Русская Википедия:Союз-2 (семейство ракет-носителей)

Материал из Онлайн справочника
Перейти к навигацииПерейти к поиску

Шаблон:Другие значения Шаблон:Эта статья Шаблон:Ракета

«Союз-2» (рабочее название проекта — «Русь»[1]) — семейство трёхступенчатых ракет-носителей среднего класса, разработанное и производимое РКЦ «Прогресс» (Самара) путём глубокой модернизации ракеты-носителя «Союз-У». Является частью семейства ракет-носителей Р-7.

Масса полезной нагрузки выводимой на низкую орбиту Земли — от Шаблон:Num до Шаблон:Num в зависимости от модификации и точки запуска. Также в семейство «Союз-2» входит двухступенчатая РН «Союз-2.1в» лёгкого класса.

В долгосрочной перспективе семейство РН «Союз-2» может быть заменено на перспективное семейство РН «Союз-5» («Иртыш») и/или близким по грузоподъемности «Союз-6».

Назначение

Ракеты предназначены для выведения космических аппаратов (КА) на низкие, средние, высокие, солнечно-синхронные, геопереходные и геостационарные орбиты с существующих стартовых комплексов. В том числе предусматривается запуск пилотируемых и грузовых космических кораблей по программе Международной космической станции.

Процесс замены РН «Союз-У» и «Молния-М» на РН «Союз-2» этапов 1а и 1б, который начался одновременно с лётными испытаниями РН «Союз-2» этапов 1а и 1б, завершён, эксплуатация старых типов носителей прекращена. Для выведения транспортных пилотируемых кораблей типа «Союз» процесс перехода с РН «Союз-ФГ» на «Союз-2» этапа 1а был заморожен в июле 2013 года по причине нехватки финансирования «Роскосмоса»[2]. Завершить переход на «Союз-2» этапа 1а планируется в 2020 году.

Конструкция

Ракеты «Союз-2» состоят из четырёх боковых блоков первой ступени, центральной второй ступени и центральной третьей ступени, к которой сверху через переходник крепится полезная нагрузка (возможно, с разгонным блоком) под обтекателем. На старте зажигаются одновременно боковые блоки и двигатель второй ступени.

Блоки первой ступени

Каждый из четырёх боковых блоков («Б», «В», «Г» и «Д») выполнен в форме конуса, имеет сухую массу 3784 кг, полную массу 44 413 кг, несёт 11 260 кг горючего и 27 900 кг окислителя. Горючее и окислитель находятся в стабилизированных давлением баках из алюминиевого сплава. Длина блока 19,60 м, максимальный диаметр 2,68 м. Маршевый двигатель блока — РД-107А с четырьмя основными камерами сгорания, тяга 838,5 кН (~85,6 тс) на уровне моря, 1021,3 кН (~104 тс) в вакууме, удельный импульс двигателя 262 с на уровне моря, 319 с в вакууме. Наддув топлива осуществляется испарением жидкого азота. Турбонасосный агрегат работает от газогенератора на каталитически разлагаемой перекиси водорода. Время горения 118 с, тяга ступенчато управляемая. Двигатель содержит, кроме четырёх неподвижных маршевых камер, две управляющие камеры с тягой по 35 кН, с отклонением до 45 градусов и гидроприводом. Блоки крепятся ко 2-й ступени (на одном уровне по окружности с шагом 90°) с помощью пироболтов[3].

Вторая ступень

Вторая ступень (блок «А») имеет форму двух соосных цилиндров (верхний — большего диаметра), сопряжённых конусным переходом. Максимальный диаметр ступени 2,95 м, высота 27,10 м. Её сухая масса 6545 кг, полная масса 99 765 кг. Ступень несёт 26 300 кг горючего и 63 800 кг окислителя. Маршевый двигатель ступени — РД-108А с четырьмя основными камерами сгорания, тяга 792,5 кН (~80,8 тс) на уровне моря, 990,2 кН (~94 тс) в вакууме, удельный импульс двигателя 255 с на уровне моря, 319 с в вакууме. Наддув топлива осуществляется испарением жидкого азота. Турбонасосный агрегат работает от газогенератора на каталитически разлагаемой перекиси водорода. Время горения 286 с, тяга ступенчато управляемая. Помимо четырёх неподвижных маршевых камер, двигатель включает в себя четыре управляющие камеры с тягой по 35 кН, с отклонением до 45 градусов и гидроприводом. Вторая ступень соединена с третьей ступенью с помощью пироболтов[3].

