Союз (ракета-носій)

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.
Перейти до: навігація, пошук
Союз (ракета-носій)
Soyuz ASTP rocket launch.jpg
Призначення ракета-носій
Виробник ОКБ-1,ЦСКБ-Прогресс
Країна СРСР СРСР
Розміри
Висота 49,012 м м
Діаметр 10,303 м м
Маса 307,650 тис. кг кг
Ступенів 3
Історія запусків
Космодроми Байконур
Плесецьк
Всього запусків 32 (різних модифікацій)
Невдалих 1
Частково невдалих 2
Перший ступінь
Двигуни РД-107 індекс 8Д74 (один чотирьох-камерний основний 4 одно-камерних рульових)
Тяга 821 кН (на ур. моря) / 1 MH (у вакуумі) кН
Питомий імпульс 2520 м/с (на ур. моря) / 3080 м/с (у вакуумі) с
Тривалість горіння 140 секунд с
Паливо гас, рідкий кисень
Другий ступінь
Двигуни РД-108 (один чотирьох-камерний основний 4 одно-камерних рульових)
Тяга 942 кН кН
Питомий імпульс 3089 м/с с
Паливо гас, рідкий кисень
Третій ступінь
Двигуни РД-0109 (один чотирьох-камерний основний 4 одно-камерних рульових)
Тяга 54,5 кН кН
Питомий імпульс 3173 м/с с
Тривалість горіння 430 секунд с
Паливо гас, рідкий кисень

«Союз» (індекс УРВ РВСН — 11А511) — радянська триступенева ракета-носій (РН) середнього класу з сімейства Р-7, призначена для виведення на кругову орбіту Землі з незмінним нахилом орбіти пілотованих космічних кораблів типу «Союз» і автоматичних космічних апаратів серії «Космос».

Розроблялася і виготовлялася в Куйбишевському Філіалі № 3 ОКБ-1 (нині — ЦСКБ-Прогрес) під керівництвом Дмитра Ілліча Козлова і Сергія Павловича Корольова на основі ракет-носіїв «Р-7А», «Восход».

За допомогою ракети-носія «Союз» були запущені всі «Союз 7К-ОК», перші 11 космічних кораблів «Союз 7K-T», а також перші «Союз 7К-ТА» (для орбітальної станції «Салют-3»). Всього було здійснено 32 запуски з 1966 року по 1976 рік, з них 30 були успішними.

На базі ракети-носія було розроблено три модифікації: «Союз-Л» — для здійснення відпрацювання місячної кабіни ракетно-космічного комплексу Н1-ЛЗ; «Союз-М» — для виведення на навколоземну орбіту розвідувальних супутників спеціального призначення типу «Зеніт-4МТ»; І, згодом, «Союз-У» — для виведення на навколоземну орбіту космічних кораблів типу «Союз» і «Прогрес», а також безлічі космічних апаратів серії «Космос», «Ресурс-Ф», «Фотон», «Біон» і ряду зарубіжних апаратів.

Зміст

Історія створення[ред.ред. код]

Передумови[ред.ред. код]

Історія створення ракети-носія «Союз» починається 20 травня 1954, коли ЦК КПРС і Рада Міністрів СРСР прийняли постанову № 956-408 про розробку міжконтинентальної балістичної ракети (МБР) Р-7 (індекс УРВ РВСН — 8К71), в якому перед ОКБ−1 під керівництвом Сергія Павловича Корольова була офіційно поставлена задача створення балістичної ракети, здатної нести термоядерний заряд, і дальністю польоту до 10 тисяч кілометрів[1].

Теоретичні основи створення ракетних двигунів і енергетичних установок ракетних комплексів були сформовані в НДІ-1 НКАП СРСР під керівництвом Мстислава Всеволодовича Келдиша.

Безпосереднє конструювання ракети Р-7 почалося в ОКБ-1 в 1953 році під керівництвом Сергія Павловича Корольова, провідним конструктором по Р-7 був призначений Дмитро Ілліч Козлов, проектним відділом ОКБ-1 по Р-7 керував Сергій Сергійович Крюков. Нові потужні двигуни для Р-7 паралельно розроблялися в ОКБ-456, під керівництвом Валентина Петровича Глушка.

Система управління ракетою проектувалася в НДІ-885 (нині — ФГУП «НПЦАП») під керівництвом Миколи Олексійовича Пилюгіна, а виготовлення було доручено харківському заводу Комунар.

В Інституті проблем управління АН СРСР під керівництвом Бориса Миколайовича Петрова була розроблена система спорожнення баків і система синхронізації витрати ракетного палива. Розробка системи радіоуправління велася в НДІ-885 під керівництвом Михайла Сергійовича Рязанського.

У НДІ-944 (нині — ФГУП «НПЦАП») під керівництвом Віктора Івановича Кузнецова конструювалися гіроскопічні прилади системи управління, системи автоматичного підриву ракети проектував Борис Овсійович Черток в ОКБ-1, а систему телеметричних вимірювань — Олексій Федорович Богомолов в ОКБ МЕІ.

Одночасно з початком розробки нової МБР була створена комісія на чолі з генерал-лейтенантом Василем Івановичем Вознюком, яка розглядала питання про будівництво спеціального випробувального полігону. Стартовий комплекс був розроблений в ГСКБ «Спецмаш» під керівництвом Володимира Павловича Барміна.

У лютому 1955 роки для відпрацювання тактико-технічних характеристик перспективної МБР під командуванням генерала Георгія Максимовича Шубникова створюється новий Науково-дослідний випробувальний полігон № 5 Міністерства Оборони СРСР (НДІП-5), що став потім космодромом Байконур. Місце будівництва — Казахстан, залізнична станція Тюра-Там, Кзил-Ординський області.

