VEGA (ракета-носій)

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.
Перейти до: навігація, пошук
VEGA (ракета-носій)
Vega.svg
Призначення Ракета космічного призначення
Виробник ESA, ASI, Avio+КБ Південне
Країна Європейський Союз Європейський Союз+Україна Україна
Розміри
Висота 30 м м
Діаметр 3 м м
Маса 137,000 кг кг
Ступенів 4
Вантаж
Вантаж на
LEO
1,500 кг кг
Історія запусків
Космодроми Куру
Всього запусків 1
Частково невдалих Перший ступінь
Двигуни 1 P80
Тяга 3040 kN кН
Тривалість горіння 107 секунд с
Паливо Тверде
Другий ступінь
Двигуни Маршевий 1 Zefiro 23
Тяга 1200 kN кН
Тривалість горіння 71.6 секунд с
Паливо Тверде
Третій ступінь
Двигуни 1 Zefiro 9
Тяга 84,9 kN кН
Паливо Тверде
Четвертий ступінь
Двигуни 1 AVUM
Тяга 2.45 kN кН
Тривалість горіння 315.2 с
Паливо N2O4+C2H8N2

VEGA — ракета-носій легкого класу, що з 1998 року розробляється спільно Європейським космічним агентством (ESA) та Італійським космічним агентством (ASI). Ракета названа за іменем найяскравішої зірки північної півкулі.

Проект «Вега» розроблявся з початку 1990-х ASI, на заміну ракети-носія «Скаут» виробництва НАСА. 27-28 листопада 2000-го року проект «Вега» увійшов до програми ракети-носія «Аріан».

Перший запуск відбувся 13 лютого 2012 року, з космодрому Куру (Французька Гвіана).

Історія створення[ред.ред. код]

Проект (італ. Vettore Europeo di Generazione Avanzata, VEGA — Передова європейська ракета-носій нового покоління) розроблявся з початку 1990-х Італійським космічним агентством, на заміну ракети-носія «Скаут» виробництва США. 27-28 листопада 2000-го року проект «Вега» увійшов до програми ракети-носія «Аріан».

На початку 1990-х років кілька європейських держав виступили з ініціативою створення легкого носія, який би доповнював важке сімейство ракет-носіїв Аріан. Італійське космічне агентство активно просувало концепцію, базовану на своїх попередніх напрацюваннях у сфері твердопаливних ракетних двигунів (РДТП).

Італійське космічне агентство у грудні 1997 оголосило, що в країні розроблені ракети-носії сімейства Vega («Вега»), роботи щодо якого здійснювались з 1988 фірмою BPD Difesae Spazio. Спочатку планувалось збільшити вантажопідйомність американської ракети-носія Scout-Gl удвічі, додавши до неї два твердопаливні навісні прискорювачі РАР від ракети-носія Аріан-4. Для експериментів з мікрогравітації передбачалась установка, що повертається у капсулі. Запуски планувалось здійснювати з плавучої стартової платформи Сан-Марко, розташованої недалеко від екватора в затоці Формоза біля берегів Кенії. Вартість робіт оцінювалась у 200 млн дол. Перший запуск планувався 1995.

Цей проект, відомий як Скаут-2 або San Marco Scout, 1993 як суто італійська розробка був перероблений під технологію РДТП Zefiro («Зефір»), створених на базі прискорювачів РАР, але з хитним соплом. 1991 відбулись чотири стендові вогневі випробування, 18 березня 1992 перше льотне випробування зв'язки трьох двигунів Zefiro на військовому полігоні у Сардинії було частково успішним. Передбачалось закінчити наземні випробування до середини 1995 і здійснити два кваліфікаційні польоти носія у кінці того ж року, щоб почати експлуатацію в середині 1996.

Однак 1994 графік робіт змінився і ракета отримала нинішню назву «Вега». Крім основного варіанта Vega-KO пропонувались варіанти К2 та К4 з двома або чотирма навісними прискорювачами РДТП Zefiro, однак від прискорювачів відмовилися.

Програма «Вега» була офіційно прийнята Європейським космічним агентством (ЄКА) у червні 1998, але фінансування обмежувалось початковим етапом. Наступні кроки вимагали схвалення програми міністрами держав — членів ЄКА на їхній зустрічі в Брюсселі у травні 1999. Узгодити позиції не вдалось через розбіжності з приводу участі в програмі різних країн. Наступний період невпевненості стимулював кілька переговорів, націлених на пошук прийнятного компромісу. Зрештою консенсус був досягнутий, і роботи за проектом легкого носія продовжились.