Третья ступень

Третья ступень (блок «И») имеет цилиндрическую форму, её диаметр 2,66 м, высота 6,70 м. Сухая масса 2355 кг, масса с топливом 27 755 кг. Ступень несёт 7600 кг горючего и 17 800 кг окислителя. Маршевый двигатель ступени — либо РД-0110 (в вакууме тяга 297,9 кН (~30,4 тс), удельный импульс 326 с), либо в более поздних вариантах РД-0124 (в вакууме тяга 294,3 кН (~30,0 тс), удельный импульс 359 с). В обоих случаях двигатель имеет четыре основные камеры сгорания, в варианте РД-0124 они подвижные, каждая из которых может качаться в одной плоскости, обеспечивая управление вектором тяги. В варианте РД-0110 основные камеры неподвижны, управление осуществляется с помощью четырёх рулевых сопел, из которых выбрасывается отработанный газ турбонасосного агрегата[4]. Время горения 270 с. Наддув топлива осуществляется испарением жидкого гелия[3].

Топливо

В качестве горючего всеми ступенями может использоваться топливо Т-1 или нафтил РГ-1[5], в качестве окислителя — жидкий кислород.

Первоначально в ракете использовалось исключительно топливо T-1 (авиационный керосин), однако, в связи с истощением Анастасиевско-Троицкого месторождения, из нефти которого оно производится, начался перевод ракеты на использование нафтила[6][7]. С ноября 2017 года нафтил на носителях семейства «Союз-2» использовался в качестве горючего только в блоке «И» (третьей ступени) модификации 1б[8], 23 октября 2022 произошёл первый запуск ракеты полностью на нафтиле[9]. По информации, размещённой на сайте Роскосмоса, в дальнейшем с космодрома «Восточный» не будут производиться пуски ракет с керосином Т-1 в качестве горючего[10], однако на Байконуре продолжится использование керосина[11].

Как следует из технической документации[12], нафтил обладает несколько большей плотностью, чем керосин Т-1 (0,833 против 0,8 г/см³), вследствие чего при использовании нафтила масса горючего в ступенях возрастёт: на 199 кг увеличится масса топлива одного блока первой ступени, на 468 кг — второй ступени, на 128 кг — третьей для модификации 1а. Также нафтил обладает большей теплотой сгорания — примерно на 100 кДж/кг выше, чем у керосина Т-1.

Замена на РН «Союз-5» («Иртыш»)

Планировалось, что на смену ракетам «Союз-2» придет семейство ракет «Союз-5» («Иртыш»), головным разработчиком которого является РКЦ «Прогресс».

При разработке семейства «Союз-5» был использован задел по программе «Русь-М»[13].

Первоначальный вариант — двухступенчатая РН среднего класса «Союз-5.1» тандемной схемы на компонентах топлива сжиженный природный газ и жидкий кислород и с массой полезной нагрузки около 8,5 тонн. Существуют также другие варианты, в том числе на другие массы полезных нагрузок, а также с использованием керосина в качестве топлива.

По состоянию на январь 2016 года по теме «Союз-5» завершено эскизное проектирование[14], которое в отличие от проведенной до него НИР, выполнялось в инициативном порядке.

В дальнейшем, в рамках Федеральной космической программы на 2016—2025 годы сформированы требования «Роскосмоса» к космическому ракетному комплексу «Феникс» и проведены опытно-конструкторские работы (с 2018 года)[15] с использованием задела по комплексу «Союз-5»[13].

  • 26 июля 2019 года глава Роскосмоса Дмитрий Рогозин сообщил СМИ, что «Союз-2.1а» и «Союз-2.1б» могут оснастить двигателями РД-180, которые Россия сейчас поставляет в США, но не использует в отечественных ракетах[16].