Створення ракети Р-7[ред.ред. код]

Докладніше: Р-7

Ескізний проект Р-7 був готовий в ОКБ-1 24 липня 1954. Згідно проекту МБР стартовою масою 280 т, тягою у землі 404 тс і довжиною 34,2 м мала доставити головну частину масою 5,4 т на відстань 8240 км. Льотні випробування Р-7 почалися 15 травня 1957.

Перший пуск був невдалим. Ракета 8К71 № М1-5 у вимірювальному варіанті пролетіла близько 400 км і зруйнувалася внаслідок пожежі. Успішним був тільки четвертий пуск, який відбувся 21 серпня 1957.

Ще до прийняття на озброєння МБР Р-7 в 1959 році було прийнято рішення про будівництво об'єкта «Ангара» в районі селища Плесецьк Архангельської області (нині — космодром Плесецьк) спеціально для постановки на бойове чергування саме балістичних ракет даного типу.

У тому ж 1959 році в СРСР було створено новий вид військ — Ракетні війська стратегічного призначення (РВСП), на озброєння яких стали надходити міжконтинентальні балістичні ракети Р-7. Постановою ЦК КПРС і Ради Міністрів СРСР № 192-20 від 20 січня 1960 МБР Р-7 була прийнята на озброєння. Всього було здійснено 30 пусків ракет Р-7, з них 20 — успішні.

Створення виробничої інфраструктури[ред.ред. код]

Разом з прийняттям ракет Р-7 на озброєння перед промисловістю постало складне завдання: забезпечити необхідний боєзапас для новостворених ракетних військ і споруджуваних полігонів. Дослідний завод ОКБ-1 не мав достатніх виробничих потужностей для серійного виробництва ракет Р-7.

Тому 2 січня 1958 було прийнято постанову ЦК КПРС і Ради Міністрів СРСР № 2-1сс/ОВ, в якому Куйбишевському Державному авіаційному заводу № 1 імені Осоавіахіма (ГАЗ № 1, завод «Прогрес») Міністерства авіаційної промисловості наказувалося, не припиняючи випуску літаків «Ту-16», реконструювати виробництво і освоїти випуск МБР Р-7, індекс 8К71, з випуском трьох льотних виробів в четвертому кварталі 1958.

У Куйбишев, для освоєння виробництва, Корольов відправляє бригаду інженерів під керівництвом Дмитра Ілліча Козлова. Терміни, протягом яких треба слід було виконати дану задачу, були вийнятково стислими, але колектив заводу під керівництвом директора заводу Віктора Яковича Литвинова і провідного конструктора Дмитра Ілліча Козлова впорався з поставленим завданням.

Освоєння ракети на заводі № 1 проходило успішно і вже наприкінці 1958 перші три ракети були виготовлені і здані замовникам, а 17 лютого 1959 з полігону Байконур була успішно запущена перша серійна ракета Р-7.

Для безпосереднього конструкторського супроводу і модернізації виготовляємих заводом ракет, на території заводу № 1, С. П. Корольов, наказом по ОКБ-1 № 74 від 25 липня 1959, створив спеціальний конструкторський відділ № 25 ОКБ-1, який відповідно до постановою ЦК КПРС і СМ СРСР № 715-296 від 23 червня 1960, перетворений в Філія № 3 з дислокацією в місті Куйбишеві. Згодом, в 1974 році, КБ було перейменовано в ЦСКБ.

На основі двоступеневої міжконтинентальної балістичної ракети Р-7, створеної в конструкторському бюро С. П. Корольова в 1953–1957 роках, розроблено більше десяти модифікацій космічних ракет-носіїв (РН). Створена на її базі триступенева РН «Супутник» 4 жовтня 1957 вивела на орбіту перший штучний супутник Землі — «ПС-1».

Створення ракети-носія Р-7А[ред.ред. код]

Паралельно з Р-7 протягом 1958–1959 років ОКБ-1 спільно з ЦСКБ і заводом № 1 вели розробку вдосконаленої версії МБР «Р-7А» (індекс УРВ РВСН — 8К74). Двоступенева ракета Р-7 мала довжину 33 метри, максимальну стартову масу — 278 тонни, а максимальна дальність стрільби була визначена в 8000 кілометрів.

Наприкінці 1959 року народження, паралельно з випуском МБР Р-7, почалося освоєння Р-7А, серійний випуск якої в Куйбишеві почався в III кварталі 1960. Стартова маса 8К74 склала 276 т (8К71 — 278 т), довжина — 31,065 м, максимальна дальність стрільби не більше ніж 12 000 км. На приладовому відсіку Р-7А з'явився конічний перехідник для стикування менш габаритної головної частини з блоком «А». Нова інерціальна система керування взяла на себе функції системи радіокерування, за винятком керування дальністю. Було здійснене певне полегшення конструкції ракети (за рахунок хімічного фрезерування стінок баків). Скоротився час підготовки ракети до пуску, в результаті чого була підвищена боєготовність.

Перший пуск в рамках льотних випробувань відбувся 23 грудня 1959, останній — 7 липня 1960 року. МБР Р-7А була прийнята на озброєння РВСП постановою ЦК КПРС і СМ СРСР № 1001-416 від 12 вересня 1960.

У Міністерстві оборони США і НАТО ракета отримала позначення SS-6 і Sapwood, відповідно. Головне ракетно-артилерійське управління Міністерства Оборони СРСР використовувало індекс 8К74.

