также
размещенные на хвостовом отсеке аэродинамические стабилизаторы. На
нижнем торцевом шпангоуте отсека установлено четыре достаточно
развитых кронштейна, которые служат стартовыми опорами. В них же,
Отечественные ракеты-носители
107
как и на ракете "Космос-2", размещены опоры осей газовых рулей и их
приводы. В отсеке расположен двигатель первой ступени -
четырехкамерный ЖРД РД-216. Тяга от пего передастся через
специальную сварную раму па силовое кольцо, находящееся между
хвостовым озсском и баком горючего.
ЖРД РД-216 с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме без
дожигания. Он создан в НПО "Энергомаш" под руководством
В.П. Глушко. Тяга двигателя у Земли 1469 кН, в пустоте 1728 кН.
Удельный импульс соответственно 2429 и 2857 Н*с/кг. Масса сухого
ЖРД 1325 кг. Высота двигателя 3,49 м, диаметр 2,3 м. Время работы
131 с.
РД состоит из двух идентичных двигательных блоков, объединенных
рамой крепления па РН и общей системой запуска. Каждый блок имеет
две камеры, один ТНА, один ГГ , агрегаты автоматики и другие
элементы. ТНА располагается между камерами в районе их
критического сечения. Давление в камерах сгорания 7,35 МПа, давление
на срезе сопел - 43 кПа. ГГ работает на основных компонентах
ракетного топлива с избытком горючего. ТНА имеет мощность 3270 кВт
при частоте вращения 155 1/с. Запуск двигателя осуществляется с
помощью гидравлических пусковых бачков основных КРТ, вытесняемых
в ГТ сжатым азотом от наземных систем.
Вторая ступень состоит из приборного, топливного и хвостового
отсеков. Кроме того, по бокам ступени между I и IV, а также между II и
III плоскостями стабилизации смонтированы два навесных блока баков
основных компонентов, обеспечивающих работу системы малой тяги и
второе включение маршевого ЖРД.
Короткий приборный отсек имеет клепаную конструкцию. Он выполнен
из алюминиевого сплава. На него опирается рама крепления полезного
груза. На этой раме размещаются также приборы системы управления
ракетой. Кроме того, приборный отсек служит для соединения второй
ступени с головным обтекателем.
Топливный отсек (ТО) - сварной, из сплава АМг-6. Он включает в себя
цилиндрическую обечайку и три днища - верхнее, среднее и нижнее.
Среднее днище делит ТО па два отсека: окислителя и горючего. Все
оболочки ТО - гладкие. Верхнее и среднее днища - сферические, а
нижнее днище - составное. Оно образовано усеченным конусом и
полусферой, обращенной внутрь бака.

108
Ракеты-носители НПО “ЮЖНОЕ" и ПО “ПОЛЕТ’
Крепление двигателя второй ступени - безрамное, камера двигателя с
помощью четырех кронштейнов на смесительной головке крепится
прямо к нижнему шпангоуту конического днища ТО.
На второй ступени РН установлена жидкостная ракетная двигательная
установка (ЖРДУ), разработанная в КБ химического машиностроения
(КБХМ) под руководством Главного конструктора
Алексея Михайловича Исаева. В эту ЖРДУ входят маршевый
однокамерный двигатель без дожигания с насосной системой подачи
топлива и четырехсопловой рулевой двигатель с вытеснительной
подачей компонентов в специальный газогенератор - газогенератор
системы малой тяги (СМТ). Характерными особенностями данной
ЖРДУ также являются возможность повторного включения маршевого
ЖРД в условиях невесомости и наличие трех режимов тяги - основной,
промежуточной и малой.
Тяга ЖРДУ на основном режиме создается камерой маршевого двигателя
и его четырьмя рулевыми газовыми соплами, через которые
осуществляется выброс отработавшего на турбине ТНА генераторного
газа. Она составляет 157,5 кН (при удельном импульсе 2972 Н*кг/с). На
режиме промежуточной тяги работают только данные рулевые сопла
(тяга их в сумме равна 5,5 кН). Режим промежуточной тяги используется
при запуске и выключении ЖРД. Малая тяга (100 Н) создается на
"пассивном" участке траектории выведения четырьмя дополнительными,
значительно меньшими соплами системы малой тяги, через которые
истекает газ из газо1снсратора СМТ. Сопла объединены с основными
рулевыми соплами в единые поворотные блоки.
Продолжительность работы двигателя при первом включении 380...490 с,
а при повторном - до 15 с. На режиме малой тяги двигатель может
работать до 3800 с.
Подготовку РН "Космос-ЗМ" к пуску обеспечивает на техническом
комплексе за 34...36 часов боевой расчет общей численностью до 105
человек. Все работы на стартовом комплексе обеспечиваются боевым
расчетом численностью 120...135 человек в течение 8... 10 часов.
Предпусковые операции и пуск РН выполняет расчет в 20...25 человек.
Следует отметить, что РН "Космос-ЗМ" была создана на основе
баллистической ракеты Р-14 без существенных доработок по ее связи с
наземным оборудованием. Это обусловило наличие в эксплуатационных
процессах ручных операций, в том числе па заправленной компонентами
Отечественные ракеты-нссигели
109
топлива РН. Однако процесс предстартовой подготовки автоматизирован
по отдельным важнейшим операциям: заправка РН компонентами
топлива и сжатыми газами, отсоединение от РН заправочных
коммуникаций, отвод от РН подвижной башни обслуживания, разворот
РН на пусковом столе па направление стрельбы, отвод от РН кабель-
мачты перед запуском двигателя первой ступени.
В целом уровень автоматизации работ при подготовке РН "Космос-ЗМ"
около 70%. Остальные работы, в том числе повторное подсосдинецие
заправочных коммуникаций для слива топлива в случае отмены пуска,
выполняются вручную. В этом отношении данная РН близка к
большинству зарубежных носителей, созданных в шестидесятые годы.
Серийное производство РН "Космос-ЗМ" было налажено в Омске на
Производственном объединении "Полет". В настоящее время
Конструкторское бюро этого объединения под руководством Главного
конструктора Александра Ивановича Ильина проводит работы по
модернизации данного носителя. Основные направления модернизации
состоят в следующем:
>	замена устаревшей аналоговой системы управления на современную -
цифровую, которая обладает существенно меньшей массой и
большими функциональными возможностями:
>	повышение энергетических характеристик РН путем увеличения
запаса топлива на второй ступени;
>	изменение существующей производственной кооперации с целью
переноса изготовления всех элементов РН в Россию.
Предполагаемое название нового носителя - "Взлет" (по заводской
версии "Космос-У"). Модернизированная РН будет иметь несколько
бблыпую длину (33.1 м) п стартовую массу (111,5 т). Существенно
улучшатся экологические характеристики новой ракеты - опа будет
способна осуществлять пространственный маневр второй ступенью для
расширения диапазона наклонений орбит при сохранении
существующих трасс пусков и районов падения отделяющихся частей
РН. Кроме топ), будет обеспечена возможность увода второй ступени с
орбиты.
РН "Взлет" будет обладать повышенной точностью выведения КА на
околоземные орбиты. Так. в частности, ошибки выведения КА на

по
Ракеты-носители НПО “ЮЖНОЕ" и ПО “ПОЛЕГ
круговую орбиту высотой 1000 км будут составлять по высоте ±3,5 км,
по наклонению ±2,0 утл. мин., по периоду обращения ±2,5 секунды.
Заметим, что для РН "Космос-ЗМ" эти ошибки составляют 40 км, 8,0
утл. мин. и 30 секунд соответственно. Предполагается, что новая РН
сохранит высокий уровень надежности своей предшественницы.
Планируемое начало эксплуатации РН "Взлет - 1998 год.
Ракеты-носители "Циклон-2" и "Циклон-3"
Разработка РН "Циклон-2" и "Циклон-3" началась в августе 1965 года в
соответствии с правительственным постановлением. Оно
предусматривало создание двухступенчатого носителя на базе
баллистической ракеты Р-36. Одновременно предусматривалась его
дальнейшая модернизация путем установки третьей ступени.
Выбор в качестве базовой ракегы Р-36 был не случаен. Эта мощная
ракета обеспечивала выведение головных частей на суборбитальные
траектории и на орбиту ИСЗ, что позволяло решать задачу их доставки
в Америку как через Северный, так и через Южный полюса Земли. Эго
была "глобальная" ракета, по выражению тех лет. При своем создании
она оттеснила "глобальную" ракету ГР-1 - последнюю боевую ракету
С.П.Королева, разработанную в ОКБ-1.
В июле 1967 года Совет Министров СССР принял новое Постановление
об использовании разрабатываемого носителя для запусков КА серии
"Космос" и "Метеор". В августе 1968 года Техническое задание на
разработку данного ракетно-космического комплекса было вновь
дополнено. В соответствии с ним на базе ракеты Р-36 создавалось уже
два носителя: двухступенчатый - для решения задач, определенных
постановлением 1965 года, и трехступенчатый - как универсальный
носитель легкого класса.
Легно-конструкторские испытания двухступенчатого носителя начались
в 1968 году на космодроме Байконур. Запускались как "базовый"
вариант Р-36 (РН "Циклон"), так и ее модифицированный вариант - РН
"Циклон-2". Он и стал основным.
Стартовый и технический комплексы для этого носителя были
развернуты.на площадках 90 и 92 "левого" фланга космодрома; на них
ранее проходила ЛКИ ракета УР-200, разработанная в фирме
В.Н.Челомея.

Отечественные ракеты-носители
111
ЛКИ трехступенчатого носителя "Циклон-3" начались 24 июня 1977
года на космодроме Плесецк и продолжались до 12 февраля 1979 года.
Всего было выполнено 6 пусков. Для проведения этих испытаний и
последующей эксплуатации на площадках 32Т и 32 были сооружены
технический и стартовый комплексы с двумя пусковыми устройствами
открытого типа.
Основные отличия данных комплексов от аналогичных комплексов на
космодроме Байконур состоят в отсутствии башен обслуживания на
старте, а также наличии стационарного пункта заправки и последующей
ампулизации третьей ступени ракеты. Его оборудование обеспечивает
высокую степень автоматизации предстартовых операций при
минимальном количестве участвующих в них людей (концепция
"безлюдного" старта). При этом полностью исключается необходимость
нахождения личного состава у пусковой установки с момента доставки к
ней ракеты и до момента ее старта, т.е. в период проведения наиболее
опасных технологических операций (пристыковка и отстыковка
наполнительных соединений, заправка и слив КРТ).
Первые ступени РН "Циклон-2" и "Циклон-3" практически полностью
унифицированы. Конструктивно-компоновочная схема РН "Циклон-3"
изображена на рис.4.4. Все три ступени ракеты соединены
последовательно. Ее длина 39,3 м, диаметр цилиндрической части 3,0 м.
Стартовая масса РН до 188 т. Она способна выводить на орбиту высотой
200 км полезный груз массой до. 3.6 т (РН "Циклон-2" - до 2,9 т).
Имеется возможность выводить-на орбиту в одном пуске до 6 КА.
Разделение первой и второй ступеней РН осуществляется по
полугорячей схеме, разделение второй и третьей ступеней - по холодной
с помощью четырех пружинных толкателей. Сброс головного обтекателя
производится во время работы второй ступени.
Первая ступень (длина 18,9 м, диаметр 3,0 м) состоит из переходного
отсека (переходника), бака окислителя, приборного отсека, бака
горючего и хвостового отсека.
Переходник представляет собой цилиндрический отсек длиной 1 м
клепаной конструкции, предназначенный для соединения первой и
второй ступени. Силовой набор образован двумя торцевыми
шпангоутами уголкового профиля и промежуточными Z-образными
шпангоутами и стрингерами коробчатого и Т-образного сечения. К
силовому набору приклепана обшивка из четырех листов. Листы

112

Отечественные ракеты-носители
113
соединяются внахлест. Весь отсек выполнен из алюминиевых сплавов.
На боковой поверхности имеется четыре люка. Мощные стрингоры
закрытого профиля расположены между люками.
Бак окислителя (длина 7,975 м) представляет собой цилиндрическую
обечайку, закрытую с торцов сферическими днищами. Обечайка состоит
из шести сваренных между собой прессованных панелей, имеющих
продольные ребра. Материал панелей и днищ - алюминиевый сплав
АМг-6. В поперечном сечении корпус бака окислителя подкреплен
промежуточными шпангоутами уголкового профиля, которые
приклепываются к продольным ребрам с помощью фитингов. Днища с
помощью стыковочных шпангоутов пустотелого профиля приварены к
цилиндрической обечайке. В верхнем днище выполнен люк-лаз для
доступа внутрь бака при монтаже внутрибаковой арматуры, а на нижнем
днище смонтировано заборное устройство окислителя тарельчатого т ипа.
Приборный отсек длиной 1,4 м предназначен для соединения бака
окисли геля и бака горючего первой "Ступени и размещения некоторых
приборов системы управления и телеизмерений. По конструкции он
аналогичен переходнику.
Бак горючего (длина 5.876 м) по конструкции аналогичен баку
окисли геля. Следует отмст ить, что эта конструкция также используется
г. баковых отсеках РН "Космос-ЗМ". Внугри бака горючего проходит
расходная магистраль окислителя. Она заключена в тоннельную ipy6y.
имеющую продольные гофрированные ребра жесткости. По всей длине
этого бака смонтировано шесть радиальных перегородок - успокоителей
жидкосги. Наддув баков окислителя и горючего осуществляется
горячими газами. Для этого в составе рулевого двигателя Д-68М ступени
имеется окислительный газогенератор наддува и смеситель горючего.
Рис.4.4. Ракета-носитель "Циклон-3"
1-юловной обтекатель; 2-полезпый груз; 3-рама для крепления полезного ipy за;
4-топлнвный отсек третьей ступени; 5-хвостовой отсек третьей ступени; 6-ЖРД
третьей ступени Д-25; 7-переходник; 8-приборный отсек второй ступени; 9-
топливпый отсек второй ступени; 10-расходный трубопровод окислителя; 11-
ЖРД второй ступени РД-219; 12-переходной отсек; 13-бак окислителя; 14-
приборпый отсек первой ступени; 15-бак горючего; 16-демпфируютие
перегородки; 17-расходпый трубопровод окислителя; 18-хвостовой отсек; 19-
ЖРД первой ступени РД-218; 20-камера рулевого ЖРД первой ступени Д-68М;
21-камеры рулевого ЖРД второй ступени Д-69М; 22-сопло выхлопа РД-219; 23-
камеры РД-219; 24-сопла обеспечения запуска Д-25; 25-газовые сопла
управления полетом третьей ступени; 26-камера Д-25.