Формально проект фінансування програми Вега в обсязі 335 млн євро був представлений державам — учасникам ЄКА у грудні 2000. Внески країн розподіляються таким чином Італія — 65 %, Франція — 12,43%, Бельгія — 5,63%, Іспанія — 5%, Нідерланди — 3,5%, Швейцарія — 1,34%, Швеція — 0,8%.

Призначення[ред.ред. код]

Плановане корисне навантаження ракети-носія «Вега» становить 1500 кг на колову орбіту висотою 700 км.

У 2000-их з'явилась необхідність виведення на полярні кругові низькі орбіти супутників масою від 300 до 2000 кг. Зазвичай, це низькобюджетні проекти дослідних організацій та університетів зі спостереження землі для наукових завдань, а також розвідувальні супутники, наукові супутники і аматорські супутники. Ракети-носії такого класу існують в лінійці космічних носіїв різних країн, наприклад, індійська «PSLV», українська «Дніпро» російська «Рокот», американські «Антарес» і «Фелкон», китайська «Великий похід-2C».

Ракета призначена для доставки невеликих корисних навантажень (від 300 до 2000 кг) на низькі орбіти або полярні, особливо сонячно-синхронну. Ймовірно, буде можливість вивести два-три невеликі супутники на різні орбіти, що є рідкістю для таких невеликих ракет космічного призначення.

Arianespace здійснює маркетинг носія Вега, як системи, призначеної для запусків на низькі навколоземні і сонячно-синхронні орбіти. Проте в першому кваліфікаційному запуску VEGA мала доставити основним корисним навантаженням апарат масою 400 кг, LARES (супутникове ТБ), на орбіту висотою 1450 км з нахилом 71,5 град.

В рамках перших кваліфікаційних випробувань планується вивести на орбіту супутники: LARES; ALMASat 1; AtmoCube; E-Star; Goliat; OUFTI 1; PW Sat 1; UNICubeSat; UWE; XaTcobeo.

Оцінка проекту, його значення і перспективи[ред.ред. код]

Оцінка і значення носія для Європейського космосу[ред.ред. код]

З появою ракети-носія «Вега» ЄКА отримує носій легкого класу і закриває усю лінійку ракет-носіїв усіх класів. До цієї лінійки входять важкий «Аріан-5» і середній російський носій «Союз-СТ», що з'явився в розпорядженні ЄКА:

Вега Союз-СТБ Аріан-5
Клас Легкий Середній Важкий
Маса, т 137 313 777
Довжина, м 30 51,1 59
Ступенів 4 3 2
Паливо РДТП / НДМГ + АТ гас + кисень гас + кисень
Корисне навантаження на НОО, кг 1 500 — 2 000 9 000 — 9 200 16 000 — 21 000
Корисне навантаження на ССО, кг 4 900 6 200 — 10 500

Значення і цілі проекту[ред.ред. код]

  • Можливість виведення невеликих супутників розробки європейських інститутів на полярну орбіту;
  • Менша залежність європейських космічних розробників від сторонніх космічних агентств;
  • Залучення коштів від виведення зарубіжних супутників здешевленням вартості виводу і збільшенням надійності носія;
  • Дослідження нових технологій у сфері аерокосмічних полімерних матеріалів і твердопаливних двигунів для ракет-носіїв;
  • Отримання нових даних про навколоземний космічний простір за програмою «CubeSat».

Перспективи носія і розвиток конкурентних легких проектів[ред.ред. код]

За 25 років розробки було кілька відстрочок і було витрачено понад 700 млн € для остаточної готовності європейської бюджетної ракети-носія «Вега» до першого польоту.

Ракета-носій «Вега» — найменша з трьох ракет-носіїв ЄКА. Космічне агентство розраховує, що нова ракета зможе задовольнити запити ринку зі запуску невеликих науково-дослідних супутників і зробить космічні дослідження доступними для університетської науки[1]. Ракета-носій буде використовуватись переважно для запуску супутників, що спостерігають за поверхнею Землі.

До 2016 року планується здійснити 5 запусків. Їх оплатить ЄКА, супутники якого будуть основними вантажами ракети-носія «Вега» найближчими роками. У космос вирушать «Sentinel-2, −3», «Proba-V» і «Aeolus», а також науковий супутник для вивчення гравітаційних хвиль «LISA-Pathfinder». Після 2016-го року ESA буде самостійно шукати комерційне навантаження на ринку. Потенційними клієнтами вважаються національні космічні агентства, університети та комерційні компанії.