У сімействі ракет-носіїв Р-7А можна виділити наступні типи:

  • 8К78 «Молнія»- чотириступінчасті ракети-носії для запуску автоматичних космічних апаратів на високі еліптичні орбіти і міжпланетних космічних станцій до Місяця, Марсу і Венері;
  • 8К78М «Молнія-М» — чотириступінчасті ракети-носії з модернізованими двигунами першого і другого ступеня. Послужила основою для створення триступінчатих варіантів «Восток» і «Союз»;
  • 11А57 «Восток» — триступенева ракета-носій для запуску космічних кораблів «Восток» і розвідувальних супутників «Зеніт»;
  • 8К72 «Восход» і 8А92 «Восход-2»- триступінчаті ракети-носії для запуску автоматичних космічних апаратів на середні кругові орбіти;
  • 11А510 — спеціальна версія ракети-носія 8А92 для запуску двох дослідних зразків космічного апарату УС-А, Розробки ОКБ-52;
  • 11А59 «Політ»- Двоступеневих ракета-носій для запуску ШСЗ «Політ-1» й «Політ-2»;
  • 11А511 «Союз» — триступінчаті ракети-носії для запуску пілотованих космічних кораблів та автоматичних космічних апаратів на низькі навколоземні орбіти.

Станом на 2011 рік було вироблено 1760 ракет всіх модифікацій ракет-носіїв, створених на базі міжконтинентальної балістичної ракети Р-7.

Створення 11А511 «Союз»[ред.ред. код]

Після успішніх запусків ракет-носіїв «Восток» й «Восход» У 1958–1963 роках, С. П. Корольов приступивши до розробки принципова нового напрямку в пілотованій космонавтиці.

Розглядалися не тільки прості польоти, максимум з пасивним зближенням кораблів за рахунок початкової балістичної побудови, а й групові польоті, активне зближеними, стикування, перехід космонавтів з корабля в корабель. Для здійснення тривалих польотів передбачало забезпечення більш-менш комфортабельних умов для космонавта, для чого до складу корабля нового Покоління вводився побутовий відсік.

Задумувався й обліт Місяця екіпажем з двох чоловік, для чого на навколоземній орбіті мав збиратися комплекс у складі пілотованого корабля «Союз-7К» і ракетного розгінного блоку «Союз-9К», який, у свою чергу, заправлявся паливом на орбіті танкером-заправщиком «Союз-11К». Корабель «Союз-7К», ракетний блок «Союз-9К» і танкер-заправник «Союз-11К» передбачало використовувати для виведення на орбіту ракетою-носієм середнього класу. Однак енергооснащеності найбільш потужної, на той момент, РН 11А57 («Восход»), станом на 1963 було недостатньо для реалізації передбачуваної місії, крім того, дуже гостро стояло питання про оснащення пілотованого космічного корабля «Союз-7К» активною системою аварійного порятунку (САС), здатної у разі нештатної ситуації, що загрожує життю екіпажу, на всіх ділянках польоту ракети-носія, надійно виконати дії з порятунку космонавтів.

Також в 1962–1963 роках в Куйбишевському Філіалі № 3 велися роботи по створенню автоматичних космічних апаратів типу «Зеніт-4МТ» для введення топографічної зйомки в інтересах МО СРСР, які також вимагали підвищення енергетики базової ракети-носія.

Таким чином, виникла необхідність розробки нової модифікації ракети-носія. Ця модифікація отримала індекс 11А511 та найменування «Союз», вона використовувалася для запуску пілотованих космічних кораблів типу «Союз», а в подальшому і для вантажних транспортних кораблів типу «Прогрес».

Триступеневу РН середнього класу 11А511 «Союз» булу розроблено КФЦ КБЕМ в 1966 году відповідно до постанови ЦК КПРС і Ради Міністрів СРСР № 1184-435 від 3 грудня 1963 і призначалася для виведення на навколоземну орбіту комплексів «Союз-7К», «Союз-9К» й «Союз-11К» в основному розвідувальних космічних апаратів серії «Космос», Розроблення також Куйбишевською Філією.

РН «Союз» як модернізація РН «Восход»[ред.ред. код]

Ракета-носій 11А511 «Союз» створювалася на базі РН 11А57 «Восход». Основним змінам піддався блок 3-го ступеня, який був модернізованій з метою подальшого підвищення енергетичних характеристик ракети-носія.

Розробка даної модифікації почалася в середині 1963. До того годині ОКБ-1 розробляло пілотованій комплекс «Союз» 7К-9К-11К для обльоту Місяця. Відповідно до початкових вихідних даними (Кінець 1962 року — качан 1963 року), маса корабля «Союз» на орбіті повинна була скласти 5,8 тон.

Його запуск передбачався за допомогою уніфікованого носія 11А57 «Восход» на базі ракети Р-7А. Проте до середини 1963 в ході розробки проектна маса корабля перевищила 6 тон, а маса головного обтікача з двигунами САС наблизилася до 2 тонам, стало зрозуміло, що РН 11А57 не зможе вивести його на розрахункову орбіту. Почався пошук шляхів модернізації цієї РН з метою Збільшення вантажопідйомності.

Модернізація ступенів проводилася Куйбишевською Філією № 3 ОКБ-1, а головного блоку — спільно ОКБ-1 та Філією № 3. Зовні ступені: практичніше не змінилися, але були істотно модернізовані:

  • полеглі Бортова кабельна мережа систем управління та телеметрії;
  • телеметрична система на бічному й центральному блоках замінена новою системою, встановленою на блоці «А»;
  • знижено нахил орбіти космічного корабля до площини екватора з 64,8° до 51,5°;
  • підвищена міцність деяких силових елементів першого ступеня, так як при новій циклограмі їх відділення передбачалось при підвищеному швидкісному напорі;
  • через розкид параметрів, двигуни 8Д727 (РД-108) Для блоку «А» підбиралися індивідуально (питома тяга — Не менше 252 секунд на рівні моря);
  • Зменшена довжина блоку «І», оптимізована його кабельна мережа;
  • модернізована система керування третього ступеня.

Особливості конструкції РН «Союз»[ред.ред. код]

Ракета-носій «Союз» легко впізнається по чотирьом конічнім бічним блокам першого ступеня, що відрізняє всі «Союзи» від других ракет-носіїв, а також характерному головному обтікача з чотирма прямокутниками гратчастими стабілізаторами і специфічної «вежі» системи аварійного порятунку на вершині.