114
Ракеты-носители НПО “ЮЖНОЕ” и ПО “ПОЛЕГ
обеспечивающий снижение температуры восстановительного газа,
вырабатываемого основным газогенератором данного двигателя путем его
разбавления жидким компонентом - горючим.
Хвостовой отсек цилиндрической формы обеспечивает размещение
двигательной установки ступени и ряда агрегатов ее
пневмогидравлической системы. На нем также смонтированы четыре
опоры, с помощью которых РН устанавливается на пусковое устройство.
Конструкция отсека - клепаная, аналогичная конструкции переходника
и приборной) отсека. В местах размещения опор имеются усиления. На
боковой поверхности хвостового отсека смонтировано четыре
обтекателя, в которых размещены камеры рулевого двигателя. В одном
их этих обтекателей располагается также пороховой тормозной
двигатель.
Двигательная установка (ДУ) первой ступени состоит из двух двигателей
- маршевого РД-218 и рулевого Д-68М. Тяга маршевого двигателя у
Земли 2459 кН, в пустоте 2749 кН. Тяга рулевого соответственно 297 и
341' кН. Удельный импульс РД-218 у Земли 2645 Н*с/кг, в пустоте 2957
Н*с/кг. Удельный импульс рулевого двигателя - соответственно 2492 и
2865 Н*с/кг. Оба двигателя работают на компонентах топлива:
окислитель - азотный тетроксид , горючее - несимметричный
диметилгидразин . Соотношение компонентов в маршевом двигателе -
2,6, в рулевом двигателе - 1,96.
Маршевый двигатель РД-218 с турбонасосной системой подачи
разработан в НПО "Энергомаш" (Главный конструктор В.П.Глушко) и
выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Конструктивно
этот шестикамерный двигатель состоит из трех одинаковых блоков,
собранных на общей раме и имеющих общую кабельную сеть. Каждый
блок имеет две камеры, ТНА с рамой, восстановительный ГГ, пороховой
стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы. Блоки двигателя за
небольшими отличиями в системах регулирования и запуска подобны
блокам ЖРД РД-216.
Давление в камере 8,66 МПа, па срезе сопла 80 кПа. Сухая масса
1718 кг. Одноступенчатый запуск всех грех блоков двигателя
осуществляется синхронно примерно через 2 с после запуска рулевого
двигателя. Раскрутка их ТНА осуществляется пороховыми стартерами.
Выключение для предотвращения гидроударов двухступенчатое.

Отечественные ракеты-носители
115
Рулевой двигатель Д-68М также имеет турбонасосную систему подачи и
выполнен по схеме без дожигания. Он включает в себя четыре
поворотные камеры (угол поворота ±41 градус), ТНА,
восстановительный ГГ, пороховой стартер, агрегаты автоматики и
трубопроводы. Запуск и выключение - одноступенчатые. Поворот камер
осуществляется гидроприводами.
Вторая ступень состоит из трех отсеков - приборного, топливного и
хвостового.
Приборный отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов имеет
коническую форму. Топливный отсек выполнен из сплава АМг-6 и
представляет собой цилиндрическую оболочку длиной 5,544 м,
снабженную тремя сферическими днищами - верхним, промежуточным и
нижним. Промежуточное днище делит объем топливного отсека па две
полости - окислителя (верхнюю) и горючего (нижнюю). Через полость
горючего проходит расходный трубопровод окислителя. Обечайка
полости окислителя гладкая, а обечайка полости горючего подкреплена
силовым набором. В полости окислителя установлены также устройства
для демпфирования колебаний жидкости - сверху коническая оболочка
и шесть радиальных перегородок вдоль образующей цилиндра. Наддув
полостей в полете осуществляется от специальных газогенераторов.
Хвостовой отсек - клепаной конструкции, аналогичен хвостовому отсеку
первой ступени. В этом отсеке смонтированы двигательная установка и
агрегаты ПГС второй ступени. На нижнем торцевом шпангоуте этого
отсека имеется теплозащитный экран из титанового сплава. ДУ второй
ступени также включает в себя два двигателя: маршевый РД-219 и
рулевой Д-69М. Опи работают на аналогичных компонентах топлива:
окислителе - АТ и горючем НДМГ.
Маршевый ЖРД РД-219 также разработан в НПО "Энергомаш" под
руководством В.П.Глушко. Он имеет турбонасосную систему подачи и
выполнен по схеме без дожигания. Его тяга в пустоте составляет 883 кН
при удельном импульсе 2875 Н»с/кг и соотношении компонентов 2,6.
Масса сухого двигателя 665 кг, высота 2,04 м, диаметр 2,2 м. Время
работы 125 с.
ЖРД содержит две камеры, ТНА, восстановительный ГГ, агрегаты
автоматики, пиростар i ср. раму и ряд других элементов. Камеры
соединены специальной рамой, к которой крепится ТНА,
расположенный горизонтально между камерами в области их
116
Ракеты-носители НПО “ЮЖНОЕ" и ПО “ПОЛЕТ"
критических сечений. Фактически данный ЖРД представляет собой
блок, аналогичный двухкамерному блоку двигателя РД-218.
Рулевой двигатель второй ступени Д-69М расположен идентично
рулевому двигателю первой ступени. Он имеет четыре поворотные
камеры, ТНА, восстановительный ГГ, пиростартер и агрегаты
автоматики. По конструкции он также аналогичен рулевому ЖРД
первой ступени. Тяга данного двигателя в пустоте 54,73 кН, удельный
импульс 2778 Н«с/кг.
Третья ступень РН стыкуется со второй через переходник, имеющий
форму обратного конуса. К этому же переходнику стыкуется головной
обтекатель. Таким образом, третья ступень РН "Циклон-3"
располагается под аэродинамическим обтекателем. Она состоит из рамы,
топливного и хвостового отсеков. Рама устанавливается в верхней части
ступени. К ней стыкуется КА.
Топливный отсек представляет собой тороидальный бак, состоящий из
наружной и внутренней цилиндрических обечаек и трех днищ -
верхнего, среднего и нижнего. Все эти элементы выполнены из сплава
АМг-6.
Среднее днище разделяет ТО на две полости - окислителя и горючей) .
Внутри полостей установлены демпферы колебаний, заборные
устройства и другая внутрибаковая арматура. Вблизи заборных устройств
установлены сетчатые разделители для обеспечения запуска двигателя
третьей ступени в невесомости. В объеме, образованном внутренней
обечайкой ТО. размещается маршевый ЖРД третьей ступени Д-25.
Хвостовой отсек имеет форму усеченного конуса и предназначен для
размещения исполнительных органов системы управления с их
приводами и жидкостной реактивной системой.
ЖРД Д-25 с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме без
дожигания генераторного газа. Этот небольшой двигатель разработан в
НПО "Южное" под руководством В.Ф.Уткипа. Он работает на тех же
компонентах топлива: окислителе АТ и горючем НДМГ. Тяга двигателя
в пустоте 81.8 кН, удельный импульс 3110 Н*с/кг при соотношении
компонентов 2,01. Время работы при однократном запуске 118 с, при
двукратном - 116 с.
Двигатель включает в себя камеру, ТНА. восстановительный ГГ, два
пиростартсра, систему выброса генераторных юзов, раму, агрегаты

Отечественные ракеты-носители
117
автоматики И другие элементы. Все агрегаты ЖРД смонтированы на
раме, которая крепится к нижнему шпангоуту бака горючего. Система
выброса генераторных газов, отработавших на турбине ТНА,
обеспечивает управление РН на участке полета третьей ступени по
каналам тангажа, рыскания и крена. Она состоит из газоводов,
газораспределителсй (клапанов перепуска) и восьми неподвижных
газовых сопел - четырех по тангажу и рысканию и четырех по крену.
Газовые сопла размешаются в хвостовом отсеке ступени. Сопла тангажа
и рыскания расположены под углом 35 градусов к продольной оси
ступени. Оба запуска двигателя осуществляются с помощью
пиростартсров (второй пиростартер для сохранения работоспособности
во время первого включения двигателя охлаждается горючим). Перед
повторным запуском внутренние полости двигателя продуваются гелием.
Помимо маршевого двигателя Д-25 третья ступень РН ”Циклон-3"
снабжена специальной жидкостной реактивной системой управления.
Она предназначена для успокоения ступени с КА после отделения, ее
ориентации и стабилизации в "свободном" полете и обеспечения запуска
маршевого двигателя в условиях невесомости. Она работает на тех же
КРТ, что и маршевый двигатель ступени, и фактически представляет
собой ЖРД с вытеснительной подачей компонентов. В состав данной
системы, питаемой из основных баков, входит десять неподвижных
миниатюрных камер, пускоотссчные электрогидроклапаны,
трубопроводы и элементы крепления на ступени. Восемь камер
используется для обеспечения ориентации и стабилизации ступени по
тангажу, рысканию и крену, а две - для создания осевой перегрузки
перед повторным запуском маршевого ЖРД.
При создании ракетно-космического комплекса "Циклон" были
внедрены новые подходы к организации работ по подготовке к пуску
РН. Эго вывело отечественное космическое ракетостроение в середине
60-х. годов на новый качественный уровень. Достаточно заметить, что до
настоящего времени такой комплекс не имеет аналогов за рубежом по
своим эксплуатационным характеристикам.
По предложению КБТМ - разработчика стартового комплекса - базовая
МБР Р-36 была доработана с целью лучшей адаптации к наземному
оборудованию. Эго позволило автоматизировать все основные и многие
из вспомогательных операций. Уровень автоматизации по циклу
предстартовой подготовки и пуска РН "Циклон-2" и "Циклон-3"
составляет 100%, а в целом по работам на комплексе - не менее 80%.

118
Ракеты-носитет НПО "ЮЖНОЕ” и ПО “ПОЛЕТ"
Единственной опасной ручной операцией является повторное
подсоединение заправочных коммуникаций в случае отмены пуска.
Особенности технологии работ, проводимых с РН типа "Циклон"
состоят в следующем. После сборки и проведения горизонтальных
испытаний в монтажно-испытательном корпусе РН укладывается на
специальный транспортно-установочный агрегат. По агрегату проложены
все необходимые коммуникации для связи РН с наземными системами.
Эти коммуникации подсоединяются к РН, а также к плате,
установленной в торце агрегата. Они снабженьг разъемными
устройствами, которые на пусковом столе автоматически
пристыковываются к ответным разъемам коммуникаций стартовых
систем. При этом все сгораемые во время пуска изделия сосредоточены
на транспортно-установочном агрегате и удаляются со стартовой
позиции вместе с ним. Пусковой стол и другие агрегаты не требуют
проведения ремонтных работ после пуска РН.
На стартовом комплексе "Циклон" применены современные средства
управления и контроля и впервые организован процесс управления
подготовкой и пуском РН по единой программе в полностью
автоматическом режиме, начиная с подвода РН к пусковому столу.
Производство всех основных элементов этих добротных РН
осуществляется на Украине: конструкции и ДУ - в Днепропетровске, а
системы управления - в Харькове. Эго обстоятельство в современных
условиях делает перспективы РН "Циклон-2" и "Циклон-3" достаточно
туманными.
Ракета-носитель "Зенит"
Ракета-носитель "Зенит" явилась "лебединой песней" днепропетровского
КБ. Эгот самый совершенный в мире на сегодняшний день носитель
воплотил в себе весь богатейший опьгт отечественной ракетно-
космической отрасли и самые передовые идеи. Замысел предусматривал
создание РН, обладающей уникальными эксплуатационными свойствами:
> возможностью заблаговременной подготовки к применению с
последующим длительным нахождением в готовности к пуску;
> высокой оперативностью пуска (за время нс более полутора .часов
после получения команды);

Отечественные ракеты-носители
119
>	высокой экологической "чистотой" и нетоксичностью всех
используемых компонентов и газов:
>	высокой безопасностью проведения всех пусковых работ путем
реализации концепции "безлюдного" старта;
>	возможностью транспортировки по железной дороге полностью
собранных ступеней без остановки встречного движения и т.д.
Ракета-носитель "Зенит" предназначена для выведения автоматических
КА и пилотируемых космических кораблей на орбиты ИСЗ и
"отлетные" траектории к планетам Солнечной системы.
Решение о разработке РН "Зенит" было принято в 1976 году почти
одновременно с постановлением правительства о создании многоразовой
космической системы (МКС) "Энергия - Буран". Во-многом такое
совпадение было вызвано тем, что в качестве боковых блоков МКС как
раз и предполагалось использовать доработанные первые ступени РН
"Зенит". При этом успешная и опережающая отработка данной ракеты
являлась обязательным условием успешного создания и последней.
Кроме того. РН "Зенит" задумывалась как универсальный базовый
носитель - основа целой серии перспективных РН различных классов.
Первоначальными планами предусматривалось создание комплекса РН
"Зенит" только па космодроме Плесецк. Однако вследствие того, что все
строительные мощности специализированных организаций в то время
были сосредоточены на космодроме Байконур, где создавался комплекс
МКС, первый "зенитовский" старт был построен на Байконуре
(площадка -45). Здесь же в середине восьмидесятых годов начались
летные испытания данной РН. Первый пуск состоялся 13 апреля 1985
года. Проходили они достал очно трудно - из тринадцати первых пусков
два были аварийными. Научно-технический совет космодрома дал
отрицательное заключение по результатам летных испытаний, а акт
Государственной комиссии о приеме "Зенита" на вооружение в 1989
году руководством космодрома был подписан с особым мнением.
Дальнейшие события показали, что такая позиция испытателей
космодрома была правильной, имела под собой реальную основу. При
четырнадцатом пуске 4 октября 1990 года произошла крупная авария.
Из-за отказа на 3 с полета маршевого ЖРД первой ступени РН упала в
газоход пускового устройсг ва, взорвалась и полностью разрушила старт,
не восстановленный до сих пор. Потребовалась срочная доработка РН и,
120
Ракеты-носители НПО “ЮЖНОЕ” и ПО “ПОЛЕТ”
прежде всего, маршевого ЖРД первой ступени. На это ушло около двух
лет.
Последующие пуски доработанной РН проводились со второго
(сохранившегося) пускового устройства стартового комплекса. И пока,
до настоящего времени, крупных неудач с этим носителем не было.
В зависимости от решаемых задач РН "Зенит" может применяться в
двухступенчатом ("Зенит-2") и трехступенчатом ("Зенит-З") вариантах. В
последнем случае в качестве третьей ступени предполагается
использовать разгонный блок "ДМ" (см.раздел 6). Это позволит
выводить КА на высокие и геостационарные орбиты, а также на
"отлегные" траектории.
Стартовая масса ракеты составляет 459 т. Масса конструкции 44,59 т.
Масса полезного груза, выводимого с космодрома Байконур на орбиту
высотой 200 км, составляет до 13,8 т. При этом на геостационарную
орбиту может выводиться около 1 т.
Ракеза-носитель "Зенит" выполнена по традиционной для КБ"Южное"
тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Все ступени
работают на нетоксичных компонентах топлива: жидком кислороде и
керосине.
Конструктивно-компоновочная схема носителя представлена на рис.4.5.
Его длина составляет от 57 до 61,64 м ( в зависимости от
комплектации), а максимальный диаметр равен 3,9 м. Разделение
ступеней осуществляется по полугорячей схеме. Управление РН на
участке полета первой ступени производится с помощью отклонения
Рис.4.5. Ракета-носитель "Зенит-2"
1-головной обтекатель; 2-полезный груз; 3-приборный отсек; 4-бак окислителя
второй ступени; 5-шар-баллоны; 6-межбаковый отсек второй ступени; 7-торовый
бак горючего второй ступени; 8-ЖРД второй ступени РД-120; 9- хвостовой
отсек второй ступени; 10-камера рулевого ЖРД второй ступени; 11- ферменный
переходный отсек; 12-бак окислителя первой ступени; 13-датчик системы
синхронного опорожнения баков; 14-шар-баллоны; 15-межбаковый отсек первой
ступени; 16-бак горючего первой ступени; 17-расходный трубопровод
окислителя; 18-заборное устройство горючего; 19-хвостовой отсек первой
ступени; 20-ЖРД первой ступени РД-170; 21- газоводы к рулевым камерам;
22-камера РД-120.