Після вдалого першого запуску ракета-носій «Вега» буде здійснювати 3-5 запусків на рік, а орієнтовна вартість запуску становитиме 4-5 мільйонів доларів США[2][3].

Конструкція[ред.ред. код]

«Вега» розробляється як моноблочна ракета з трьома твердопаливними ступенями й космічною головною частину (КГЧ) з додатковим ступенем на рідкому паливі, розташованим у головному обтічнику (ГО). Три твердопаливні ступені виводять КГЧ на низьку орбіту. Рідинний ступінь «Верхній модуль доведення й орієнтації» (англ. Attitude and Vernier Upper Module, AVUM) використовується для підвищення точності первинного виведення (компенсування розсіювання характеристик РДТП) для «скруглення» орбіти і маневру відведення з орбіти порожнього ступеня. Модуль також забезпечить управління креном при роботі третього ступеня і тривісне управління на балістичних ділянках польоту і перед відділенням корисного навантаження.

Перший ступінь Другий ступінь Третій ступінь Четвертий ступінь
Найменування P80 Zefiro 23 Zefiro 9 AVUM
Висота 10,5 м 7,5 м 3,85 м 1,74 м
Діаметр 3 м 1,9 м 1,9 м 1,9 м
Маса палива 88 т 23,9 т 10,1 т 0,55 т
Тяга (макс) 3 040 кН 1 200 кН 213 кН 2,45 кН
Коефіцієнт розширення сопла 16 25 56 -
Тривалість роботи 107 с 71,6 с 117 с 315,2 с

Р80[ред.ред. код]

Перший ступінь ракети-носія довжиною 10,5 м, діаметром 3 м, має двигун РДТП з 88 т палива, тягою 3040 кН, коефіцієнт розширення сопла 16, тривалість роботи 107 с. Виготовлений ​​з поліволокна, сопло двигуна оснащено електроприводом відхилення. 30 листопада 2006 успішно відбулось перше випробування. 4 грудня 2007 успішно відбулось друге випробування, під час якого була досягнута тяга 190 тс при тривалості роботи 111 с, параметри роботи двигуна перебували в межах заявлених.

Перший ступінь «Веги» має новий РДТП P80 (розроблений за паралельною програмою), конструктивні елементи, необхідні для з'єднання з другим ступенем, з наземною інфраструктурою і з головним вузлом бортового радіоелектронного обладнання (БРЕО) ступеня.

Двигун P80 адаптований під малу ракету-носій «Вега», але його масштаб дозволяє застосувати ці технології на новому поколінні твердопаливних стартових прискорювачів для «Аріан-5».

Zefiro 23[ред.ред. код]

Розвиток двигуна Zefiro було ініційовано компанією «Avio» і профінансовано «Avio» і ISA. Другий ступінь ракети-носія «Вега». Виготовлений ​​з вуглецево-епоксидного волокна, а сопло з вуглецево-фенольного волокна з вуглецево-волоконними вставками. Використання цих матеріалів зменшило масу конструкції і збільшило її міцність. Довжина — 7,5 м, діаметр — 1,9 м, маса палива — 23,9 т, тяга — 1200 кН, коефіцієнт розширення сопла — 25, тривалість роботи 71,6 с. Перший успішний запуск відбувся 26 червня 2006 в Сальто-ді-Квір, Сардинія, Італія. Другий запуск 27 березня 2008 успішно закінчився присвоєнням кваліфікації ступеня ракети-носія.

Двигун другого ступеня «Веги» — подовжений варіант італійського РДТП Zefiro 16, зі збільшеною до 24 т масою палива. Три двигуни Zefiro пройшли вогневі стендові випробування (у червні 1998, у червні 1999 і у грудні 2000) з позитивними результатами.

Новий подовжений РДТП, відомий як Zefiro 23, має легкий корпус з композитних матеріалів, виготовлений спіральним намотуванням вуглецевої нитки з епоксидним єднальним, теплоізоляцію на базі пластика EPDM малої щільності і рухоме сопло з гнучким шарніром.