Характеристики основних вузлів РН «Союз»[ред.ред. код]

Загальна довжина ракети-носія складає не більше ніж 50,67 м і покладів від типу запускається космічного корабля. Максимальний поперечний розмір ракети-носія вимірюється по кінцевим повітряним рулям і становить 10 м і 30 см. Стартова маса не більше 308 тон, а загальна маса палива не більше ніж 274 тони. Суха маса ракети-носія з транспортними патронами і корисного навантаження не більше ніж 34 тони і покладів від типу запускається космічного корабля. Рухові установки РН «Союз» дозволяють розвивати сумарну тягу 413 тс на рівні моря і більш ніж 505 тс у вакуумі.

Триступенева ракета-носій «Союз» складається з:

  • Першого ступеня, який складається з чотирьох стартових прискорювачів — блоків «Б», «В», «Г» і «Д»;
  • Другий ступінь, який складається з центрального блоку «А»;
  • Третій ступінь — блок «І»;
  • адаптера корисного вантажу, головного обтікача і системи аварійного порятунку екіпажу.

Ракета-носій 11А511 «Союз» дозволяє Виводити на низьких навколоземну орбіту корисне навантаження масою до 7,1 тонн. У якості рухової установки ракети-носія «Союз» були використані допрацьовані двигуни двоступеневої МБР Р-7А і триступеневої ракети-носія середнього класу «Восход».

Перший ступінь[ред.ред. код]

Перша ступінь складається з чотирьох конусоподібних бічних блоків — прискорювачів «Б», «В», «Г» і «Д» з автономними двигунами на шкірному прискорювачі. Всі бічні блоки були розміщені Вздовж центрального блоку «А» у взаємно перпендикулярних площинах стабілізації.

Бічні блоки при польоті ракети-носія впираються своїми передніми опорами в спеціальні кронштейни центрального блоку, що були розміщені на силовому шпангоуті бака окислювача. Спеціальна конструкція кронштейнів забезпечувала сприйняття тільки поздовжніх навантажень, з бічних блоків, і не перешкоджала вільному відділенню передніх опор бічних блоків при зникненні поздовжньої сили при виключенні двигунів бічних прискорювачів.

Відділення прискорювачів відбувалося приблизно на 118 секунді після старту.

Конструкція[ред.ред. код]

Конструктивно-компонувальна схема бокового блоку ракети-носія «Союз» булу типова для всіх ракет-носіїв з сімейства Р-7 з складається з наступних частин:

  • Силового конуса;
  • Бака з окислювачем — несучої конструкції конічної форми у верхній частині бічного блоку. У баку була передбачена спеціальна система розкриття, що спрацьовувала при відділенні прискорювача. Система розкриття дозволяла розгерметизувати конструкцію бака й перенаправити вихідні гази через спеціальне сопло в зовнішнє середовище, створюючі при цьому, силу, що відводить бічній блок при поділі ступенів.
  • Міжбакового відсіку — конструкції в центральній частині прискорювача, виконаної у вигляді конічної оболонки. У відсіку розміщувалися прилади та елементи автоматики забезпечують управління боковим блоком в період спільного функціонування в складі ракети-носія. Для забезпечення доступу до приладів в обшивці були передбачені спеціальні герметичні люки;
  • Бака з пальним — несучої конструкції конічної форми в центральній частині прискорювача, що кріпилася до заднього торцевому шпангоуту міжбакового відсіку. Всередині бака проходила тунельна труба, в якій прокладений трубопровід окислювача;
  • Відсіку баків перекису водню і рідкого азоту — тороїдальної конструкції в нижній частині прискорювача, що служила перехідною Ланка між хвостовим відсіком й паливними баками;
  • Хвостового відсіку — конструкції в нижній частині прискорювача спеціальної циліндричної форми. У хвостовому відсіку розміщувався Маршова двигун й одне аеродинамічне кермо з електричним приводом. Задня частина зовнішньої поверхні відділення мала відбиваючий екран, який захищає донну частину ракети від дії теплових потоків факела.

Суха маса конструкції бокового блоку стають не більше ніж 3,75 т. У бічні блоки перед стартом заправляли в цілому не більше ніж 155–160 тонн палива.

Рухова установка[ред.ред. код]

У якості маршової рушійної установки (ДУ) першого ступенів використовувалися чотири чотирикамерні рідинні ракетні двигуни відкритого циклу РД-107 (Індекс 8Д728), розробки Валентином Петровичем Глушка в НВО «Енергомаш». Двигуни були закріплені на передньому торцевому шпангоути хвостового відсіку.

Кожний двигун РД-107 мав чотири основні нерухомі й дві поворотні кермові камери згоряння, закріплених в шарнірних підвісах. Тиск в основних камерах згоряння становіть 58 кг/см², в рульових камерах згоряння — 54кгс/см². Маса сухого двигуна РД-107 становила 1155 кг. Повна маса — 1300 кг.

Подача палива в рухові установки здійснювалася за допомогою турбонасосного агрегату (ТНА), турбіна ТНА розкручувалася парогазом, отриманим в газогенераторі при каталітичному розкладанні концентрованої 82% перекису водню. Керування вектором тяги, замість використання газових рулів, здійснювалося за рахунок повороту малих рулів камер згоряння. Дана схема роботи дозволила знизити втрати тяги при зміні її вектору.

Другий ступінь[ред.ред. код]

Другий ступінь включав масу конструкцій центрального блоку «А» з корисним навантаженням і паливом, що залишається в баках блоку після закінчення роботи першого ступеня. Відділення іншого ступеня відбувалося приблизно на 278 секунді після старту.