121

122
Ракеты носители НПО "ЮЖНОЕ" и ПО “ПОЛЕГ’
камер маршевого двигателя, а на участке полета второй ступени - с
помощью специального рулевого двигателя.
Интересной особенностью данной РН является неоптимальное
распределение компонентов топлива по ступеням. Конструкторы
приняли такое решение, чтобы сократить длину первой ступени и
обеспечить возможность ее транспортировки по железной дороге в
полностью собранном виде при существующих ограничениях на
габариты перевозимых по ней грузов. Эго же обстоятельство
предопределило и необычайно плотную для ракет-носителей компоновку
обеих ступеней.
Первая ступень длиной 33,0 м состоит из бака окислителя, межбакового
отсека, бака горючего и хвостового отсека. Все отсеки первой ступени,
включая межбаковый и хвостовой, выполнены для упрощения
конструкции сварными из сплава АМг-6. Соединяются данные отсеки
между собой болтами.
Бак окислителя состоит из цилиндрической обечайки и двух
сферических днищ.Цилиндричсская обечайка собрана из 11 колец,
каждое из которых образовано тремя листами, сваренными встык. На
этих листах методом механического фрезерования выполнены
продольные и поперечные ребра в виде "вафли" (толщина ребра 5 мм,
высота 25 мм, толщина полотна 5 мм, размер ячейки 150x150 мм). В
местах сварки листов и колец толщина материала 15 мм.
Внутри бака окислителя помимо традиционной внутрибаковой арматуры
в районе нижнего днища в двух ярусах расположены титановые баллоны
с гелием. Забор жидкого кислорода из бака осуществляется с помощью
устройства тарельчатого типа. Наддув бака производится гелием,
который предварительно подогревается в специальном теплообменнике.
Межбаковый отсек очень короткий. На его боковой поверхности
имеются технологические люки, используемые при сборке ракеты на
заводе. На внутреннюю поверхность межбакового отсека и
расположенных в нем днищ нанесена теплоизоляция.
Бак горючего также состоит из цилиндрической обечайки и двух днищ.
В центральной части бака в тоннельной трубе проходит расходный
трубопровод окислителя. Цилиндрическая обечайка бака горючего по
конструкции аналогична обечайке бака окислителя. Однако
конструкция днищ иная. С целью повышения плотности компоновки
они выполнены составными. Верхнее днище образовано сферической и
Отечественные ракеты-носители
123
конической оболочками, соединенными шпангоутом. При этом
сферическое днище обращено своей выпуклостью внутрь бака горючего,
то есть эквидистантно нижнему днищу бака окислителя. Нижнее днище
также образовано сферой и конусом. При этом сферическая часть
днища своей выпуклостью также обращена внутрь бака горючего. Забор
керосина из бака осуществляется с помощью устройства сифонного
типа. Наддув бака производится гелием из баллонов, находящихся в баке
окислителя. Гелий нагревается в теплообменнике.
Между баком горючего и хвостовым отсеком расположено мощное
силовое кольцо клепаной конструкции. На нем размещены стартовые
опоры РН, а также кронштейны механизма ее удержания при старте.
Удержание ракеты на старте осуществляется на время, необходимое для
диагностирования запуска и работы маршевого двигателя РН до выхода
его на рабочий номинальный режим.
Это обеспечивает повышение надежности ракеты. При размещении РН
на стартовом устройстве се хвостовой отсек находится ниже нулевой
отметки. Такое расположение отсека позволяет надежно защитить
агрегаты заправочного оборудования от высокотемпературной струи
продуктов сгорания. При этом автостыки наполнительных соединений,
электро- и пневмокоммуникаций находятся на боковой поверхности ХО.
Диаметр хвостового отсека 3,7 м. Он имеез' нетрадиционную для
небаковых отсеков конструкцию, обычно используемую в баках.
Оболочка хвостового отсека сварена из толстых листов сплава АМг, в
которых затем выфрезерованы "вафли". На его боковой поверхности
имеются люки для подстыковки автостыков и обеспечения доступа к
агрегатам двигателя. На ней также размещаются пороховые тормозные
двигатели системы разделения ступеней и коллектор для продувки
отсека азо том.
Внутри хвостового отсека расположен маршевый двигатель первой
ступени ЖРД РД-170. В настоящее время это самый мощный ЖРД в
мире. Ои создан в НПО "Энергомаш" под общим руководством
В.Н.Радовского (ведущий конструктор М.Р.Гнесин). Тяга данного ЖРД у
Земли 7259 КН, а в пустоте достигает 7907 кН. Удельный импульс равен
соответственно 3025 и 3295 Н*с/кг. Время работы двигателя составляет
140... 150 с.
РД-170 является четырехкамерным ЖРД с одним ТНА. Двигатель
выполнен по схеме с дожиганием генераторной) газа, при этом камеры
124
Ракеты-носители НПО "ЮЖНОЕ” и ПО “ПОЛЕТ'
двигателя имеют возможность отклоняться на угол до ±6 градусов в двух
плоскостях. В двигателе используется химическое зажигание
компонентов топлива в камерах и газогенераторах. Масса сухого
двигателя 9600 кг. На двигателе смонтированы агрегаты для наддува
баков первой ступени - теплообменники для подо!рева гелия. Тяга
двигателя передается на корпус РН через специальную раму.
Вторая cTyneHij имеет длину 10,4 м. Она включает в себя приборный
отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего и хвостовой
отсек. Кроме того, вторая ступень комплектуется ферменным
переходным отсеком. При разделении ступеней эта ферма остается на
первой ступени (аналогичная конструкция впервые была использована
на РН "Космос-2").
Приборный отсек сварной конструкции предназначен для размещения
сисгсмы управления ракетой, приборы которого заключены в три
герметичные контейнера, а также рамы для крепления КА (космической
головной части). К этому отсеку стыкуется головной обтекатель РН.
Бак окислителя второй ступени по конструкции аналогичен баку
окислителя первой ступени, отличаясь от него лишь размерами. В нем
также находятся баллоны с гелием для наддува бака горючего.
Бак горючего выполнен в виде цилиндрического тора, во внутреннем
объеме которого располагается маршевый двигатель второй ступени.
Этот бак состоит из двух цилиндрических обечаек (наружной и
внутренней) и двух днищ. Верхнее днище - тороидальное, сферическое,
а нижнее - составное , тороидальное, коническое.
Межбаковый отсек - сварной, из сплава АМг-6. Он крепится к бакам
горючего и окислителя болтовым соединением.
Короткий хвостовой отсек клепаной конструкции выполнен из
алюминиевых сплавов. В нем располагается рулевой двигатель ступени.
Двигательная установка второй ступени состоит из двух ЖРД -
маршевого РД-120 и рулевого . РД-120 разработан в НПО "Энергомаш"
под общим руководством В.Н. Радовского.
Однокамерный ЖРД РД-120 закреплен неподвижно. Он выполнен но
схеме с дожиганием генераторного газа. Его тяга в пустоте равна
830 кН, а удельный импульс 3432 Н*с/кг. Время работы двигателя при
однократном включении 300 с.

Отечественные ракеты-носители
125
Рулевой двигатель - четырехкамерный с одним турбонасосным агрегатом.
Он также выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа. Тяга
двигателя в пустоте 78,5 кН, удельный импульс 3355 Н*с/кг. Камеры
рулевого двигателя могут отклоняться на углы до ±31 градус с помощью
гидроприводов. Продолжительность работы 375 с. Этот рулевой
двигатель разработан в НПО "Южное".
Для защиты КА на атмосферном участке полета используется головной
обтекатель. Его длина может изменяться в зависимости от размеров КА.
На корпусе обтекателя, выполненного из алюминиевых сплавов, имеются
зоны, в которых металлическая обшивка заменена на
стеклопластиковую. Эго позволяет поддерживать прямую радиосвязь КА
с наземными станциями на стартовом комплексе и в процессе выведения
КА на активном участке траектории.
Ракета-носитель "Зенит" обладает выдающимися эксплуатационными
характеристиками. Это, в первую очередь, позволило зарубежным
специалистам оцепить ракетно-космический комплекс "Зенит” как
наивысшее достижение XX века в ракетно-космической технике.
Именно на этом комплексе в результате тесного сотрудничества
разработчиков стартового комплекса (КБ ТМ) и ракеты-носителя
полностью исключены ручные работы по обслуживанию РН как при
подготовке ее к пуску, так и при снятии с пусковой установки, если он
не состоялся. В составе комплекса работают роботизированные
агрегаты, которые, отрабатывая программу автоматизированного
управления, сами устанавливают РН "Зенит" на пусковой стол и
подсоединяют к ней все необходимые коммуникации от наземных
систем. Причем они могут повторять эти операции многократно, в том
числе на заправленной РН с целью слива компонентов топлива.
На стартовом комплексе РН "Зенит" отсутствуют изделия разовою
применения (сгорающие при пуске РН), нс требуется ремонта пусковой
установки после пуска, новую ракету можно пустить уже через 5 часов
после пуска предыдущей с той же пусковой установки. С целью
повышения надежности РН комплекс снабжен системой
диагностирования работы маршевого ЖРД первой ступени в процессе
его запуска.
В работах по подготовке и пуску РН "Зенит" па стартовом комплексе
занято всего пятьдесят операторов, включая руководителя работ. Все
они размещены в защищенном сооружении управления. Функции
операторов заключаются в подготовке и включении систем

126
Ракеты-носители НПО "ЮЖНОЕ" и ПО "ПОЛЕГ
дистанционного автоматизированного управления наземным
оборудованием и бортовыми системами ракеты и в контроле за
процессами подготовки по показаниям приборов и "визуально - с
помощью системы телевизионного наблюдения.
Создание РН "Зенит" явилось результатом совместной напряженной
работы многих организаций и предприятий. С учетом сложившейся
кооперации основные комплектующие элементы к этой РН
изготавливаются, в основном, на предприятиях России и Украины.
Сборка производится на Южном машиностроительном заводе в
Днепропетровске.
После распада СССР носитель стал "украинским", хотя производить его
самостоятельно без России Украина не может. С учетом сложившихся
обстоятельств судьба этой, безусловно перспективной ракеты находится
сейчас в руках политиков. При необходимости достойной заменой
"Зениту" может выступить лишь новый российский носитель типа
"Енисей", который ГКНПЦ им.М.В.Хруничсва предлагает создать на
базе РН "Ангара". Но это пока еще только планы, хотя и достаточно
реальные.

Отечественные ракеты-носители
127
5. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ГОСУДАРСТВЕННОГО
РАКЕТНОГО ЦЕНТРА "КБ ИМЕНИ АКАДЕМИКА
В.П.МАКЕЕВА"
Морские ракеты рождаются на Урале
Ракета-носитель "Штиль-2Н"
Ракета-носитель "Штиль-ЗН"
Ракета-носитель "Беркут"

128
Ракеты носители ГРЦ "КБ им. Макеева
Морские ракеты рождаются на Урале
Конструкторское бюро машиностроения (КБМ), получившее в 1994 году
новое звучное имя Государственный ракетный центр "КБ имени
академика В.П.Макеева" (ГРЦ "КБ им.Макеева"), до недавнего времени
было одним из наиболее закрытых оборонных учреждений. Эго и не
удивительно, так как оно являлось практически единственным в нашей
стране разработчиком одного из важнейших составляющих элементов
стратегической триады - баллистических ракет для подводных лодок
(БРПЛ).
Расположен данный Ракетный центр в одном из самых живописных мест
Южного Урала - в городе Миассе Челябинской области. Но родился он
не в Миассе, а неподалеку - в Златоусте, где в 1947 году на базе
оборонного оружейного завода было сформировано специальное
конструкторское бюро № 385 (СКБ-385), занимавшееся
проектированием ракет дальнего действия. В 1949 году оно стало
самостоятельной организацией и выполняло различные заказы
министерства по ракетной тематике. Средн них интересно отметить
разработку конструкции корпуса ракеты Р-1 из клееной древесины (!).
Этапным в жизни СКБ стал февраль 1953 года, когда Постановлением
Правительства на него была возложена задача освоения и постановки на
серийное производство ракеты Р-11, разработанной в ОКБ-1. Именно с
этого времени СКБ-385 стало приобретать собственное лицо. Огромную
роль в становлении СКБ сыграл Сергей Павлович Королев и весь
коллектив ОКБ-1. В ОКБ-1 проходили стажировку инженерные кадры
из Златоуста. Из ОКБ-1 (и некоторых других организаций) были
направлены на укрепление СКБ ведущие специалисты, включая
Главного конструктора. Им в 1955 году стал один из талантливейших
учеников С.П.Королева 30-летний ведущий конструктор ракеты Р-11
Виктор Петрович Макеев - в будущем академик.
Эго назначение было сделано по личному представлению С.П.Королева
и оказало решающее влияние на судьбу СКБ-385. На уральской земле
Виктор Петрович стал выдающимся конструктором и руководителем -
основа гелем уральской "макеевской" школы в ракетостроении.
Бесспорным признанием его заслуг и высокого авторитета служит тот
факт, что в 1976 году Макееву был предложен пост министра общего
машиностроения. Однако он отказался, сохранив верность КБМ.

Отечественные ракеты-носители
129
Назначение В.П.Макеева Главным конструктором СКБ совпало с новым
правительственным заданием - обеспечением выпуска рабочей
документации, проведением отработки и постановкой серийного
производства первой отечественной морской ракеты Р-11ФМ,
предназначенной для стрельбы с подводной лодки, находящейся в
надводном положении. Именно с этой разработки начал формироваться
профиль СКБ-КБМ, превратившегося в последующем в головную
организацию страны по созданию и развитию специфического
напрашгения отечественного ракетостроения - морских ракетных
комплексов.
Завоевать авторитет и оттеснить другие фирмы, претендовавшие на
"морские" заказы, совсем молодому КБ было очень непросто -
достаточно сказать, что по одному из проектов еще в "хрущевские" годы
СКБ пришлось конкурировать с ОКБ В.Н.Челомея. Но всегда уральские
конструкторы делом доказывали свое превосходство. Для сражения -
ракета, разработанная в ОКБ-52, была в 1,5 раза длиннее, в 1,1 раза
больше по диаметру и в 1,5 раза тяжелее.
Возросшие масштабы деятельности потребовали расширения СКБ. С
этой целью в 1959 году оно перебазируется в Миасс - здесь с 1955 года
велось строительство дублера НИИ-88. В его корпусах и разместились
морские ракетчики, создав со временем красивый и уютный
Машгородок.
КБМ выделялось в системе Министерства общего машиностроения и
своей структурой управления, которую удалось "пробить" Макееву. Суть
ее состоит в том, что Генеральный конструктор является начальником
предприятия, включающего в себя конструкторское бюро И опытное
производство (завод). При этом директор завода является первым
заместителем начальника предприятия. В других организациях подобная
цепочка была разорвана (хотя формально и существовала). Это
организационное решение сыграло решающую роль в успешном
решении основополагающих для КБМ технологических и
производственных проблем.
Под руководством академика В.П.Макеева (в 1977 году он становится
Генеральным конструктором) в КБМ разрабатываются уникальные
образцы жидкостных БРПЛ, главным идеологом и горячим сторонником
которых как раз и являлся Генеральный конструктор.