Обтекатели, используемые для непилотируемых запусков

РН «Союз-2» используется для различных непилотируемых запусков, в том числе продвигается «Старсем» для коммерческих запусков спутников. При этом используются следующие типы головных обтекателей:

  • Грузовой космический корабль «Прогресс» используется для доставки различных грузов на МКС (как прежде использовался для доставки на станцию Мир). Корабль использует специализированный головной обтекатель (одинаковый для «Союз-У», «Союз-ФГ» и «Союз-2»);
  • тип обтекателя А используется для коммерческих запусков. Кроме «Союз-2» используется на «Союз-У», «Союз-ФГ»;
  • тип обтекателя С используется для коммерческих запусков «Старсем». Обтекатель имеет внешний диаметр Шаблон:Num и длину Шаблон:Num. РБ «Фрегат» спрятан под обтекателем вместе с полезной нагрузкой;
  • тип обтекателя СЛ используется для коммерческих запусков «Старсем». Обтекатель имеет внешний диаметр Шаблон:Num и длину Шаблон:Num. РБ «Фрегат» спрятан под обтекателем вместе с полезной нагрузкой. Этот тип обтекателя был использован для запуска КА COROT;
  • тип обтекателя СТ используется для коммерческих запусков «Старсем». Обтекатель имеет внешний диаметр Шаблон:Num и длину Шаблон:Num. Данный тип обтекателя может быть использован только вместе с «Союз-2», так как аналоговые системы управления не способны стабилизировать полёт, парируя аэродинамические возмущения, возникающие при полёте с обтекателем такого размера. Этот углепластиковый обтекатель адаптирован с РН Ariane 4[17]. Это единственный тип обтекателя, предлагаемый Старсем и Arianespace при запуске из Куру[18]. Этот тип обтекателя был использован для запуска КА MetOp-A.

Стартовые площадки

Файл:Plesetsk LC 43-4.jpg
Пустой стартовый комплекс 43/4 в Плесецке

Так как, с точки зрения конструкции, РН «Союз-2» является модификацией РН «Союз-У» его запуск возможен с любого стартового комплекса, предназначенного для запуска ракет-носителей семейства Р-7 после установки специфического для «Союз-2» оборудования и прокладки соответствующих кабельных связей.

На сегодняШаблон:Когда переоборудованы под запуск РН «Союз-2» следующие стартовые комплексы:

  • «Плесецк», площадка 43 / старт № 4 (оборудование для более старых РН демонтировано, поэтому запускать с данного стартового комплекса можно только «Союз-2»).
  • «Байконур», площадка 31 (на 2011 год в МИК и на стартовом комплексе установлено оборудование как для проверки и запуска «Союз-У»/«Союз-ФГ», так и для «Союз-2», поэтому с данной площадки возможны и производятся запуски всех вышеперечисленных РН).

Планируется доработка под запуск РН «Союз-2» следующих стартовых комплексов:

На новом российском космодроме «Восточный» построен стартовый комплекс «Союз-2».

Кроме вышеперечисленных площадок для запуска «Союз-2» (модификаций СТ-А, СТ-Б) специально построен стартовый комплекс в Гвианском космическом центре (ГКЦ), технология запуска с которого кардинально отличается от запусков с космодромов «Плесецк» и «Байконур»:

  • В монтажно-испытательном комплексе (МИК) собирается только собственно РН, без её стыковки с космической головной частью (состоит из космического аппарата, обтекателя и, опционально, разгонного блока «Фрегат»). Ракета вывозится и устанавливается на стартовый комплекс «без головы». На российских космодромах РН вывозится из МИК в сборе с головной частью.
  • Головная часть собирается, вывозится и устанавливается на РН в вертикальном положении. Это связано с тем, что многие европейские космические аппараты не переносят искривляющих боковых нагрузок, неизбежных при стыковке аппарата к РН и перевозки собранной конструкции в горизонтальном положении.
  • Установка головной части и операции по подготовке РН к пуску производятся в прямом смысле под крышей — после установки РН на неё накатывают по рельсам специальную конструкцию — мобильную башню обслуживания, которая закрывает от экваториальной погоды работающий с РН персонал и содержит площадки, лифты и другие средства удобного доступа к различным частям ракеты.
  • В отличие от российских космодромов управление пуском осуществляется не из сравнительно близко расположенных к стартовому столу подземных бункеров, а из обычного здания, расположенного на расстоянии более Шаблон:Num от стартового стола. Большие длины связей потребовали дополнительной адаптации систем стартового комплекса.
  • По предварительной информации операции подключения и отключения заправочного оборудования будут автоматизированы благодаря тому, что стартовый стол для «Союз-СТ» не вращается и точки подключения заправочного оборудования находятся всегда в одном месте. В Плесецке и Байконуре «Союз-2» запускается с вращающегося по азимуту стартового стола, что затрудняет автоматизацию заправочных операций.