Конструкція[ред.ред. код]

Конструктивно-компонувальна схема бокового блоку ракети-носія «Союз» булу схожа з центральним блоком іншого ступеня РН «Восход» і складався з наступних частин:

  • Приладового відсіку.
  • Бака з окислювачем — конструкції в двох оболонок у формі зрізаних конусів, повернених великими основами один до одного. Довжина відсіку стають не більше ніж 9,5 м, а діаметр, у Середньому, стає 2 м.
  • Міжбакового відсіку довжина 1 м і діаметром не більше ніж 2 м.
  • Бака з пальним — конструкції циліндричної форми з торосферичними днищами в центральній частині інший щабель, що кріпилася до переднього торцевого шпангоуту бака з Окислювач. Довжина відсіку стають не більше ніж 7,9 м, а діаметр не більше ніж 2 м. Усередині бака було прокладено магістраль окислювача.
  • Відсіку бака з рідкім азотом у вигляді тороїдального підвісної бака, що кріпився до відсіку з перекисом водний. У внутрішній порожнині бака проходили трубопроводи смальни і Окислювач.
  • Відсіку бака перекису водним — конструкції в Нижній частині прискорювача, що служила перехідною Ланка між хвостовим відсіком і баком з рідкім азотом. Довжина бака становила 1,8 м і являв собою несучі кільцевої циліндричний бак з днищами у вигляді бочок.
  • Хвостового відсіку — конструкції в нижній частині прискорювача спеціальної циліндричної форми. хвостових відсік мав довжину 2,75 м й діаметр 2 м. У хвостовому відсіку розміщувався Маршова двигун з чотирма обтікачами, розташованими на зовнішній оболонці в площині стабілізації.

Суха маса конструкції бокового блоку «А» стають не більше ніж 6 т. В центральний блок перед стартом заправляли в цілому не більше ніж 90-95 тон палива.

Рухова установка[ред.ред. код]

На іншому Ступені ракети-носія в якості Маршова двигуна використовувався рідинний двигун РД-108 (Індекс 8Д721), також розробки в НВО «Енергомаш».

Двигун РД-108 був закріпленій на передньому торцевому шпангоути хвостового відсіку допомогою трубчастої рами. Двигун складався з чотирьох нерухомих камер згоряння і чотирьох поворотних камер, відхилюваних на ± 35° і служачих виконавчими органами системи керування. Рухові установки спільно з іншими органами керування ракетою, забезпечували необхідне положення ракети в просторі на активній ділянці траєкторії і самостійно керованою ракетою на другій ділянці. Двигун являв собою РРД відкритого циклу із спільним ТНА, системою газогенерації й автоматики системи наддуву. Схема подачі палива була аналогічна двигунам РД-107 бічним прискорювачам.

Тиск в основних камерах згоряння стаєш 58 кг/см², в рульових камерах згоряння — 54 кгс/см². Тиск на виході з сопла в двигуні РД-108 стає 0,23 кг/см². Маса сухого двигуна становить 1195 кг.

Третій ступінь[ред.ред. код]

У якості третього ступеня використовувався модернізованій блок «І» від ракети-носія 11А57 «Восход».

Конструкція[ред.ред. код]

Конструктивно-компонувальна схема блоку «І» ракети-носія «Союз» складалася з:

  • скидаємого перехідного відсіку — особливої конструкції для кріплення блоку корисного навантаження з головним обтікачем на верхній частині блоку «І» третього ступеня;
  • бака з пальним — сферичної конструкції у верхній частині блоку;
  • відсіку систем управління і вимірювання;
  • баку з окислювачем — сферичної конструкції в нижній частині блоку;
  • хвостового відсіку — відсіку для розміщення рухових установок блоку третього ступеня ракети-носія.

Загальна довжина блоку «І» третього ступеня стала не більше 6,745 м, а діаметр — не більше 2,66 м. Загальна маса становила трохи більше 25 тон.

Рухова установка[ред.ред. код]

В якості двигуна на блоці третього ступеня використовувався високонадійний рідинний ракетний двигун відкритого циклу РД-0110(Індекс 11Д55), розроблений Семеном Арієвичем Косбергом в ОКБ-154.

Двигун РД-0110 з турбонасосною подачею палива, мав чотири основні нерухомі й чотири поворотні кермові камери згоряння, закріплених в шарнірних підвісах. Тиск в основних камерах згоряння стаєш 69,5 кгс/см².

Загальна довжина двигуна не перевищувала 2,2 м, а маса — 408 кг. Максимальний годину роботи двигуна було обмежене відміткою в 250 секунд.

Використовуване паливо[ред.ред. код]

Як компоненти палива у всіх ступенях ракети-носія використовувався реактивний гас Т-1. Як окислювач використаний — рідкий кисень (LOX), дуже пожежонебезпечний і навіть вибухонебезпечний тип окислювача, хоча й не токсичний.

Також для забезпечення роботи допоміжних систем ракета заправляю невелика кількістю перекису водню і рідкого азоту.

Тактико-технічні характеристики ступенів РН «Союз»[ред.ред. код]

Тактико-технічні характеристики ступенів РН «Союз»
Ступені
(блок)
Довжина, м Макси­мальний поперечний розмір, м Макси­мальний діаметр, м Стартова маса, т Суха маса, т Маса палива, т Двигунна установка Розробник ДУ Тип ДУ Марка топлива Окислювач НТ на рівні моря, тс НТ в вакуумі, тс Питомий імпульс на рівні моря, с Питомий імпульс в вакуумі, с Витрата палива, кг/с Витрата окислювача, кг/с Ступінь розширення сопла Час відділення, с Максимальний час работи, с
I ступінь (блоки Б, В, Г, Д) 19,825 3,82 2,68 43,325 3,75 39,475 РД-107 В. П. Глушко РРД відкритого циклу гас Т-1 рідкий кисень 83,5 101,5 252 313 88,3 218,4 149/1 Т+118 140
II ступінь (блок А) 28,465 2,95 2,95 100,24 1,25 93,3 РД-108 В. П. Глушко РРД відкритого циклу гас Т-1 рідкий кисень 79,3 99,3 252 315 84,8 202,7 153/1 Т+286 320
III ступінь (блок І) 6,745 2,66 2,66 25,45 0,41 22,7 РД-0110 С. А. Косберг РРД відкритого циклу гас Т-1 Рідкий кисень 30,38 326 Т+526 240