130
Ракеты-носители ГРЦ "КБ им. Макеева
Затем, когда по решению тогдашнего руководства ВПК КБ
перенацеливается на создание твердотопливных ракет, оно с честью
справляется и с этой сложной задачей. Таким образом. КБМ становится
многопрофильным и накапливает богатейший опыт создания как
жидкостных, так и твердотопливных баллистических ракет большой
дальности и минимальных габаритов.
После кончины 28 октября 1985 года академика В.П.Макеева
руководителем КБМ был назначен Генеральный директор НПО
автоматики из г. Екатеринбурга Игорь Иванович Величко. НПО
автоматики являлось ближайшим смежником КБМ.
Произошедшие в нашей стране большие перемены поставили перед
уральскими конструкторами ряд новых трудных задач, среди которых
одна из важнейших - конверсия. В этом плане КБМ выбрало путь,
связанный с созданием исследовательских и коммерческих ракетно-
космических систем. Базой такого выбора служит богатейший научно -
технологический и производственный потенциал, накопленный при
разработке и изготовлении БРПЛ, а также специальная программа
использования снимаемых с вооружения боевых ракет путем их
переоборудования в ракеты-носители для запуска КА исследовательского
и коммерческого назначения.
Первый шаг на этом пути был сделан в направлении использования в
мирных целях уже существующих боевых ракет при их минимальных
доработках. Одной из них, в частности, явилась модифицированная
ракета РСМ-25, получившая название "Зыбь". С использованием этой
ракеты в кооперации с ВМФ в 1991 и 1993 годах было выполнено три
экспериментальных пуска для отработки ряда перспективных
технологий, связанных с использованием условий микрогравитации,
возникающих в суборбитальном полете. Эти пуски были произведены с
подводных лодок.
В рамках данного направления предполагается также применять более
мощные БРПЛ типа РСМ-40 ("Высота"), РСМ-50 ("Волна") и наиболее
совершенную на сегодняшний день жидкостную БРПЛ РСМ-54
("Штиль-1"). При этом полезный груз планируется размещать
практически в тех же объемах, что и боевое оснащение данных ракет, а
запуски также производить с подводных лодок ВМФ.

Отечественные ракеты-носители
131
В последующем предлагается создать на базе имеющихся БПРЛ РСМ-52
и РСМ-54 более мощную РН "Прибой", пуски которой будут
производиться с открытой поверхности моря.
Второе направление в космической деятельности КБМ связано с
задействованием для запусков своих РН наземной испытательной ба<ы
Северного флота, расположенной в районе Архангельска на побережье
Белого моря (п.Ненокса). Ранее она использовалась для отработки БРИЛ
и имеет для этого всю необходимую инфраструктуру, в том числе
пристартовые измерительные пункты.
Использование наземных стартов позволит существенно улучшить
тактико-технические характеристики конверсируемых РН, так как при
этом резко ослабляются все габаритные ц другие ограничения, имеющие
очень существенное значение для подводных лодок.
Так на базе РН "Штиль-1" для наземных стартов разработана
модификация "Штиль-2Н", которая имеет новый отсек полезного груза
повышенной размерности. В ходе дальнейшей модификации созданы
еще две РН:. "Штиль - ЗН" с существенно улучшенными
характеристиками, а также самый мощный из предлагаемых КБМ
конверсионных носителей с наземным стартом - РН "Беркут" (наземный
аналог РН "Прибой").
При практическом освоеиии упомянутых РН в России вполне вероятно
появление еще одного космодрома, расположенного на северном
морском побережье и отчасти лишенного ряда отмеченных ранее
недостатков континентальных отечественных космодромов.
Учитывая особенности конструкции своих ракет, разработчики КБМ с
целью повышения их характеристик предложили еще одно оригинальное
направление их модернизации - применение воздушного (авиационного)
старта. Причём наибольший интерес здесь представляют две РН -
"Штиль-3А" (воздушный аналог РН "Штиль-ЗН") и "Риф-МА".
Последняя, кстати, разработана на базе твердотопливной БРПЛ РСМ-52.
Эти РН относятся к ракетам мобильного базирования и подробно будут
рассмотрены в специальном выпуске данной серии книг.
Среди новых интересных разработок ГРЦ "КБ им.Макеева" необходимо
упомянуть ракетно-космический комплекс нового поколения "Рикша-Г,
основу которого составляет РН легкого класса с тем же названием
(стартовая масса РН 64 т, масса полезного груза до 1,7 т). Главной
особенностью этой двухступенчатой ракеты является использование

132
Ракеты-носители ГРЦ "КБ им. Макеева
новых экологически чистых и дешевых компонентов ракетного
топлива - жидкого кислорода и сжиженного природного газа (метана).
Для данной РН предлагается три вида старта:
>	стационарный (основной вариант) в виде быстровозводимого
стартового комплекса с максимальной заводской готовностью;
>	мобильный - с полным комплексом средств хранения топлива и
оборудования для осуществления пуска;
>	морского базирования с дооборудованных траулеров.
Основные типы РН ГРЦ наземного базирования представлены на рис.5.1.
К их особенностям следует отнести высокий уровень унификации, так
как все они созданы на основе развития одной исключительно удачной
конструкции - РСМ-54, причем во всех РН практически без изменений
использованы две ее первые (базовые) ступени.
В РСМ-54 нашел воплощение весь богатейший опыт макеевской школы
ракетостроения. Данная ракета, как и ее предшественницы (РСМ-40 и
РСМ-50), нс имеет аналогов среди отечественных и зарубежных ракет.
Эго привело и к необычности РН, разработанных в ГРЦ на ее основе.
Среди основных особенностей носителей из Миасса необходимо
отметить следующие.
1. Необычайно высокая плотность компоновки, что существенно
сокращает их габаритные размеры по сравнению с "традиционными" РН
близкой грузоподъемности (см.рис. 1.5). Такая плотность была
достигнута за счет принятия ряда революционных решений:
>	отказ от "сухих" отсеков, включая межбаковые и межступенные,
путем применения совмещенных днищ и размещения двигателей в
баках ракеты (их "утопление" в компонентах топлива);
>	совмещение функций нескольких элементов ракеты в одном (корпус
приборного отсека - переднее днище бака, рама двигателя - заднее
днище ступени, переднее днище ступени - ниша верхней ступени и'
т.н.).*
Следует отметить, что такая компоновка порождает ряд особенностей
морских ракет, среди которых можно выделить повышенную
теплонапряженность процессов в баке при работе двигателя из-за его
"утопления" в компоненте, а также сложную геометрию топливных
баков, требующую специальных решений по системам забора и подачи

133
Рис.5.1. Ракеты-носители наземного базирования Государственного ракетного центра "КБ имени академика В.П.Макеева"

134
Ракеты-носители ГРЦ ‘КБ им. Макеева
компонентов топлива на вход двигателя и системам синхронного
опорожнения баков. Все эти проблемы были успешно решены
уральскими конструкторами.
2.	Оригинальная конструкция РН, в которой практически исключены
все разъемные соединения отсеков и ступеней - единый, цельносварной
корпус ракеты. В нем обеспечены герметичные, прочноплотные
соединения разнородных металлов (алюминиевых сплавов и сталей).
Цилиндрические обечайки корпуса, а также все днища имеют
вафельную конструкцию. Все элементы изготавливаются с высокой
точностью.
3.	Уникальная технология работ с РН, не имеющая аналогов в мире: РН
целиком изготавливается на заводе в виде единого целого, сборка ее на
космодроме не требуется. При подготовке необходимо только
подстыковать головной блок - КА и обтекатель. Более того, РН
заправляется компонентами ракетного топлива тоже в заводских
условиях, после чего ампулизирустся. Вследствие этого устройство
стартового комплекса резко упрощается, так как на нем отсутствуют
системы заправки со всеми вытекающими негативными последствиями
(трудности заправки, транспортировки заправленной ракеты на большие
расстояния и другие возложены на специализированные организации).
4.	"Экологическая чистота" РН, обеспечиваемая помимо заводской
заправки компонентами топлива (отсутствие проливов и прочее) также и
циклограммой работы двигательных установок - их останов
производится при полной выработке одного из компонентов, а остатки
второго минимизированы за счет применения расходомерных систем
синхронного опорожнения баков.
5.	Высокий уровень автоматизации всех проверочных предпусковых и
пусковых работ, минимальное количество обслуживающего персонала.
Повышенная безопасность проведения пуска, осуществляемого из
прочной пусковой шахты. По-видимому, в будущем можно будет
говорить и о высоком уровне надежности этих РН, основанном на
соответствующей надежности базовых БРПЛ, подтвержденной их
многочисленными испытательными пусками.
/
Ракета-носитель "Штиль-2Н"
Ракета-носитель "Штиль-2Н" создана на базе модернизации базовой
БРПЛ - РСМ-54. Эта ракета явилась последней разработкой КБМ в

Отечественные ракеты-носители
135
области жидкостных БРПЛ. Ею оснащены атомные подводные лодки
"Дельфин" (по западной классификации Delta-4).
На основе этой БРПЛ были разработаны все РН ГРЦ (см. рис.5.1).
Однако РН "Штиль-2Н", пожалуй, можно считать космическим
"первенцем" ГРЦ, так как РН "Штиль-Г незначительно отличалась от
базовой модели.
Общий вид и компоновочная схема РН "Штиль-2Н" представлены на
рис.5.2. Эта трехступенчатая (а точнее 3,5-ступенчатая) ракета
выполнена по схеме с поперечным делением ступеней ("тандем"). На
всех ступенях применяются долгохранимые КРТ: окислитель АТ и
горючее НДМГ. При этом заправка РН топливом осуществляется на
заводе изготовителе, после чего она ампулизируется и в дальнейшем
дополнительного обслуживания в этом плане не требует.
Длина данной РН 17,3 м, максимальный диаметр 1,9 м. Стартовая
масса 40,3 т. Она способна выводить на круговую орбиту с высотой
200 км и наклонением 70 традусов полезный груз массой до 265 кг, а на
орбиту высотой 700 км и тем же наклонением - до 90 кг. Объем отсека
полезного груза составляет 3,0 кубических метра. КА размещается в
передней части РН под аэродинамическим обтекателем.
В качестве первой ступени РН используется первая'ступень базовой
ракеты. Она состоит из топливного отсека, хвостового отсека и ЖРДУ,
включающей в себя маршевый ЖРД и четырехкамерный рулевой ЖРД.
Оба двигателя имеют турбонасосную систему топливоподачи с
дожиганием генераторного газа.
Корпус ступени выполнен из алюминиевого сплава в виде единого
цельносварного топливного отсека. Высокое качество сварки
обеспечивается тем, что она производится электронным лучом в вакууме.
Полости горючего и окислителя разделены сферическим двухслойным
днищем. Нижнее днище бака горючего сделано коническим и
обеспечивает передачу тяги маршевого и рулевого двигателей.
Соединение этого днища и маршевого ЖРД осуществлено сварКой через
специальное биметаллическое кольцо по периметру расширяющейся
части реактивного сопла ближе к его срезу.
Таким образом, маршевый ЖРД первой ступени "утоплен" в полости
горючего. Здесь же утоплен и турбонасосный агрегат рулевого двигателя.
Забор горючего в ЖРДУ осуществляется с помощью заборника в виде
кольцевого короба. Заборное устройство окислителя тарельчатого типа.

136
a - общий вид;
б - компоновочная схема;
1	- головной обтекатель;
2	- третья ступень;
3	- вторая ступень;
4	- полость окислителя
второй ступени;
5	- полость горючего
второй ступени;
б	- ЖРД второй ступени;
7	- первая ступень;
8	- полость горючего
первой ступени;
9	- полость окислителя
первой ступени;
10	- маршевый ЖРД
первой ступени;
11	- рулевые ЖРД первой
ступени.
Рис. 5.2. Ракета-носитель мШтнль-2Н”