Циліндрична шашка палива НТРВ 1912 має зіркоподібний внутрішній канал у хвостовій частині двигуна. Тиск у камері згоряння Zefiro 23 становить 95 бар, максимальна тяга у вакуумі — 1200 кН. Сопло має діаметр критичного перерізу 294 мм і ступінь розширення (геометричний) приблизно 25. Номінальна тривалість роботи РДТП — приблизно 71 сек.

Крім двигуна Zefiro, другий ступінь має елементи конструкції, необхідні для з'єднання із суміжними ступенями і головним вузлом БРЕО. Стики в «полярних» точках двигуна і міжступеневі фланці — з високоміцного алюмінію. Перехідник між другим і третім ступенями — алюмінієва циліндрична конструкція.

Zefiro 9[ред.ред. код]

Порівняння ракет носіїв VEGA та Ariane-5

Другий ступінь ракети-носія має довжину 3,85 м, діаметр 1,9 м, маса палива 10,1 т, тяга 213 кН, коефіцієнт розширення сопла 56, тривалість роботи 117 с. Перше випробування успішно відбулось 20 грудня 2005 року на полігоні Сальто-ді-Квір, на південно-східному узбережжі Сардинії, Італія. Друге випробування відбулось 28 березня 2007 року в Сальто-ді-Квір — на 35-й секунді роботи двигуна різко знизився внутрішній тиск, що спричинило втрату тяги. Це було викликано конструкційними недоліками. 23 жовтня 2008 відбулось успішне повторне випробування з модифікованим соплом, зареєстрованому, як Zefiro-9A. 28 квітня 2009 на полігоні Сальто-ді-Квір відбулось останнє вогневе випробування з присвоєнням кваліфікації ступеня ракети-носія Вега.

Двигун третього ступеня ракети-носія «Вега» — укорочений РДТП Zefiro 16 зі зменшеною до 9,5 т масою палива. За конструкцією він подібний до двигуна другого ступеня.

Тиск у камері згоряння Zefiro 9 становить 67 бар, а максимальна тяга у вакуумі — 280 кН. Сопло має діаметр критичного перерізу 164 мм і геометричний ступінь розширення 56. Запалювання відбувається після кількох секунд пасивного польоту (залежно від необхідної траєкторії), після вигоряння Zefiro 23. Номінальний час роботи РДТП — приблизно 116 сек.

Міжступеневий перехідник з'єднує Zefiro 9 із AVUM, а також БРЕО і системою безпеки ступеня.

AVUM[ред.ред. код]

Верхній модуль точної стабілізації (англ. Altitude Vernier Upper Module, AVUM) — четвертий ступінь ракети-носія «Вега». Довжина — 1,74 м, діаметр — 1,9 м, маса палива — 550 кг, тяга — 2,45 кН, Час роботи — 315,2 с. Обладнаний некріогенним ЖРД закритого циклу багаторазового вмикання. Пальне — несиметричний диметилгідразин, Окислювач — азотний тетраоксид. Ступінь обладнано двигуном і основними компонентами авіоніки ракети-носія.

Верхній ступінь AVUM має два модуля. У першому встановлені елементи рушійної установки (англ. AVUM Propulsion Module, АРМ — рушійний відсік AVUM), у другому — відсік обладнання (англ. AVUM Avionics Module, ААМ — модуль авіоніки ступеня AVUM).

APM забезпечує управління орієнтацією і осьову тягу на заключних стадіях польоту «Вега», виконуючи наступні функції:

  • управління креном на ділянці роботи третього і четвертого ступенів;
  • управління орієнтацією при пасивному польоті і на орбіті;
  • корекція помилок швидкості через розкид характеристик РДТП;
  • імпульс швидкості для скруглення орбіти;
  • націлювання супутника;
  • маневр при відділенні супутника;
  • відведення порожнього ступеня з орбіти.

Загальна маса палива — 250 — 500 кг залежно від конфігурації ракети-носія і планованого запуску.

Космічна головна частина, крім ступеня AVUM і обтічника, має адаптер корисного навантаження (передбачається використовувати наявний адаптер ракети-носія Аріан-5 діаметром 937 мм). Головний обтічник висотою 7,9 м має складну конструкцію (дві композитні вуглець-вуглецеві оболонки і стільниковий алюмінієвий заповнювач) з циліндричною частиною зовнішнього діаметра 2,6 м і довжиною 3,5 м.

Скидання головного обтічника здійснюється за допомогою спрацьовування замків і подовженого піротехнічного заряду на ділянці пасивного польоту між роботою РДТП другого і третього ступенів.