Система аварійного порятунку екіпажу[ред.ред. код]

Особливості конструкції САС ракети-носія «Союз»[ред.ред. код]

Найсерйознішою відзнакою РН «Союз» від попередніх носіїв типу Р-7, призначених для пілотованих польотів, стала розроблена а ОКБ-1 система аварійного порятунку (САС) нового типу. САС «Взвод» за 15 хвилин до старту ракети-носія і забезпечувала порятунок екіпажу в разі аварії ракети як на стартовому Майданчик, так і на будь-якій ділянці польоту. РН «Союз» проектувалася для Виведення на навколоземну орбіту космічних кораблів однойменної програми «Союз». Корабель «Союз» складався з трьох відсіків — орбітального, приладово-агрегатного і спускаємого апарату. Спусковий апарат з космонавтами знаходився в середині зв'язки, а силовий елемент (шпангоут, до якого можна прикладати зусилля) — у самому низу. Тому для відведення спускаємого апарату з ракети, доводилось відводити весь корабель цілком, разом з головним обтікачем (ГО).

Розташування маршевих установок САС по тянущій схемі — зверху на штанзі, а не в нижній частині, під космічнім кораблем, диктувалося міркуваннями економії ваги, оскільки відразу після набору ракетою-носієм достатньої висоті, штанга разом з двигуном відстрілювалась від ГО.

На стулках головного обтікача РН «Союз» були встановлені твердопаливні ракетні двигуни (РДТТ) поділу, що відвернуть відокремлюваній головний блок з екіпажем, на ділянці між відділенням рухової установки САС і скидаємого головного обтікача. На вершині модуля був розташованій невеликий двигун для відведення убік головного обтікача після спрацьовування основного твердопаливного двигуна відділення.

Твердопаливна рухова установка САС являла собою два багатосоплових блоки твердопаливних двигунів (для поділу і відведення відокремлюваного головного блоку) i чотири невеликих керуючих РДТТ.

Корабель з'єднувався з головним обтікачем трьома опорами, які оточували спускний апарати «впиралися» в нижній шпангоут побутового відсіку. На цьому шпангоуті спусковий апарат як би «висів».

Зусилля від ДУ САС на спусковий апарат (СА) передавалися через два силових пояси (верхній та нижній) i спеціальний ложемент в який був встановлений спускними апарат. Також існувало додаткове кріплення у верхній частині головного блоку, яке фіксувало орбітальній відсік.

У 1965 в ході розробки САС з'ясувалося, що скидання ГО, при аварії, цілком неможливо без сильного удару по приладо-агрегатному відсіку. Для усунення даної проблеми було вирішено розділити обтікач на дві частини поперечним стиком, щоб при спрацьовуванні ДУ САС, від ГО відокремлювалася тільки його верхня частина. При цьому нижня частина ГО разом з приладно-агрегатного відсіку космічного корабля Залишаюсь з ракетою.

Для збереження стійкості в польоті на ГО стали встановлювати чотири гратчастих стабілізатори. Така конструктивно-компонувальна схема відокремлюваного головного блоку САС стала базовою для всіх модифікацій ракет серії «Союз» і КК «Союз» в майбутньому.

Тактико-технічні характеристики САС РН «Союз»[ред.ред. код]

Параметри

Довжина: 19,825 м
Максимальна довжина: 10,3 м;
Максимальний діаметр: 3 м;
Маса апарату з корисним навантаженням (Союз 7К-ОК): 8,51;
Маса корисного вантажу (Союз 7К-ОК): 6,56 т;
Час скиданння рухої установки САС&nbsp: Т +157 секунд;
Час скидання головного обтікача: Т +161 секунда;

Сценарій роботи САС в разі аварії[ред.ред. код]

Залежно від моменту аварії, порятунок екіпажу був передбачений по одному з чотирьох програм:

1. Програма застосовувалася від моменту включення САС в черговий режим на стартовій позиції (за 10-15 хв. до старту ракети) до моменту скидання головного обтікача, разом з якім (або Дещо раніше) скидався твердопаливна рухова установка. За цією програмою в момент виникнення аварії включалася сигналізація на пульті космонавтів, аварійно вимикалися рухові установки ракети-носія (Тільки при аваріях після 20 с. польоту), космічний корабель поділявся по стику між спусковим апаратом й приладно-агрегатним відсіком, фіксувалися силові зв'язки, що утримують спускними апарат і орбітальній відсік всередині головного обтікача.

Далі поділявся поперечний стик в середній частині ГО і розкривалися гратчасті стабілізатори. Одночасно з розкриття стабілізаторів мав би запускатися основний твердопаливний двигун. У процесі роботи основного двигуна включалися кермові двигуни відведення, що формують траєкторію відведення відокремлюваного головного блоку. ОГБ мав піднятися на висоті не менше, ніж 850 метрів й бути від місця старту в сторону не менше, ніж на 110 метрів.

У районі вершини траєкторії відведення відбувається відділення апарату, що спускається від орбітального відсіку і включається твердопаливний двигун поділу, що забезпечує відведення головного обтікача разом з орбітальнім відсіком на безпечну відстань від СА.

Після відділення апарату, що спускається включається система управління спуском, яка мала б демпфірувати кутові обертання СА, отримані при поділі.