Отечественные ракеты-носители
137
Через полость горючего по ее центру проходит расходный трубопровод
окислителя, заключенный в тоннельную трубу. Все соединения
внутрибаковой арматуры - сварные.
Верхним днищем полости окислителя служит нижнее днище полости
окислителя второй ступени, а межступенной отсек отсутствует.
Маршевый ЖРД второй ступени утоплен в полости окислителя первой.
Цилиндрические обечайки топливного отсека, а также все днища имеют
вафельную конструкцию, выполненную механическим фрезерованием
исходной заготовки большой толщины. Днища приварены к
цилиндрической обечайке с помощью шпангоутов. По-видимому, в
цилиндрические обечайки вварены также достаточно мощные
промежуточные шпангоуты, по периметру которых на базовой ракете
были расположены пояса резиновых амортизаторов.
Наддув баков в полете осуществляется по традиционной для ракет КБМ .
схеме - полости горючего восстановительным газом, отбираемым после
турбины ТНА рулевого двигателя, а наддув полости окислителя -
"кислым" газом, отбираемым после турбины маршевого ЖРД.
В очень коротком хвостовом отсеке (фактически это развитый
шпангоут) находятся некоторые агрегаты ЖРДУ, а также расположены
четыре рулевые камеры с приводами, которые обеспечивают управление
полетом РН. Камеры размещены в шарнирных подвесах консольного
типа.
Анализ массовых и геометрических параметров РН "Штиль-2Н" ,,
показывает, что они могут быть получены лишь при условии, что
двигатель первой ступени обладает рекордными для современного
ракетного двигателестроения характеристиками, а соответственно и
высоким конструктивным совершенством.
Первая и вторая ступени соединены между собой с помощью сварки по
периметру оболочки. Никаких специальных соединительных элементов
нет.
Разделение ступеней производится по "холодной" схеме, конструктивное
выполнение которой отличается оригинальностью. Разрыв механической
связи между первой и второй ступенями осуществляется после
отключения ЖРДУ первой ступени с помощью удлиненного
кумулятивного заряда (УКЗ), проложенного по периметру
цилиндрической оболочки полости окислителя в районе нахождения
среза сопла ЖРД второй ступени (для исключения соударения сопла
138
Ракеты-носители ГРЦ "КБ им. Макеева"
двигателя с первой ступенью). После его подрыва разделение ступеней
осуществляется под действием газов наддува полости окислителя первой
ступени. Они же обеспечивают эффективное торможение первой
ступени. При этом часть газов, заключенная в пространстве между ЖРД
второй ступени и оболочкой цилиндрической обечайки полости
окислителя первой ступени, истекая через узкий кольцевой зазор между
срезом сопла двигателя и оболочкой, создает продольное ускорение,
необходимое для запуска ЖРД второй ступени. Другая часть газов,
находящаяся в нижней части полости окислителя первой ступени (за
срезом сопла), обеспечивает эффективное торможение первой ступени.
Включение ЖРД второй ступени осуществляется практически
одновременно с подрывом УКЗ. Выход его на режим полной тяги
производится очень быстро, так как осевая перегрузка создастся газами
наддува в течение короткого промежутка времени. После разделения
ступеней ЖРД второй ступени оказывается как бы в своеобразном
хвостовом отсеке, представленном частью оболочки полости окислителя
первой ступени. Этот "хвостовой отсек" сбрасывается путем подрыва
УКЗ, проложенных по его периметру в районе сварки со второй
ступенью, а также по образующим.
Вторая ступень включает в себя короткий переходный отсек,
цельносварной топливный отсек и маршевый ЖРД. Элементы
конструкции второй ступени изготовлены, как и на первой ступени, из
алюминиевого сплава (АМг-б). Топливный отсек изготовлен из оболочек
• вафельной конструкции, выполненных механическим фрезерованием. В
отличие от топливного отсека первой ступени в этом отсеке полость
окислителя расположена под полостью горючего.
Нижнее днище, разделяющее полости окислителя первой и второй
ступеней, состоит из сферы и усеченного конуса. Сфера направлена
выпуклостью внутрь бака окислителя второй ступени и служит нишей
для размещения ЖРД второй ступени. Коническая часть днища
обеспечивает передачу тяги ЖРД второй ступени. Промежуточное
двойное днингс - сферическое. Верхнее днище полости горючего
выполнено сост авным из двух усеченных конусов и полусферы. В
образованной им нише располагается ЖРД третьей ступени. В отличие
от двигателей первой гг второй ступеней он не "утоплен" и размещен в
"сухом" отсеке.
Короткий переходный отсек служит для соединения второй и третьей
ступеней. Он представляет собой цилиндрическую оболочку вафельной
Отечественные ракеты-носители
139
конструкции из алюминиевого сплава. Этот отсек герметичен и
наддувается. В средней части переходного отсека но его периметру
проложен УКЗ для разделения ступеней. Оно осуществляется по
"холодной" схеме.
ЖРД второй ступени разработан в Конструкторском бюро химического
машиностроения (КБХМ). Это однокамерный двигатель с турбонасосной
системой подачи топлива. Он выполнен по экономичной замкнутой
схеме с дожиганием окислительного генераторного газа.
Камера двигателя закреплена в карданном подвесе. Управление полетом
РН по тангажу и рысканию осуществляется путем ее поворота, а по
крену - с помощью специальных сопел крена, в которые подастся
генераторный газ, отбираемый после турбины ТНА.
Постоянный режим работы ЖРД поддерживается регулятором расхода
горючего в газогенератор. Соотношение расходов компонентов топлива
в камере регулируется дросселем. Отличительными особенностями
двигателя, обеспечивающими существенное улучшение характеристик
ракеты, являются следующие:
>	останов ЖРД происходит по израсходовании одного из компонентов
топлива, т.с. двигатель работает до полной выработки одного из
компонентов, что требует принятия специальных мер по
поддержанию соотношения компонентов в газогенераторе в процессе
останова. Для этого в двигателе имеется специальный пироузел
закрытия пускоотсечпых клапанов, срабатывающий при снижении
тяги ЖРД, и стабилизатор соотношения компонентов в
газогенераторе при останове, обеспечивающий невозгоранис
элементов конструкции двигателя при израсходовании окислителя;
>	время выхода двигателя на режим находится в узком диапазоне
0.13±0,03 с. Для обеспечения такого диапазона разработан ряд
конструктивных мероприятий, таких как предварительное
заполнение полостей двигателя компонентами топлива до
пускоотсечных клапанов, исполнение с минимальными объемами
полостей перед форсунками камеры и газогенератора, исполнение
специального замедлителя поступления горючего в газогенератор,
регламентирующего темп повышения температуры газов в
газогенераторе при пуске;

140
Ракеты-носители ГРЦ ‘КБ им. Макеева
> удельный импульс двигателя вследствие высокого конструктивного
совершенства доведен до предельного значения, близкого к
теоретически достижимому уровню.
Третья ступень РН также выполнена в виде единого цельносварного
блока. В ее состав входят переходный отсек, топливный отсек, приборы
системы управления, маршевый ЖРД и доводочная ЖРДУ. Маршевый
ЖРД сбрасывается в полете по выработке части топлива (подобная
схема со сбросом ЖРД, но первой ступени используется американцами
на РН "Атлас").
Переходный отсек имеет коническую форму. В его верхней части
располагаются приборы системы управления, под ними - агрегаты
доводочной ЖРДУ. К верхнему шпангоуту переходного отсека крепится
коническая проставка и головной аэродинамический обтекатель. На
проставку осуществляется установка КА. В нижней своей части
переходный отсек приварен к топливному отсеку. Сверху он закрывается
сферическим колпаком, снизу - ограничен верхним днищем топливного
отсека. На боковой поверхности переходного отсека по плоскостям
стабилизации установлено четыре аэродинамических обтекателя, под
которыми располагаются камеры и сопла доводочной ЖРДУ. Под ними
в районе истечения горячих газов из камер и сопел на поверхность
отсека нанесена теплозащита.
Особенностью топливного отсека является то, что он имеет коническую
форму. Все остальные конструктивные решения типовые - верхнее
днище отсека является нишей для размещения агрегатов доводочной
ЖРДУ, нижнее - рамой для передачи тяги маршевого двигателя.
Компоненты топлива разделены промежуточный днищем. Конструкция
оболочек топливного отсека и днищ - вафельная.
Маршевый ЖРД, как и доводочная ЖРДУ, разработаны в КБХМ.
Однокамерный маршевый двигатель имеет турбонасосную подачу
топлива и выполнен по схеме с дожиганием окислительного
генераторного газа. Заданный режим работы двигателя поддерживается
регулятором постоянного расхода горючего в газогенератор.
Соотношение расходов компонентов топлива регулируется дросселем.
Запуск двигателя осуществляется пиростартером. Оптимальным
вариантом для двигателя такой размерности является применение
центростремительной турбины, организация запуска которой от
порохового стартера является сложной проблемой из-за возможного

Отечественные ракеты-носители
141
"запирания" турбины при опережении поступления одного из жидких
’ компонентов топлива в газогенератор. Проблема была успешно решена
применением особой системы заполнения полостей двигателя при пуске.
Двигатель имеет устройство для отделения его от основной части
ступени по окончании работы и для перекрытия трубопроводов,
соединяющих отделяемый двигатель с баковой системой.
Доводочная ЖРДУ предназначена для выполнения следующих функций:
управления третьей ступенью ракеты (во время работы маршевого
двигателя третьей ступени) и управления ступенью после отделения
маршевого двигателя. Она также служит для "доводки" скорости полета
РН до заданного значения. ЖРДУ - четырехкамерная, с турбонасосной
системой подачи топлива, трехрежимная, с многократным
переключением режимов, с автоматическим их регулированием при
помощи регулятора тяги (давления) двигателя, стабилизаторами
соотношения расходов компонентов'топлива через камеры, через
основной газогенератор и газогенератор наддува. Четыре камеры
установки включаются многократно, восемь сопел действуют
непрерывно. Камеры и сопла сгруппированы в блоки, каждый из
которых включает в себя одну камеру и два сопла.
Усилия и моменты, необходимые для управления угловым положением
ступени, создаются перераспределением тяг между камерами и соплами
соответствующей плоскости стабилизации (при этом сумма тяг камер и
сопел в каждой паре остается постоянной). Перераспределение тяг
между камерами и соплами производится соответствующими дросселями,
управляемыми рулевыми машинами,
t
Наиболее сложной проблемой при создании этого двигателя было
обеспечение работоспособности двухрежимного турбонасосного агрегата,
когда расход 'компонентов топлива на малом режиме уменьшается более
чем в 20 раз, а при компоновке агрегатов двигателя на горячем днище
бака температура элементов конструкции двигателя также возрастает,
что приводит к кавитационному срыву работы насосов. Проблема была
решена путем минимизации расходов компонентов через магистрали
двигателя в паузах работы камер для охлаждения элементов конструкции
двигателя. При этом насос окислителя выполнен двухступенчатым, и в
колесе первой ступени по его оси образован канал для отвода
выделявшегося во входном трубопроводе растворенного газа с
некоторым количеством жидкости. В импеллере смесь газа с жидкостью
разделяется, и газ выбрасывается в окружающее пространство.

142
Ракеты-носители ГРЦ “КБ им. Макеева
Аэродинамический обтекатель, под которым устанавливается КА, по-
видимому, выполнен из композиционного материала с сотовым
заполнителем. Он имеет цилиндро-коническую форму. Диаметр
цилиндрической части равен диаметру нижних ступеней, поэтому для
осуществления стыковки с переходным отсеком третьей ступени,
диаметр которого в месте стыковки меньше, нижняя часть головного
обтекателя выполнена конической. Верхняя коническая часть
обтекателя имеет затупление сферической формы.
Запуск РН "Штиль-2Н" осуществляется с наземного стационарного
стенда. Он имеет в своем составе пусковую шахту, аналогичную шахте
подводной лодки, командный пункт и монтажно-испытательный корпус.
Шахта смонтирована в специальном сооружении. Загрузка ракеты в
шахту осуществляется через крышу сооружения с помощью обычного
стрелового крана. Стенд оснащен всем необходимым технологическим
оборудованием, измерительной и контрольно-испытательной
аппаратурой для пристыковки КА, комплексной подготовки РН к пуску
и его проведения.
Ракета-носитель "Штиль-ЗН"
Ракета-носитель "Штиль-ЗН" также создана на базе глубокой
модернизации базовой БРПЛ - РСМ-54 (в рамках проекта комплекса
"Ссверкосмос". Она практически полностью унифицирована с РН
"Штиль-ЗА", использующей авиационный старт (комплекс
"Аэрокосмос"). По-видимому, создание наземного варианта преследовало
цель ускорить отработку перспективного носителя воздушного
базирования. С технической точки зрения наличие двух одинаковых РН,
использующих разные виды старта, дает уникальный шанс получить их
сравнительные характеристики. В то же время РН "Штиль-ЗН" будет
иметь определенные резервы для своего развития, учитывая разные
условия нагружения РН с авиационным и наземным стартом.
Общий вид РН "Штиль-ЗН" представлен на рис.5.3. Эта четырех-
ступснчатая ракета выполнена по схеме с поперечным делением
ступеней (’тандем"). На всех ступенях применяются те же
долгохрапимыс КРТ: окислитель АТ и горючее НДМГ. При этом
заправка РН топливом осуществляется па заводе изготовителе, после
чего опа ампулизирустся.

143
I - головной обтекатель,
2	- космический аппарат,
3	- четвертая ступень;
4	- полость окислителя топливного
отсека третьей ступени,
5	- полость горючего топливного
отсека третьей ступени;
6	- ЖРД третьей ступени,
7	- первая и вторая ступени базовой
ракеты РСМ-54.
Рис. 5.3. Ракета-носитель “Штиль-ЗН”

144
Ракеты-носители ГРЦ "КБ им. Макеева
Длина данной РН 18,7 м, максимальный диаметр 1,9 м, стартовая масса
45.6 т. Она способна выводить на круговую орбиту с высотой 200 км и
наклонением 78 градусов полезный груз массой до 430 кг, а на орбиту
высотой 800 км и тем же наклонением - до 225 кг. Объем отсека
полезного груза составляет 3,6 кубических метра.
В качестве первой и второй ступени РН используются ступени базовой
ракеты с небольшими доработками хвостовой части первой ступени. Эти
ступени унифицированы со ступенями РН "Штиль-2Н", описанными
выше.
Третья ступень РН разработана на основе третьей ступени базовой
ракеты. При этом изменена ее форма и конструкция бакового отсека,
что позволило почти вдвое увеличить запас топлива на этой ступени.
Третья ступень состоит из переходного и топливного отсеков, а также
ЖРД.
В переходном отсеке цилиндрической формы размещается четвертая
ступень РН. На его боковой поверхности смонтирована антенна системы
телеизмерений. На верхний торцевой шпангоут переходного отсека
устанавливается головной аэродинамический обтекатель и две
конические проставки. К верхней пристыковывается КА, на нижней
"висит" четвертая ступень РН.
В состав топливного отсека, выполненного из сплава АМг-6, входят
цилиндрическая обечайка и три днища: верхнее, среднее
(промежуточное) и нижнее. Двухслойное среднее днище делит его на две
полости - окислителя и горючего. Верхнее и среднее днища выполнены
сферическими, а нижнее в виде усеченного конуса. Оно служит также
для передачи тяги двигателя. Верхнее днище обращено внутрь полости
окислителя с целью повышения плотности компоновки при размещении
четвертой ступени. Все днища, как и цилиндрическая обечайка,
выполнены "вафельными". Внутри полостей находятся радиальные
демпфирующие перегородки, заборные устройства сифонного типа и
другая внугрибаковая арматура.
Однокамерный ЖРД третьей ступени разработан в КБХМ. Он
практически не отличается от соответствующего ЖРД РН "Штиль-2Н",
однако выполнен, в отличие от последнего, несбрасываемым, что
приблизило "Штиль-ЗН" к классическим канонам. С помощью короткой
фермы двигатель крепится непосредственно к нижнему торцевому
шпангоуту меньшего основания конического днища. До разделения

Отечественные ракеты-носители
145
ступеней двигатель располагается в герметичной полости сложной
формы, образованной нижним днищем топливного отсека третьей
ступени, цилиндрической обечайкой переходного отсека второй ступени
и составным верхним днищем бака окислителя второй ступени. Здесь
же, по-видимому, находятся и исполнительные органы для управления
РН на участке полета третьей ступени.
Четвертая ступень разработана специально для данной РН. Однако при
ее создании использованы элементы ступеней разведения БРПЛ КБМ.
Конструктивно ступень состоит из двух крупных блоков,
расположенных последовательно - контейнера, в котором размещаются
приборы системы управления, и блока двигательной установки.
Герметичный контейнер с приборами состоит из цилиндрической
оболочки и двух сферических днищ. К нижнему торцевому шпангоуту
контейнера крепится коническая проставка и ферма.
Проставка своим нижним большим основанием опирается на верхний
шпангоут переходного отсека третьей ступени. К ферме снизу стыкуется
блок двигательной установки. Его основу составляет сферический
двухполостной бак из АМг-6. Внутри бака установлены подвижные
диафрагменные разделители полостей газа й жидкости (компонентов).
На боковой поверхности бака по плоскостям стабилизации
смонтированы камеры двигателей. Нижняя часть бака снабжена
Теплозащитой в виде усеченного конуса. Верхняя часть топливного бака
закрыта теплоизоляцией.
Двигательная установка этой ступени разработана в КБХМ с
использованием принципиально новых технических решений. В
частности, в ней применена вытеснительная система подачи топлива в
импульсные жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ).
(Блок подачи ДЛЯ нее разработан в ГРЦ).
Для уменьшения расхода газа на наддув топливных баков впервые
использованы в качестве газа наддува высокотемпературные продукты
каталитического разложения гидразина в блоке газогенерации, которые
подаются в полости наддува окислителя и горючего двухполостного
сферического бака.
В качестве рабочего тела для вытеснения гидразина из емкости в
газогенератор используется азот, вырабатываемый азидным зарядом
порохового аккумулятора давления.