Базова архітектура БРЕО «Вега» відповідає підходу, аналогічному концепції Аріан-5, і має чотири головні підсистеми:

  • Електроживлення та розподілу енергії;
  • Телеметрії;
  • Локалізації несправностей і безпеки;
  • Управління польотом і введення польотних завдань.

Участь України[ред.ред. код]

2004 Державне конструкторське бюро «Південне» отримало право постачати ракетні двигуни для європейської ракети-носія «Вега» в рамках контракту з італійською фірмою Avio[4].

У рамках контракту з компанією Avio (Італія), КБ «Південне» розробляє маршевий двигун VG 143, що входить до складу рідинної рушійної установки розгінного блоку європейської ракети-носія «Вега» і призначеного для створення тяги, управління вектором тяги за тангажем і рисканням, маневрування розгінного блоку, відведення розгінного блоку з орбіти[5]. КБ Південне протягом чотирьох років працювало над створенням унікального розгінного блоку — рідинного ракетного двигуна четвертого ступеня РД-868Р з тягою 250 кг.

Етапи виконання контракту[ред.ред. код]

18 липня 2006 КБ Південне почало кваліфікаційні вогневі випробування блоку маршового двигуна VG 143.

27 липня 2006 року відбулось перше настроювальне випробування.

На початку квітня 2010 Виробниче об'єднання «Південний машинобудівний завод» за кресленнями КБ «Південне» зібрало і здало замовнику першу льотну модель блоку маршового двигуна (БМД) керівного модуля четвертого ступеня ракети-носія. БМД упакований в контейнер і буде відправлений у Авіо (Італія) до кінця квітня 2010 року[6]. У квітні 2010 року почалась передача серійних двигунів замовнику.

Перспектива співпраці[ред.ред. код]

Європейські розробники планують замінити український розгінний блок. Зараз розгінний блок «Веги» працює на класичних висококиплячих компонентах, але європейці хочуть відмовитись від використання цього токсичного, хоча й ефективного палива. Вони мають намір перевести розгінний блок на кисень-метанове ракетне паливо. До його виробництва планують залучити німецький концерн Astrium.

Планується, що європейська версія четвертого ступеня не буде знижувати енергетичні можливості носія.

Стартовий комплекс[ред.ред. код]

Запуск ракети планується здійснювати з майданчика ELV (фр. Encemble de lancement Vega — Майданчик для запуску Веги) космодрому Куру (Французька Гвіана), який був переобладнаний з ELA-1 — старого майданчика для запуску ракет-носіїв «Європа», Аріан-2, -3. Після побудови майданчик називався CECLES і використовувався для запуску ракети-носія «Європа-2».

Перший запуск з майданчика відбувся 5 листопада 1971 року. Запуск закінчився невдало. Стартовий майданчик був зруйнований. 1979 майданчик відновили для запуску ракети-носія Аріан-1, а 24 грудня 1979 року відбувся перший успішний запуск. Майданчик назвали ELA (скорочення від фр. Encemble de lancement Ariane — Майданчик для запуску Аріан). 31 травня 1986 успішно відбувся запуск ракети-носія Аріан-2, а 4 серпня 1984 року успішно відбувся запуск ракети-носія Аріан-3. 1988 року майданчик перейменували в ELA-1, оскільки було введено в експлуатацію ELA-2 для Аріан-4. Експлуатація Аріан-1 припинилась 22 лютого 1986, Аріан-2 — 2 квітня 1989 року, Аріан-3 — 12 липня 1989 року. Майданчик ELA-1 був зруйнований. 2011 року майданчик відновили для проекту «Вега».

Стартовий комплекс ЄКА (Гвіанський космічний центр CSG в Куру, Французька Гвіана) дозволяє виводити космічні апарати з різними азимутами запуску (екваторіальні, полярні і проміжні способи). Стартовий майданчик для «Веги» розташований між комплексами для запуску Аріан-4 і Аріан-5. Новий наземний сегмент використовує наявну інфраструктуру, зокрема стартовий стіл ELA-1, який був спочатку побудований для Аріоан-1, і Центр управління Аріан-5. Збірка ракети-носія та операції інтеграції будуть виконуватись на стартовому столі у новій пересувній споруді BIV (фр. Bailment d'lntegration Vega — Споруда збирання Веги), яка буде приділятися після заключної збірки. Управління операціями запуску буде здійснюватись зі спеціальної кімнати в межах Центру управління Аріан-5 (CDL-3).