Потім по команді програмно-часового пристрою (при аварії на малих висотах) або по команді барометричного датчика (при аварії на великих висотах) починався Введення парашутної системи. При аварії в перші 26 секунд польоту передбачалася посадка СА на запасному парашуті, а після 26 секунди польоту — на основному. У процесі спуску на парашуті бортові системи СА готувалися до посадки. При спрацьовуванні РДТТ екіпаж відчував перевантаження до 10g. Тяга РДТТ становила 76 тс, а час роботи — менше 2 секунд.

2. Програма призначалася для порятунку екіпажу до 157-ї секунди. В рамках даної програми ракета-носій забезпечувала відділення головного блоку САС, який являв собою своєрідній літальній апарат, що складається з:

  • відвідної частини космічного корабля (спускними апарат і побутовий відсік);
  • головного обтікача;
  • рухової установки.

3. Програма спрацьовувала при аварії між 161 і 522 секундами польоту. За цією програмою в момент аварії включалася сигналізація на пульті космонавтів, аварійно вимикалися рухові установки ракети-носія і Бортові системи СА переводилися в аварійний режим роботи.

Після закінчення певної часової затримки відокремлювався орбітальній відсік, а потім поділявся СА й Приладний-агрегатний відсік. Після поділу, система управління спуском розгортала спусковий апарат в площині тангажу при вході в атмосферу забезпечувала таким чином, його спуск в режимі «максимальної аеродинамічної якості». При подальшому зниженні СА, система приземлення працювала по штатній програмі;

4. При аварії після 522 секунди і до виходу на орбіту здійснювався поділ відсіків космічного корабля за штатною схемою, але спуск винен БУВ проходити по балістичній Траєкторії, при цьому перевантаження могли перевищувати 10g.

Модіфікації РН «Союз»[ред.ред. код]

На базі ракети-носія 11А511 «Союз» було розроблено дві модифікації: «Союз-Л» та «Союз-М», а відповідно РН стала основою для ракети-носія «Союз-У».

РН «Союз-Л»[ред.ред. код]

Т2К в польоті
Докладніше: Союз-Л

Для здійснення відпрацювання місячної кабіни (об'єкт «Т2К») Ракетно-космічного комплексу Н1-ЛЗ на базі ракети-носія 11А511 «Союз» булу розроблено її модифікацію — РН «Союз-Л». Дана модифікація відрізнялася незвичайною надкаліберною формою головного обтікача.

У 1970–1971 роках з космодрому Байконур було здійснено 3 пуски ракети-носія 11А511Л з космічними апаратами «Космос-379», «Космос-398» й «Космос-434».

РН «Союз-М»[ред.ред. код]

Докладніше: Союз-М

Для Виведення на орбіту військово-дослідного корабля Союз «7К-ВІ», над розробкою якого в середині 1960-х років трудилися колективи Куйбишевської філії ЦКБЕМ і заводу «Прогрес», на базі ракети-носія 11А511 було розроблено модифікацію 11А511М «Союз-М».

Після Закриття програм по військових модифікацій корабля «Союз», виготовлені на тій момент ракети-носії були переобладнані під можливість запуску розвідувальних супутників типом Зеніт-4МТ «Оріон» (індекс — 11Ф629), розробки все того ж «ЦСКБ-Прогрес».

У 1971–1976 роках з космодрому Плесецьк з допомогою «11А511М» були успішно запущені вісім космічних апаратів спеціального призначення типу Зеніт-4М «Оріон». Всі запуски ракети-носія «Союз-М» здійснювалися з космодрому Плесецьк, зі стартових майданчиків № 41/1 та № 43/4.

РН «Союз-У»[ред.ред. код]

Докладніше: Союз-У

У 1970–1973 роках було розроблено модифікацію «Союз-У» (індекс — 11А511), яка призначалася для виведення на навколоземну орбіту пілотованих і вантажних космічних кораблів типу «Союз», безпілотних транспортних кораблів типу «Прогрес», космічних апаратів Серії «Космос», «Ресурс-Ф», «Фотон», «Біон», а також ряду зарубіжних космічних апаратів. Основною відмінністю ракети-носія «Союз-У» від базової було застосування двигунів першого й іншого ступенів з підвищеними енергетичними характеристиками.

Станом на 18 травня 2012 року було здійснено 771 пуск ракети-носія даної модифікації.

РН «Союз-2»[ред.ред. код]

Ракета-носій «Союз-2» — сімейство триступінчатих ракет-носіїв середнього класу, розроблення в «ЦСКБ-Прогрес» на Основі ракети-носія «Союз-У» шляхом глибокої модернізації. Маса корисного навантаження, що виводиться на низьку орбіту Землі — від 2800 кг до 9200 кг залежних від модифікації і точки запуску. Проектна назва — «Русь».

РН «Союз-СТ»[ред.ред. код]

Докладніше: Союз на Куру

Ракети-носії «Союз-СТ» — сімейство триступінчатих ракет-носіїв середнього класу, створене на базі РН «Союз-2» для забезпечення комерційних запусків з космодрому Куру. Основні відмінності ракети від базового варіанту — доопрацювання системи управління під прийом телекоманд з землі на припинення польоту і доробку телеметрії під європейські наземні станції прийому телеметричної інформації.

Ракета-носій «Союз-СТ-А», створена на базі ракети-носія «Союз 2-1а», здатна виводити на геоперехідну орбіту (ГПО) Космічні апарати масою до 2810 кг, а на сонячно-синхронну орбіту (ССО) Висота 820 км — апарати масою до 4230 кг. «Союз-СТ-Б» на базі ракети «Союз 2-1б», здатна виводити на ГПО до 3250 кг, а на ССО — до 4900 кг.