Ракеты-носители ГРЦ ‘КБ им. Макеева’
Головной аэродинамический обтекатель РН "Штиль-ЗН" отличается от
обтекателя ее предшественницы несколько большей длиной
цилиндрического участка и отсутствием нижнего конического участка.
Пуск РН производится с того же стартового стенда, с которого
предполагается запускать РН "Штиль-2Н".
Ракета-носитель "Беркут"
Подобно тому, как РН "Штиль-ЗН" имеет своего авиационного двойника
- РН "Штиль-3А", так и у "Беркута" есть близнец, но морской. Им
является РН "Прибой". При создании этих, наиболее мощных своих
носителей, ГРЦ практически закрыл бы существующие "ниши" по
грузоподъемности РН для запуска легких КА.
"Беркут" и "Прибой" создаются на базе двух разработок КБМ -
жидкостной РН "Штиль-ЗН" и твердотопливной БРПЛ РСМ-52. Этой
мощной баллистической ракетой со стартовой массой белее 90 т
оснащены атомные подводные крейсера стратегического назначения
"Акула". Опережающее появление "Беркута" позволит облегчить
решение проблем нетрадиционного морского старта РН "Прибой".
РН "Беркут" способна выводить на круговые орбиты высотой 200 км
полезные грузы массой до 2400 кг при наклонении орбиты КА ноль
градусов (при пусках из экваториальных областей) и 1840 кг при
наклонении орбиты в 90 градусов.
Общий вид и компоновочная схема РН "Беркут" представлены на
рис.5.4. Эта пятиступенчатая РН также выполнена по схеме "тандем".
Первая ступень - твердотопливная, а верхние четыре ступени -
жидкостные. В качестве жидкостного блока применяется РН "Штиль-
ЗН". А первой ступенью "Беркута" служит первая ступень БРПЛ РСМ-
52. Стартовая масса РН около 100 т, длина ракеты - 27,5 м, диаметр
корпуса первой ступени - 2,4 м, а диаметр верхних ступеней - 1,9 м.
Первая ступень состоит из переходного отсека, твердотопливного
двигателя и хвостового отсека.
Переходный о^сек конической формы предназначен для соединения
первой и последующих ступеней. Учитывая большую массу, а также
габариты этой РН, ее первая ступень и единый жидкостной блок из
четырех верхних ступеней транспортируются раздельно, а затем
стыкуются уже на технической позиции космодрома (полигона).

147
I - головной обтекатель под полезный груз
до 2400 кг;
2	- головной обтекатель под полезный груз
до 1200 кг;
3	- космический аппарат;
4	- пятая ступень;
5	- полость окислителя четвертой ступени;
6	- полость горючего четвертой ступени;
7	- ЖРД четвертой ступени;
8	- третья ступень;
9	- вторая ступень;
10	- первая ступень;
11	- заряд твердого топлива двигателя
первой ступени;
12	- сопло РДТТ первой ступени.
Рис. 5.4. Ракета-носитель “Беркут”

148
Ракеты-носители ГРЦ “КБ им. Макеева
Твердотопливный ракетный двигатель (РДТТ) для первой ступени РН
разработан в НПО "Искра". Его корпус изготавливается намоткой из
синтетического Волокна типа СВМ и выполнен в виде цельного кокона.
Для крепления соплового блока и воспламенительного устройства
соответственно в нижнее и верхнее днища вмотаны фланцы из
алюминиевого сплава. Днища намотаны зацсло с цилиндрической
частью корпуса, которая имеет цельномотанные законцовки с
алюминиевыми стыковочными шпангоутами для соединения РДТТ с
соседними отсеками первой ступени.
Корпус заполнен прочноскрепленным с ним зарядом смесевого топлива.
Заряд имеет центральный цилиндрический канал, расширяющийся в
зоне размещения соплового блока. Давление при горении топлива
достигает, по-видимому, уровня 12-15 МПа.
Сопловой блок выполнен из композиционных материалов. Он закреплен
неподвижно в корпусе и утоплен внутрь его, что позволило сократить
размеры двигателя и повысить величину удельного импульса. Управление
PH "Ha участке полета первой ступени осуществляется путем вдува газа в
закритическую часть сопла. Для этого к нему через восемь клапанов
вдува подводится газ, образующийся при горении основного заряда.
Хвостовой отсек имеет цилиндро-коническую форму. В нем
располагается раструб соплового блока, а также агрегаты системы вдува
газа. Коническая расширяющаяся часть хвостового отсека, по-видимому,
служит силовым кольцом, на которое опирается ракета в шахте и
которое при пуске остается в ней.
Верхний жидкостный блок из четырех ступеней практически не
отличается от РН "Штиль-ЗН", описанной выше. Однако с учетом
возросшей массы полезного груза для этой РН разработан еще один
вариант головного аэродинамического обтекателя повышенной
размерности. Он имеет тот-жс диаметр, но большую длину.
Запуск РН "Беркут" предполагается осуществлять из ракетной шахты
подводной лодки, устанавливаемой на наземной стартовой позиции.

отечественные ракеты-носители
149
6. РАЗГОННЫЕ БЛОКИ, ПРИМЕНЯЕМЫЕ НА
ОТЕЧЕСТВЕННЫХ РАКЕТАХ-НОСИТЕЛЯХ
Звездные локомотивы
Разгонный блок "ДМ"

150
Разгонные блоки
Звездные локомотивы
Разгонные блоки (РБ), часто называемые межорбитальными буксирами,
обеспечивают перемещение выводимых полезных грузов с орбиты на
орбиту или направление их на "отлетные" и межпланетные траектории.
Для этого РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько
маневров, связанных с изменением (как правило, приращением)
скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение
его маршевого двигателя. Между этими включениями следуют
продолжительные (до нескольких часов и более) участки пассивного (по
инерции) полета по переходным орбитам или траекториям. Таким
образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного
включения (чаще всего ЖРД), а также дополнительную реактивную
систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и
стабилизацию движения РБ с КА, а также создание условий для запуска
маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей
может осуществляться как от системы управления КА, так и от
автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он
должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.
Первый в мире РБ - блок "Е" был создан в ОКБ-1 под руководством
С.П.Королева для обеспечения полета КА "Луна-1", стартовавшего
2 января 1959 года. В дальнейшем этот блок (табл.6.1) стал
использоваться в качестве третьей ступени РН типа "Восток". Входящий
в его состав маршевый кислородно-керосиновый ЖРД РО-7 был создан
в рекордно короткие сроки (6 месяцев) на базе камеры разработки
М.В.Мельникова и турбонасосного агрегата С.А.Косберга.
Позже в Центральном КБ экспериментального машиностроения (так
стало называться ОКБ-1) под руководством М.В.Мельникова был также
создан кислородно-керосиновый ЖРД С1-5400 и для второго
отечественного РБ - блока "Л" (см. разд.2). Этот двигатель, являясь
первым в мире ЖРД с дожиганием генераторного газа на данных
компонентах, обладал высоким удельным импульсом и большим
ресурсом работы, что обеспечило его успешную и длительную
эксплуатацию в составе РН "Молния". Блок "Л" широко использовался
для полетов межпланетных КА типа "Луна", "Венера" и "Марс", а также
часто применялся для запуска солнечных обсерваторий "Прогноз" и
спутников связи "Молния" на высокоэллиптические орбиты.
Однако основной прорыв в создании многопрофильных РБ состоялся в
конце 60-х годов и был связан с осуществлением проекта Н1-ЛЗ,

Отечественные ракеты-носители
151
предназначавшегося для выполнения лунной экспедиции. Тогда было
создано сразу два достаточно мощных РБ - блоки "Г" и "Д", входивших
в состав головного блока ЛЗ. Оба блока также использовали в качестве
компонентов ракетного топлива жидкий кислород и керосин, а их
двигатели создавались в ЦКБ ЭМ путем модернизации и форсирования
ЖРД С1-5400 блока "Л". К сожалению, блок "Г” после прекращения
работ по программе Hl-ЛЗ применения не нашел, а вот блок "Д", по
предложению С.П.Королева, был установлен на РН "Протон-К" для
осуществления проекта УР-500К-Л1 - первого этапа пилотируемой
лунной программы. После закрытия этой программы блок "Д" активно
использовался для полетов автоматических станций к Лупе, Венере и
Марсу (см. разд.З). В настоящее время его применение стоит в планах
очередных межпланетных экспедиций.
Блок "Д" оказался очень удачным для выведения полезных грузов на
геостационарную орбиту. В 1974 году он прошел первые летные
испытания в этом качестве, был модернизирован и с 1976 года для
запуска КА на геостационарную орбиту используется ею модификация -
блок "ДМ". Блок "ДМ" в отличие от блока "Д" имеет автономный
приборный отсек с собственной системой управления. За прошедшие
годы претерпел модернизацию и ЖРД РД-58 блока "Д". В настоящее
время блоки "Д" и "ДМ" комплектуются двигателем РД-58М,
разработанным уже в НПО "Энергия" под руководством Бориса
Александровича Соколова, сменившего М.В.Мельникова на посту
Главного конструктора. ЖРД РД-58М в отличие от предыдущей
модификации может работать на синтине взамен керосина, что дает
существенное приращение удельного импульса. Кроме того, число
включений двигателя доведено до 7.
Заметим также, что С.П.Королев еще при подготовке проекта Н1-ЛЗ
строил планы замены па верхних ступенях РН Н1 кислородно-
керосиновых РБ (блоков "Г" и "Д") на один кислородно-водородный.
Поэтому в ОКБ-1 параллельно с разработкой блоков "Г" и "Д" велись
работы по созданию совершенного кислородно-водородного ЖРД (под
руководством М.В.Мельникова) и мощного разгонного блока на его
основе. Окончательно не прекратились эти работы и после смерти
С.П.Королева. Опи шли в рамках разработки под руководством
В.П.Мишина новой, более совершенной программы экспедиции на Луну.
Работы по мощному кислородно-водородному РБ были доведены до
стадии выпуска проектной документации на летное изделие. Причем

152
Разгонные блоки
сам блок был разработан в отделе ОКБ-1, осуществлявшем ранее работы
по PH Н1, а двигатель РД-56 для него был создан к 1974 году в ОКБ
А.М.Исаева. Это был первый в мире кислородно-водородный ЖРД с
дожиганием генераторного газа. В то время он занимал лидирующее
положение в области экономичности, ресурса и надежности. Причем,
работы в ОКБ Исаева над РД36 дошли до стадии завершающих
стендовых испытаний ЖРД.
В мае 1974 года ЦКБ ЭМ вошло в состав вновь созданного НПО
"Энергия", Генеральным конструктором которого был назначен
В.П.Глушко. Новый Генеральный тогда не до конца понимал
перспективы водородных топлив, к тому же он был с самого начала
ярым противником проекта Н1-ЛЗ. Под его "горячую" руку и попал
проект мощного кислородно-водородпого РБ, работы над которым были
прекращены. И только сравнительно недавно этот проект был
возрожден, и на базе ЖРД РД-56 планируется создание нового
кислородно-водородпого разгонного блока (КВРБ), который
предполагается использовать на перспективных РН. В частности,
запланировано установить КВРБ вместо блока "ДМ" на РН "Протон-М"
в рамках начавшейся ее модернизации.
В других КБ работы по созданию РБ ограничивались использованием
высококипяших КРТ. Так. в НПО "Южное" для РН "Циклон" был
разработан РБ С5М па азотном тетроксиде и НДМГ. Он применяется в
качестве третьей ступени РН "Циклон-3". Основные характеристики
данного блока представлены в табл.6.1, а особенности конструкции и
функционирования рассмотрены в разделе 4.
В последнее время для тех же компонентов топлива разработаны еще
два перспективных РБ. Один из них - РБ "Фрегат" (табл.6.1) - создан в
НПО им. С.А.Лавочкина. Он допускает до 20 включений маршевого
ЖРД в полете и имеет запас топлива на борту до 5350 кг. Оно
размещено в четырех сферических баках. Еще две такие же
сферические емкости использованы в качестве приборных контейнеров.
Все шесть сфер размещены вокруг маршевого ЖРД, камера которого
установлена в карданном подвесе. Силовая рама данного кардана
крепится к четырем кронштейнам, каждый из которых приварен к
соответствующему топливному баку. На РБ "Фрегат" имеется также
двигательная установка ориентации и обеспечения запуска маршевого
ЖРД. Она работает на каталитическом разложении гидразина, запас
которого (около 85 кг) размещен в двух небольших сферических баках.

153
Разгонные блоки космических аппаратов
Используется на РН
"Восток"
"Молния-М"
"Протон-К",
"Зенит-З"
"Циклон-3"
"Рокот", "Ангара",
"Протон-М"
"Союз-2"
"Протон-М", "Ангара"
Год первого
запуска
1959
$961
1967/1976
8661
1998
1998
Вря«
работы, с
430
250
720
L
а
8
1000
Давление в
камере,
МПа
О
5.45
7,94
1	9,0 I
1
1
5,9
Удельный
импульс,
Н«с/кг
3173
1
3538
I3110	1
3193
I 3208	|
4306
Тяга,
кН
Я
00
ю
£
1 81.8 |
19,6
1 19,6 |
СП
к .
*
2,4
2.45
2,45
2,01
1
1
6,2
1
S
о
с
о
*
Кислород +
керосин
Кислород +
керосин
Кислород +
керосин
1 АТ + НДМГ I
АТ + НДМГ
1 АТ + НДМГ I
Кислород +
водород
ЖРД
РО-7
С1-5400
РД-58М
1 К* 1
1
1
РД-56
Название
Блок "Е"
Блок "Л"
о	S Ж
(S РРРР
1 "С5М"	|
"Бриз"
1 "Фрегат" |
КВРБ

154
Разгонные блоки
Каждый из микродвигателей данной ДУ имеет тягу 50 Н при удельном
импульсе 2250 Н*с/кг. Наддув баков, обеспечивающий вытеснительную
подачу всех компонентов топлива, осуществляется гелием.
Второй перспективный РБ на АТ и НДМГ "Бриз" разработан в КБ
"Салют". Он обеспечивает до 25 включений маршевого ЖРД и имеет
рабочий запас топлива до 5150 кг. Топливный отсек цилиндрический с
совмещенным днищем при переднем размещении бака окислителя.
Верхнее днище бака окислителя сферическое, а нижнее имеет сложную
форму и образует полусферическую нишу. Эта ниша проходит через бак
горючего и образована внутренней конической обечайкой бака.
Коническая обечайка приварена вверху к нйжнему днищу бака
окислителя, а внизу - к нижнему сферическому днищу бака горючего. В
нише топливного отсека размещен маршевый ЖРД.
В отличие от "Фрегата", имеющего большой диаметр и небольшие
продольные размеры, "Бриз", наоборот, имеет небольшой диаметр и
существенно большую длину. Это позволяет при прочих почти
одинаковых ТТХ (см. табл.6.1) применять на РН тот или иной РБ в
зависимости от условий его компоновки на РН и размеров КА. При
создании РБ "Бриз" большое внимание было уделено улучшению его
эксплуатационных свойств. Так, в частности, заправку блока
компонентами ракетного топлива предусмотрено производить в
заводских условиях с последующей ампулизацией блока. Подобная
технология используется для БРПЛ.
Разгонный блок "ДМ"
Разгонный блок "ДМ" предназначен для применения на РН "Протон-К",
"Протон-М" и "Зенит-З". При выведении КА на геостационарную
орбиту РН может работать по двух или трехимпульсной схеме. При этом
в зависимости от заданной долготы стояния спутника на
геостационарной орбите меняется время нахождения блока на
промежуточных орбитах и соответственно общее время полета, которой '
может составлять от 7 до 21 часа. Во время полета разгонный блок
может функционировать или полностью в автономном режиме, или
управляться по радиоканалам с Земли.
Основные массово-габаритные параметры блока следующие:
> максимальная длина - 6,28 м;