Конкуренти[ред.ред. код]

Порівняння характеристик РН легкого класу
Ракета-носій Країна Перший політ кількість запусків в рік (всього) Широта СК Старт. маса, т Маса КН, т Успішних. пусків, % Вартість пуску, млн $
НОО¹ ГПО ССО²
«Дніпро»[7] Україна Україна / Росія Росія 21.04.1999 1-3 (17) 46° / 51° 211 3,7 2,3 94% 30,7[8]
«Рокот»[9] Росія Росія 20.11.1990 1-2 (18) 46° / 62° 107,5 2,1 1,6 89% 22,5 (€15)[10]
«Вега»[11] Європейський Союз Європейський Союз 13.02.2012 2(2) 137 2,3 1,6 100% (2 пуски) 42[12]
«Циклон-4»[13] Україна Україна 2015[14] 0 2,3° 193 5,685 1,6 3,91 23³
«Союз-2.1в»[15] Росія Росія 28.02 2013 1 62° 160 2,8 1,4⁴ 100% (1 пуск)
«Ангара 1.2»[16] Росія Росія 2015 0 62° 171 3.8
«Антарес»[17] США США 21.04.2013[18] 3-4 (3) 38° 240 5,6 4,4 100% (3 пуски)
¹ — висота 300 км, нахил відповідає космодрому; ² — висота 300 км, нахил 98°; ³ — оцінка, 2007; ⁴ — висота 835 км

На світовому ринку запуску носіїв легкого класу «Вега» за потужністю конкурує з:

Примітки[ред.ред. код]

  1. «Запуск легкої ракети "Вега" з космодрому Куру перенесено на 13 лютого». 01.02.2012.  (рос.)
  2. «Рекламний буклет Вега». ESA. Архів оригіналу за 2012-06-30. (англ.)
  3. «Перспективи розвитку італійської космонавтики». ESA. Архів оригіналу за 2012-06-30. (англ.)
  4. http://fbc.net.ua/news/newscompany/KB_Juzhnoe_izgotovilo_blok_marshevogo.html КБ «Південне» виготовило блок маршового двигуна VG 143(рос.)
  5. http://www.yuzhnoye.com/?idD=33&id=124&path=News/News 18 липня 2006 КБ «Південне» почало кваліфікаційні вогневі випробування блоку маршевого двигуна VG 143.(рос.)
  6. http://www.yuzhnoye.com/?idD=75&id=124&path=News/News Здана перша льотна модель БМД(рос.)
  7. «Днепр». Конструкторское Бюро “Южное”. Процитовано 07.04.2012. 
  8. «Iridium Reports Double-digit Revenue Growth in First Half of 2011» (англійською). Space News. 8.08.2011. Процитовано 08.04.2012. 
  9. «Rockot User's Guide, EHB0003, Issue 5, Revision 0». EUROCKOT Launch Services GmbH. Август 2011. Процитовано 07.04.2012. 
  10. «European SMOS and Proba-2 Successfully Launched by Rockot» (англійською). Space News. 9.11.2009. Процитовано 08.04.2012. 
  11. «Vega User’s Manual Issue 3, Revision 0, стр. 2-7» (англійською). ARIANESPACE. 03.2006. Процитовано 08.04.2012. 
  12. «Vega Expected to be Price-competitive With Russian Rockets» (англійською). Space News. 23.01.2012. Процитовано 07.04.2012. 
  13. «CYCLONE-4 Launch Vehicle User's Guide Issue 1 – October 2010, стр. 53-56» (англійською). Alcantara Cyclone Space. 10.2010. Процитовано 07.04.2012. 
  14. «Украина и Бразилия перенесли сроки первого запуска РН «Циклон-4»». РИА Новости. 2013-04-10. Процитовано 2013-04-12. 
  15. «Союз-2 этапа 1в». ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс. Процитовано 07.04.2012. 
  16. «Семейство ракет-носителей «Ангара»». ФГУП «Государственный космический научно-производственный центр имени М.В.Хруничева». Процитовано 07.04.2012. 
  17. «Antares Medium-Class Launch Vehicle» (англійською). Orbital Sciences Corporation. Процитовано 07.04.2012. 
  18. «Orbital Successfully Launches First Antares Rocket» (англійською). http://www.orbital.com/. Процитовано 2013-04-22. 

Джерела[ред.ред. код]