Історія запусків ракети-носія «Союз»[ред.ред. код]

Всього було здійснено 32 запуску РН «Союз» (один пуск аварійний і одна аварія ракети на стартовій позиції до пуску). Перший пуск РН 11А511 «Союз» відбувся 28 листопада 1966. На орбіту був Виведення безпілотний «Союз» («Космос-133»). Останній пуск відбувся 14 жовтня 1976, На орбіту був Виведення транспортний корабель 7К-Т («Союз-23»).

Список всіх запусків ракет-носіїв «Союз»[ред.ред. код]

Всі запуски ракети-носія «Союз» здійснювалися з космодрому Байконур, зі стартових майданчиків № 1 і № 31, А з 1970 року тільки з стартового майданчика № 1.

Інцидент 14 грудня 1966[ред.ред. код]

Після вдалого запуску РН «Союз» 28 листопада 1966 з апаратом «Союз 7К-ОК» Серії № 2 наступний випробувальний запуск був запланований на 14 грудня 1966. У якості корисного навантаження було вирішено використовувати «Союз 7К-ОК» Серії № 1. Оскільки даний апарат не мав пари, перевірити режим автоматичного стикування було неможливо, однак можна було перевірити роботу бортових систем корабля.

При підготовці пуску на одному з бічних блоків не спрацював пірозапал. Автоматика дала «відбій» і ракета залишилася на старті. Почалися роботи по зливу палива, персонал покинувши бункер й знаходився біля підніжжя ракети. Через 27 хвилин після скасування пуску раптово спрацювала система аварійного порятунку корабля. Як з'ясувалося ця система залишаюсь ввімкненою, з часом, через гіроскопічні датчики зафіксувала кутове відхилення космічного корабля, що з'явилося через обертання Землі, й видала аварійний сигнал на спусковий апарат й побутовий відсік, які за допомогою твердопаливних двигунів були підняті на висоту близько кілометра де відбулося відділення спускного апарату, й його подальший спуск на парашуті.

У приладово-агрегатному відсіку, що залишився на РН загорівся теплоносій, що виливався з трубопроводів на яких були відсутні зворотні клапани. Через двадцять сім хвилин після відділення САС, один за одним відбулося кілька вибухів, але цих хвилин виявилося достатньо, щоб основна маса людей встигла покинути небезпечний зону. Майор Коростіль з випробувального управління вирішив не покидати комплекс, а сховатися за стіну огорожі й загинув, задихнувшись у диму. Наступного дня після пожежі померли ще два солдата. Після катастрофи було вирішено здійснити додаткові випробувальні запуски, а пілотовані польоти тимчасово призупинити. Для нового пуску почали готувати «Союз 7К-ОК» № 3, старт якого був призначений на 15 січня 1967. Запуск пілотованих «Союзів» № 4 та № 5 запланували на березень 1967 року.

Старт корабля «7К-ОК» № 3 («Космос-140») З манекеном на борту відбувся 7 лютого 1967. Пуск був вдалим, хоча й через відмову в системі орієнтації, корабель витрати занадто багато палива, що не зміг Виконати ВСІ поставлені Завдання і змушений був здійснити посадку в незаплановане районі — в Аральському морі, де, відповідно й затонув.

Інцидент 5 квітня 1975[ред.ред. код]

5 квітня 1975, 11:04 ранку, космодром Байконур, Стартовий комплекс № 1. Пуск ракети-носія «Союз 11А511», яка винна булу вивести на навколоземну орбіту космічний корабель «Союз-18а».

На борту космічного корабля перебував екіпаж у складі:

При виведенні корабля на орбіту, в роботі бортових систем третього ступеня ракети-носія відбувся збій й автоматика прийняти рішення на аварійне відділення корабля від носія. Поділ сталося на висоти близько 150 кілометрів над поверхнею Землі.

Спуск космічного корабля на Землю відбувався по балістичній траєкторії з великими перевантаженнями, що досягали 15g. Спускаємий апарат корабля здійснив посадку на південний Захід від міста Горно-Алтайськ на схилі гори. Після торкання земної поверхні спускний апарат покотився вниз по схилу і зупинився тільки зачепившись за дерево, що росло на краю прірви.

Тільки дивом космонавтові не здійснили відстріл парашута, що й врятувало їх від загибелі. З спускного апарату космонавти були евакуйовані за допомогою гелікоптера. Тривалість польоту космонавтів склала 21 хвилина 27 секунд.

Цікаві факти[ред.ред. код]

Ракета-носій «Союз» стала першою радянською ракетою, старт якої був показаний по телебаченню. Це було при пуску космічного корабля «Союз-3», пілотованого Г. Т. Береговим, 26 жовтня 1968 року.

1 жовтня 2001 на честь ювілею польоту Юрія Гагаріна в космос і ракети «Р-7», що випускається в Самарі з 1958, В Самарі був встановлений монумент ракета-носій «Союз» музею «Самара космічна» імені Д. І. Козлова.

Примітки[ред.ред. код]

Джерела[ред.ред. код]

Статті[ред.ред. код]

  • Козлов Д. И., Фомин Г. Е., Новиков В. Н., Широков В. А. Развитие космических средств выведения среднего класса типа «Союз».
  • Шамсутдинов С. Легендарный корабль «Союз» (2002).
  • Красильников А. «Прогресс М-18М»: оборудование для изучения «космической погоды» 23 (2013) (363).
  • Варфоломеев Т. Первая межконтинентальная: рождение «Семёрки».
  • Варфоломеев Т. Универсальный «Союз».
  • Варфоломеев Т., Лебедев В. «Семерка» для третьего спутника.
  • Полетаева В. Главная ракета XX века.
  • Суворов А. Жизнь на кончике иглы: система спасения (сентябрь 1998).
  • Croy, Richard. A Soyuz 11A511 Guidance & Control System (2003).
  • Gilbert N. Lewis. The magnetism of oxygen and the molecule O4 46 (1924) С. 2027–2032. — DOI:10.1021/ja01674a008.