Отечественные ракеты-носители
155
>	диаметр в средней части - 3,7 м;
>	диаметр по стыку с РН - 4,1 м;
>	масса сухого блока без сбрасываемых элементов - 2200 кг;
>	масса КРТ и газов, - 15095 кг;
в том числе:
>	окислитель - жидкий кислород - 10610 кг;
>	горючее - керосин (РГ-1) - 4330 кг.
Конструктивно-компоновочная схема блока представлена на рис.6.1.
Основным силовым элементом конструкции является межбаковый отсек,
к верхнему шпангоуту которого стыкуется ферма крепления приборного
контейнера. Эта же ферма используется и для крепления космического
аппарата, который устанавливается на кольцевом шпангоуте,
расположенном на внутреннем ярусе фермы. Межбаковый отсек в
верхней своей части имеет узлы крепления фермы, к которой
присоединен шаровый бак окислителя. К нижней части межбакового
отсека пристыкована двухъярусная ферма, которая используется для
крепления торового бака горючего и маршевого двигателя.
Бак окислителя, в котором размещается жидкий кислород, содержит
внутреннюю арматуру, магистрали заправки и слива, наддува и дренажа,
указатель наполнения бака при заправке и внугрибаковые перегородки.
Внутри бака размещены два шар-баллона с гелием, который
используется для наддува баков, продувок, раскрутки турбин бустерных
насосных агрегатов и ряда других целей. Внешняя поверхность бака и
расходные магистрали закрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией
(ЭВТИ) и гермочехлом. Внутренняя- полость под чехлом при подготовке
к пуску продувается предварительно осушенным азотом и гелием.
Бак горючего имеет торовую форму и размещен в нижней части
разгонного блока. Он закреплен на внешнем ярусе двухъярусной фермы
и имеет также дополнительное крепление по внутреннему контуру этой
фермы. С целью уменьшения остатков незабора компонента бак
горючего наклонен относительно продольной оси на 3 градуса. Внешняя
его поверхность частично закрыта ЭВТИ, а на верхнем его днище и на
двухъярусной ферме размещены элементы системы управления и
системы телеизмерений, а также арматура ПГС двигателя.

156
1 - межбаковый отсек; 2 - ферма крепления приборного отсека; 3-
приборный отсек; 4 - внутрибаковые перегородки, 5 - патрубок
наддува и дренажа, 6 - указатель наполнения бака при заправке, 7 -
баллон с гелием; 8 - сбрасываемый переходный отсек; 9 - бак
окислителя; 10- двухярусная ферма; 11 - бак горючего; 12 - блок
многократного запуска; 13-карданный подвес двигателя; 14-ЖРД РД-
58М; 15 -донная тепловая защита; 16-конический переходный отсек.
Рис. 6.1. Разгонный блок “ДМ”

Отечественные ракеты-носители
157
ЖРД РД-58М многократного запуска, с турбонасосной системой подачи
выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа. Он закреплен в
карданном подвесе на внутреннем ярусе двухъярусной фермы. Такая
установка двигателя позволяет производить управление по каналам
тангажа и рыскания. Для управления по крену используется поворотное
сопло, работающее на горячем генераторном газе, частично отбираемом
после турбины ТНА и обеспечивающем работу турбин бустерных
насосных агрегатов окислителя и горючего. Последние располагаются
непосредственно на выходе из соответствующих баков. В состав ЖРД
РД58М входят также блок многократного запуска и агрегаты автоматики
с пневмоуправлением. Кроме того, на блоке "ДМ" установлены два
двигателя системы обеспечения запуска, которые закреплены на нижнем
днище бака горючего и предггазначены для создания начальной осевой
перегрузки. Они работают на гидразине и включаются перед запуском
основного ЖРД. Для предотвращения теплового воздействия
истекающей газовой струи на элементы конструкции и ЖРД
используется донная защита, которая представляет собой сваренный из
трубок каркас, обтянутый ЭВТИ.
Приборный отсек выполнен в виде герметичного торообразного
контейнера. Он закреплен на внутреннем и внешнем ярусах верхней
фермы. Контейнер изготовлен разъемным и содержит приборы системы
управления, а также воздушно-жидкостную систему терморегулирования.
Разгонный блок комплектуется коническим и цилиндрическим
переходниками, которые связывают его с РН. При отделении РБ от
третьей ступени РН конический переходник отделяется вместе со
ступенью, а через некоторое время сбрасывается и цилиндрический
переходник.

158
Разгонные блоки

Отечественные ракеты-носители
159
ЛИТЕРАТУРА
1.	ГЛУШКО В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в
СССР. - М.: Машиностроение, 1987. - 304 с.
2.	МИШИН В.П. Основные направления развития ракет-
носителей в СССР. Из истории авиации и космонавтики.- М.,
1992.- с. 3-20.
3.	Исследования по истории и теории развития авиационной и
ракетно-космической науки и техники. : Сборники. - М.:
Наука, 1981-1989.
4.	Космонавтика. Энциклопедия /Под ред. В.П.Глушко. - М.: Сов.
энциклопедия, 1985. - 528 с.
5.	Баллистические ракеты подводных лодок России.: Избранные
статьи /Под общ. ред. И.И.Величко; Сост. Р.Н.Канин,
О.ЕЛукъянова, Ю.Г.Тарасов. - Миасс: Гос. ракетный центр
"КБ им. академика В.П.Макеева", 1994. - 279 с.
6.	ЧЕРТОК Б.Е. Ракеты и люди. - М.: Машиностроение, 1994. -
416 с.
7.	КАРПЕНКО А.В. Российское ракетное оружие 1943-1993 гг.:
Справочник. - СПб.: ТОО "ПИКА", 1993.-180 с.
8.	ГЕРАСИМОВ А.Б., МАЗАРЧЕНКОВ В.А. Средства
выведения космических аппаратов. Часть 2. Зарубежные
ракеты-носители. СПб.: МО РФ, 1994. - 97 с.
9.	МАКСИМОВ А.И. Космическая одиссея или Краткая история
развития ракетной техники и космонавтики. Новосибирск :
АН СССР, Наука, 1991,- 213 с.
10.	СЕРДЮК В.К., ТОЛЯРЕНКО Н.В., ХЛЕБНИКОВ И.Н.
Транспортные средства обеспечения космических программ И
Итоги науки и техники. ВИНИТИ. Сер. Ракетостроение и
космическая техника. - 1990. Вып. 11. - 273 с.

160
Литература
11.	Московский авиационно-космический салон /О.В.Барсуков,
А.Г.Деканев, П.И.Качур, Л.Р.Милованова, Е.К.Никитин,
Н.Н.Новичков, А.С.Скорев, А.Г.Соколов, Л.Б.Трубецкая /
Под рсд. Н.Н.Новичкова. - М.:"Афрус", ИПТК "Логос". 1995. -
271 с.
12.	Дороги в космос. Воспоминания ветеранов ракетно-
космической техники и космонавтики. В 2 т. - М.: Изд-во
МАИ, 1992.
13.	ТАРАСЕНКО М.В. Военные аспекты советской
космонавтики.- М.: Агентство Российской печати. ТОО
"Николь". 1992.- 164 с.
14.	УМАНСКИЙ С.П. Реальная фантастика. - М.: Московский
рабочий. 1985. - 240 с.
15.	Космический ракетный комплекс "КОСМОС". Справочник
пользователя. / Пол рея. В.О. Ильина. Омск : КБ ПО "Полег".
1994. - 52 с.
16.	РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ "ЗЕНИТ": Технические требования
по применению. М.: Главкосмос СССР, 1991. - 20 с.
17.	МЕНЬШИКОВ В. Трудная судьба "Зенита"// Авиация и
космонавтика. 1993, № 11-12. с.42-43.
18.	МЕНЬШИКОВ В. Байконур И Авиация н космонавтика. 1993.
№ 4, с. 8-9.
19.	МОРОЗОВЕ. Плесецк//Авиация и космонавтика, 1993.
№6., с. 40-41.
20.	СЕРГЕЕВ С. Плесецк: экология // Авиация и космонавтика,
1994. №5-6. с. 40-41.
21.	СЕРГЕЕВ С. "Циклон" // Авиация и космонавтика, 1994,
№3-4. с. 38-41.

Отечественные ракеты-носители
161
22.	СМИРНОВ В. "Забытая" ракета И Авиация и космонавтика,
1993, №5, с. 8-11.
23.	ЧЕРНЫЙ И. Боевые ракеты Королева // Авиация и
космонавтика, 1994, № 5-6, с. 43-45.
24.	ВЕЛИЧКО И.И. Мечи на орала И Авиация и космонавтика,
1993, № 57, с. 42-44.
25.	БУЗАЕВ П. Эксперимент "медуза"// Авиация и космонавтика.
1993, № 5, с.44.
26.	МОЗЖОРИН Ю., ЕРЕМЕНКО А. От первых
баллистических до.... И Авиация и космонавтика, 1992, № 7,
с.40-41.
27.	КОРОТЕЕВ А., ДЕМЯНКО Ю., КУЗЬМИН Е. Реактивный
НИИ // Авиация и космонавтика, 1993, № 11-12. с. 39-41.
28.	ПЕТРАКОВ В., АФАНАСЬЕВ И. Страсти по "Протону" //
Авиация и космонавтика, 1993, № 4. с. 10-12.
29.	АФАНАСЬЕВ И.. Н-1: Совершенно секретно И Крылья
■ Родины, 1993, № 9-11.
30.	ВОЕННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИЛЫ РОССИИ И Военный парад,
1994, сентябрь-октябрь.
31.	Международный авиационно-космический Салон-95.:
Официальное издание оргкомитета. 24 августа 1995.
32.	РЕБРОВ М. "Сова Минервы появляется в полночь" И "Красная
звезда", 23 марта 1991.
33.	РЕБРОВ М. "СС-24" и другие ..." И "Красная звезда",
23 августа 1990.
34.	РЕБРОВ М. Человек из "ящика" // “Красная звезда’’,
11 декабря 1993.
35.	КОБЕЛЕВ В.Н., МИЛОВАНОВ А.Г. Ракеты-носители:
Учеб.пособие. М.: Моск.гос.авиац.технолог.ун-т., 1993, -185 с.

102
Литература
36.	Рекламные проспекты предприятий разработчиков и
производителей ракетно-космической техники, экспозиции
выставок и музеев.
37.	Stachc, Peter. Sowjetischc Rakclcn: Im Dicnst von Wissenschafl
und Vcrteidigung/ von Peter Stachc. - 1. Ault. - Berlin:
Mililarvcrlag dcr DDR. 1987. - 288 S. - 245 Abb.
38.	ZENIT. Tragcrraketc cincr ncucn Generation. FLIEGERREVUE,
1990, N 8, c. 248.

Отечественные ракеты-носители
163
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ ОСНОВНЫХ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
КОСМОДРОМАХ
Космодром Байконур
Первый колышек в казахской степи недалеко от поселка Тюра-Там был
забит в 1955 г. Так началась реализация Постановления Совета
Министров СССР от 2 февраля 1955 года, утвердившего место и
мероприятия по строительству Научно-Исследовательского и
Испытательного Полигона № 5 Министерства обороны. Первые пуски
ракет с нового полигона были осуществлены уже в 1957 году.
Наименование Байконур появилось в 1961 году после запуска
Ю. А.Гагарина, но оно не соответствовало реальности. На самом деле
"настоящий" Байконур существует и находится в 400 км северо-
восточнее космодрома Байконур. Расположен он в пустынной местности
в центральной части Кзыл-Ордипской области. (Координаты: 46
градусов с.ш., 63 градуса в.д.). Ежегодно с него запускается около 40
ракет космического назначения и до К) МБР. Эго огромный научно-
технический комплекс^ Расположение основных объектов космодрома
Байконур показано на рис.П.1.)
На территории космодрома (протяженность с севера на юг 85 км. с
запада на восток 125 км) размещены 9 стартовых комплексов с 14
пусковыми установками, 34 технических комплекса и 3 заправочные
станции для подготовки и пуска ракет-носителей, присмонсрсдающис
центры, узлы проводной связи, тепло- и водоснабжения, кислородно-
азотпын завод - один из крупнейших в мире по производству
криогенных продуктов и другие обьскты. Со стартовых комплексов
Байконура производятся запуски ракет-носителей типа "Союз",
"Молния", "Зенит", "Протон", "Циклоп-2". Здесь проходили лстньк
испытания сверхтяжелых РН "Н-Г и "Энергия".
По масштабам производства и потребления электроэнергии Байконур
можно сравнить с таким суверенным государством, как Молдова. К
космодрому относятся пять измерительных пунктов и вычислительный
центр, а также девять измерительных пунктов, разнесенных по трассам

164
Рис. П.1. Расположение основных объектов космодрома БАЙКОНУР
1 - город Ленинск; 2 - железнодорожная станция и поселок Тюра-Там; 3 - аэропорт
“Крайний”; 4 - технический комплекс РН “Союз”; 5 - стартовый комплекс РН
“Союз”; б - технический комплекс РН “Энергия”; 7 - технический комплекс ОК
“Буран”; 8 - стенд динамических испытаний РН “Энергия”; 9 - монтажно-
заправочный комплекс; 10 - стартовые комплексы МКС “Энергия-Буран”;
11 - универсальный комплекс стенд-старт; 12 - посадочный комплекс ОК “Буран";
13 - технический комплекс РН “Протон"; 14 - стартовый комплекс РН “Протон”;
15 - технический комплекс РН “Зенит”; 16-стартовый комплекс РН “Зенит";
17 - технический комплекс РН “Циклон”; 18 - стартовый комплекс РН “Циклон”;
19 - пункты измерительного контроля; 20 - кислородно-аэотный завод; 21 - городки
испытателей; 22 - трасса водовода.

Отечественные ракеты-носители
165
полета ракет-носителей на 1500 км по территории Казахстана и России,
и районы падения отработавших ступеней.
Численность населения в гДенинске и жилых городках центров
подготовки к пуску ракет-носителей и КА колеблется в зависимости от
выполняемых задач от 120 до 150х тыс. человек.
Все объекты традиционно делятся байконурцами на "десятку"
(гДенинск), "левый", "правый" фланги и "центр". Они соединены
шоссейными (общая протяженность 1200 км) и железными (более 500
км) Дорогами и линиями связи.

166
Краткие сведения об основных отечественных космодромах
Космодром Плесецк
В 180 км к ioiy от Архангельска, рядом с поселком Плесецк в густой
северной тайге долгое время прятался таинственный объект, ныне
известный всему миру как космодром Плесецк.
Располагаясь на платообразной и слегка холмистой равнине, он
занимает площадь 1762 квадратных километра, простираясь с севера на
юг на 46 км и с востока на запад на 82 км. (Координаты центра:
63 градуса с.ш. и 41 градус в.д.).
Свою историю космодром начинает с И января 1957 года, когда было
принято Постановление Правительства о создании военного объекта с
условным наименованием "Ангара" - первого соединения
межконтинентальных баллистических ракет Р-7.
Решение об использовании стартовых комплексов МБР для запусков
спугпиков было принято в 1963 году, а в июне 1964 года были
завершены организационные мероприятия по преобразованию объекта
"Апгара" в Научно-исследовательский испытательный полигон, в состав
которого вошло 2-е управление по испытанию космических аппаратов и
ракет-носителей. К этому времени за короткий срок на Русском Севере
были построены, введены в эксплуатацию и поставлены на боевое
дежурство 15 пусковых установок для четырех типов ракет: Р-7А, Р-9А,
Р-16 и Р-16А.
17 марта 1966 года с пусковой установки №1 ракета-носитель "Восюк"
открыла космическую страницу объекта "Ангара", осуществив запуск
космическою аппарата "Космос-112". С этого момента началось
активное перепрофилирование грозных боевых ракетных комплексов на
решение космических задач. Через год после первого космического
старта ракетно-космический полигон под Плесецком стал основным по
числу запусков автоматических КА не только в СССР, но и в мире.
В конце 8()-х годов произошло объединение "космических" управлений
полигона в Главный центр испытаний и применения космических
средств, па базе которого в соответствии с Указом Президента России от
11 ноября 1994 года был создан 1-й Государственный испытательный
космодром Министерства обороны Российской Федерации (космодром
Плесецк) в составе Военно-космических сил. Расположение основных
объектов космодрома Плесецк показано па рис.П.2.

167
Рис. П.2. Расположение основных объектов космодрома ПЛЕСЕЦК
1 - стартовые комплексы РН “Союз", “Молим"; 2 - хилые
горошки испытателей; 3 - технические комплексы РН “Союз”,
“Молим"; 4 - стартовые комплексы РН “Космос";
5 - пристартовые измерительные пункты; б - стартовый комплекс
РН “Циклон”; 7 - вспомогательные сооружения; 8 - кислородно-
аэтлный завод; 9 - стартовый комплекс РН “Зенит";
10 - измерительный комплекс “Bera”; 11 - технический комплекс
РН “Космос”, КА “Океан”, “Метеор” и др.; 12 - заправочная
станция КА и РБ; 13 - аэродром “Перо”; 14 - железнодорожная
станция Плесецкая; 15 - город Мирный.

168
Краткие сведения об основных отечественных космодромах
Наземная инфраструктура космодрома включает в себя 9 пусковых
установок для ракет космического назначения "Союз", "Молния",
"Циклон" и "Космос". Подготовка ракет-носителей и космических
аппаратов осуществляется в 7 монтажно-испытательных корпусах. В
составе космодрома также крупнейший в Европе кислородно-азотный
завод, аэродром "Плесецк", 2 станции для заправки двигательных
установок космических аппаратов, более 600 километров транспортных
магистралей. Завершается строительство стартового комплекса РН
"Зенит". В будущем предполагается его развитие до универсального
наземного комплекса для запусков помимо "Зенита" новых РН легкого и
тяжелого классов, включая РН "Ангара". Начаты работы по подготовке
к пускам РН "Рокот".

Отечественные ракеты-носители
169
Космодром Свободный
Территория, на которой предполагается разместить основные объекты
космодрома, расположена в Свободненском районе Амурской области в
квадрате от 51 градуса 40 минут до 50 градусов северной широты и от
128 градусов до 128 градусов 30 минут восточной долготы.
Ранее здесь базировалась дивизия ракетных войск стратегического
назначения. После произошедшего сокращения стратегических
наступательных вооружений на ее основе был создан Главный центр
испытаний И применения космических средств.
Указом Президента России №305 от 1 марта 1996 года на базе этого
Главной) центра образован 2-й Государственный испытательный
космодром Министерства обороны Российской Федерации (космодром
Свободный) в составе Военно-космических сил.
Географическое расположение российского космодрома, максимально
приближенное к экватору, является экономически целесообразным при
выведении полезного груза па рабочую орбиту. Наличие развитой
инфраструктуры позволяет России создать новый космодром в корот кие
сроки с наименьшими затратами.
На первом этапе создания космодрома будет использоваться частт>
существующих шахтных пусковых установок, переданных в ВКС после
расформирования по договору ОСВ-2 расположенной в этом районе
ракетной дивизии, сооружений и средств связи для обеспечения пусков
ракет-носителей легкого класса с минимальным объемом доработок.
На втором этапе предполагается строительство технического и
стартового комплексов РН "Ангара" - ракеты-носителя XXI века,
использующей экологически чистое топливо.
Предполагаемое размещение основных объектов космодрома'
Свободный показано на рис. П.З.

170
>s
3
!
о
n
и
я
3
S
8
х
а
ё
ч
X
3
X
а
о
X
и
X
X
а
*
о
■1
■ <4
Iи
з£
; о.
1 • мокпжно* испытательный корпус* 2 - стартовый комплекс РН "Ангаре"; 3 - пункт траекторных измерении;
4 - техническая позиция; 5 - пусковые установки РН "Рокот"; 6 - заправочная станция КА; 7 - водородный
8 . техническая позиция КА; 9 - техническая позиция РН "Рокот"; 10 - приемный радиоцентр; 11 - пере¬
дающий радиоцентр; 12-город "Свободный-18"; 13 - аэропорт "Украинка"; 14 - вертолегодром; 15-железно¬
дорожная станция "Ледяная"; 16 - станция космической связи "Кристалл*

отечественные ракеты-носители
171
ПРИЛОЖЕНИЕ 2
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ РАКЕТ-
НОСИТЕЛЕЙ
В таблицах использованы следующие условные обозначения:
AT - азотный тетроксид;
АК - окислитель АК-27И на основе азотной кислоты;
НДМГ	- несимметричный диметилгидразин;
1996*	- планируемый год первого пуска;
?	- год первого пуска неизвестен;
РБ	- разгонный блок;
ТКА	- транспортный космический аппарат;
ГСО	- геостационарная орбита;
ПЛ	- подводная лодка.
В таблицах приведены данные о наибольших массах полезных грузов,
которые РН могут выводить на орбиту при пуске с широты
расположения их стартовых комплексов.

172
Основные характеристики отечественных ракет-носителей
Относительная
масса поганого
груза, %
5	Я Я	&	8 Ж °.	£ £	—	S
СП	о' о'	—'	о' о' °*	о' о'	—'	оГ
1	Масса полезного груза, т	I
II! . .ИИ .. I!
“	2 88 R	S3
g *gj o'	o' ° о °	о' —'
2 2 сп g сп «л «Л «л
3 да; 2'	- - Ч 8 Ч Ч	Ч Ч	•
■ 7i	о'о* ° o'°® °®
■1
I
Топливо
। и	S
E&UUC-UUU
hiiiiii hfll
“« + + + + + + й + 2 S 8
+ $НННННН н	о н f~
<5
т	5
Ступени
гч
си сп	я	Я
Я	гч	<4	б	6
I	5	S	П	и	t	J	ч	ч	<	2	СП
3	с	Е	CS	СЧ	2}	О	2}	2} — CN СП	Q	CN
Q	Q	О	м	►	Q	►	•	(N	Q	•-
“	S.	Ё.	~	~	-Ё.
Ё.	2	С	.2	2
2	О	0	б	б
U
Стартовал
масса, т
‘Q 'Q **1 'Я г.	о *
СП СП <гГ о* о* <л <п	О\ 8 S
Год
первого
пуска
ко	ijs 2L. г^» сп	JL»
1	Sfs:
Название
ic i SE	=.	:
s	:	** сч сп сн :	•
I ЦНн >1
ц? и а я 3 3 3	и М б£
:	5 s : з : :	5 5	S3

Отечественные ракеты-носители
173
Относительная
масса полезного
груза, %
2,3
2.3
Г	1Л

1	L‘L	J
1 ап	|
1	fl	1
i		1
1	I
1	1,9 - 2,4	|
Масса полезного груза, т |
на высокую
орбиту (Н, км)
1,7 (1000)
1,7 (1000)
I 0,55 (1500) |
|	1,25 (1100)
I 1,25 (1500) 1
Г 0,7 (1500)
f
1	2,5 (1000)
■
на низкую
орбиту
Н=200 км
2,4
2,4
1	«'I J
1	8‘1	1
1	1
1	«■'	1
L	Л	1
Г	3,6	|
1	4,0 - 5,0	|
Топливо
Твердое
АТ + НДМГ ’
Твердое
АТ + ВДМГ
I АК + НДМГ |
| АТ + ндмг 1
| АТ + НДМГ |
I АК + ндмг 1
| АТ + НДМГ |
| АТ + ндмг 1
| АТ + ндмг |
Ступени
1
1
2,3,4,5
старт с поверхности
воды
1	ri	1
1	1.2,3	1
I	1,2,3		I
1	1
1	г'1	|
1	£‘Z‘I	1
1	1,2,3	|
Стартовая
масса, т
104
104
1	106 I
106 I
107	I
111,5 I
179	I
■ 185,5 I
210
Год
первого
пуска
1996*
1997*
I 1967 I
1996* I
1994
1997* 1
|	8961
1977 I
1997*
Название
“Беркут”
“Прибой”
I “Космос-ЗМ”	I
5
&
о
1 “Рокот”
£
Й
S
8
5
да
“Циклон-2”
* Циклон-3”
“РС-20К"

174
Основные характеристики отечественных ракет-носителей
’Для РН на базе МБР Р-7А представлены данные по наиболее широко используемым модификациям.
11
Sgt?
1 3 в
<5 3
о
СЧ*
rf
«
(Ч
СП
(Ч*
*п
СП
СЧ*
у
сч
СЧ
О
СП
Я
£
В
В
о
X
S
§
с
я
и
Q
Я
о
£
я
X
t
1
6
Ох о
__Г о
3
S
3
X
о
CJ
i
5
5
1
।
хг>
°
I
о
I—
2
Н
3 °
'О
я
=.!
г* X
<и
Q.
и
'w'
-й
сп
гч
оо
о
(Ч
2
Топливо
Кислород + керосин I
Кислород + керосин	1
Кислород + керосин
| Кислород + керосин |
Кислород + керосин
Кислород + сиптин
1 Кислород + керосин 1
Г АТ + ндмг 1
I	АТ + НДМГ	|
1 Кислород + керосин I
Г Кислород + керосин |
X
В
с
&•
U
сп
<4
1
СП
<ч*
СП
<ч
2
СП
сч
£
Г4
^Ч
а
Стартовая
масса, т
282	1
Г 305 ”1
305
I 305	|
310
1	310 I
1	J
!	450	.1
459 I
	1
О
9 s S
г® 5. «
g Е
i
1
1*01
140
I О'
1 —
!
1
j
1960
I 1973 I
1982
I 1997* I
1	1
I 1965 I
I 1985 I
X
я
я
Z
is
; еч
; СО
со
i -
S
S
“Союз-У”	]
“Союз-У2”
СЧ
X
о
О
“Протон”	I
СЧ
В
ГП
Ракеты-носители среднего класса (масса полезного груза от 5 до 15 тонн)
Таблица П.2

Отечественные ракеты-носители
175
Таблица П.З
Ракеты-носители тяжелого класса (масса полезного груза от 15 до 35 тонн)
Относительная
масса полезного
груза, %
1	1
4,06
2,94
1	2,94	I
1	1
3,12
1	1
3.23
Масса полезного груза, т
на ГСО
1
4,2
Г 3,2
1

1
Г 2,3
1 ■
Г 3,0
1
7,0
на низкую
орбиту
26
1	1
Г	1
1........ 20,6 I
L- . 20,6	.1
Г	1
L	22	]
Г	1
34
1	1
Топливо
Кислород + керосин
Кислород + ВОДОРОД
Кислород + водород
АТ + НДМГ	I
I	АТ + НДМГ	|
1	АТ + ндмг	1
Г Кислород + керосин 1
1	АТ + НДМГ / I
| Кислород + водород I
Кислород + керосин
Кислород + водород
Кислород + водород
Ступени
1
2
РБ
1	1
1

L_ -L23 _
	РБ

L__L.2z.3_ __
1 РБ I
1
	2 I
РБ
Стартовая
масса, т
640
1	1
1	1
1	700	|
700
705
1050
1	1
1
Год
первого
пуска
2000*
1	1
1	1
	1967

1976
1996*
9
1	1
1	1
Название
“Апгара”
1
t
1
“Протон-К”	I
“Протоп-К” с РБ
1
“Протон-М”
1
“Энергия-М”
1
1

176
Относительная масса
полезного груза, %
1	1
1	4.17	|
1.25
1	1
1	3.45	|
| Масса полезного груза, т I
на
траекторию
кЛуне
1	1
Г 32	|
1	-	1
1	1
1	29	|
на низкую
орбиту
100
1	1
1	• 1
30
(+ТКА)
1	1
I. 95	|
Топливо
Кислород + керосин
Кислород + водород
~ Кислород + керосин ~|
Кислород + керосин
	Кислород + водород

Кислород + керосин |
Кислород + керосин |
Ступени
1
1.2	1
1	3	|
1
L	2

1 ТКА |
1.2,3	|
Стартовая
масса, т
2400
1	1
1	1
2400
1	1
1	1
|	2750	|
Год
первого
пуска
1987
1	1
1	1
1988
1	1
1	J
|	1968
Название
“Энергия”
1	1
1	 1
“Энергия - Буран”
1	1
1	1
| “Н1-ЛЗ”	|
Ракегычюсигели сверхтяжелого класса (масса полезного груза свыше 35 тонн)
Таблица П.4

Отечественные ракеты-носители
vn

178
Основные характеристики отечественных ракет-носителей

ПАВУТНИЦКИЙ Юрий Васильевич
МАЗАРЧЕНКОВ Валерий Алексеевич
ШИЛЕНКОВ Максим Викторович
ГЕРАСИМОВ Андрей Борисович
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ - НОСИТЕЛИ
Издательский центр СПбГМТУ за публикуемые материалы
ответственности не несет
Лицензия ЛР Ns 020821 от 21.09.S3
Подписано в печать 05.05.96
Формат 30x42/8. Бумага книжно-журнальная. Печать офсетная.
Уч. —изд. л. 9,8. Усл. — печ. л. 20,7. Тираж 900 экз. Заказ 704.
Издательский центр Морского технического университета.
СПб., ул. Лоцманская, 10