Модификации ракеты

Семейство состоит из нескольких модификаций РН (ранее предполагалось, что это будут последовательные этапы модернизации одной ракеты):

Версия Индекс ПН на НОО, т ПН на ССО, т ПН на ГПО, т Масса РН, т Шаблон:S Шаблон:S Шаблон:S Тип РБ СК Примечание
1а[20][21] 14А14 7,0[А 1]
7,4[А 2]
7,4[А 3] 		4,6[А 1]
4,6[А 2]
4,0[А 3] 		1,5[А 2] 308—314 РД-107А РД-108А РД-0110 «Фрегат» Шаблон:S
Шаблон:S
372РН16 «Волга»
«Фрегат» 		Шаблон:S
1б[20][21] 14А14 7,85[А 1]
8,25[А 2]
8,7[А 3] 		4,9[А 1]
4,9[А 2]
5,0[А 3] 		1,8[А 2]
2,0[А 3] 		308—314 РД-107А РД-108А РД-0124 «Фрегат» «Плесецк» 43/4,
«Байконур» 31/6
372РН17 Шаблон:S
1в[22][23][24][25] 14А15 2,8[А 1]
3,3[А 3] 		1,4[А 1]
1,2[А 3] 		157—160 Шаблон:S
Шаблон:S 		Шаблон:S нет «Волга» «Плесецк» 43/4
СТ-А[20][26] 372РН21 4,3[А 4] 2,81[А 4] 306—313 РД-107А РД-108А РД-0110 «Фрегат» ГКЦ
СТ-Б[20][26][27] 372РН21 9,2[А 4] 4,9[А 4] 3,25[А 4] 306—313 РД-107А РД-108А РД-0124 «Фрегат» ГКЦ

«Союз-2.1а»

Шаблон:Main

Файл:Launch of the Soyuz-2.1a from Vostochny 2016-04-28 015.jpg
Запуск ракеты-носителя «Союз-2.1а» с космодрома «Восточный» 28 апреля 2016 года

Первая модификация предусматривала замену двух[28] аналоговых систем управления на единую цифровую российского производства, что позволило значительно повысить точность выведения, устойчивость и управляемость ракеты, кроме того снизило зависимость от импортных комплектующих при производстве РН. Применение новой системы управления позволило использовать увеличенные головные обтекатели и соответственно увеличить габариты полезной нагрузки. Новая система управления распределена по всей ракете: на третьей ступени установлены БЦВМ, навигационные приборы и оборудование преобразования информации с датчиков и формирования команд для элементов управления третьей ступени, оборудование преобразования информации с датчиков и формирования команд для элементов управления остальных блоков (центрального и боковых) размещены непосредственно в этих блоках, преобразовательное оборудование связано с БЦВМ по кодовым линиям связи.

На этом этапе предусмотрено также использование модернизированных (относительно «Союз-У») двигателей на блоках первой и второй ступеней — с целью повышения эффективности двигателей применены новые форсуночные головки, обеспечивающие более эффективное смесеобразование, что приводит к увеличению выводимой полезной нагрузки (на низкую орбиту) примерно на Шаблон:Num. Конструкция третьей ступени рассчитана на применение обоих типов двигателей, как РД-0110, использовавшийся и на предыдущих модификациях, так и на РД-0124. Соотношение объёмов баков О и Г изменено с учётом требований для двигателя РД-0124, в результате чего бак керосина приобрёл слегка «чечевицеобразную» форму.

Данная модификация может применяться как самостоятельно, так и с использованием разгонного блока «Фрегат».

«Союз-2.1б»

Файл:RocketLaunch2018-06.jpg
Союз-2.1б перед запуском на космодроме «Плесецк». 17 июня 2018 года.

В ракете-носителе «Союз-2.1б»[29], по сравнению с вариантом «Союз-2.1а», в качестве двигателя третьей ступени используется РД-0124 разработки КБ Химавтоматики с повышенным удельным импульсом до Шаблон:Num и улучшенной управляемостью за счёт возможности изменения вектора тяги основных камер вместо применения малоэффективных рулевых сопел на затурбинном («мятом») газе. Применение другого типа горючего (керосин РГ-1 «нафтил» вместо керосина Т-1) привело к изменению соотношения объёмов заправляемых компонентов и, как следствие, к переработке конструкции блока И.

Данная модификация может применяться как самостоятельно, так и с использованием разгонного блока «Фрегат».

Данная модификация проще (содержит меньше элементов) чем 1а, из-за применения более совершенного двигателя и способна заменить 1а во всех вариантах применения. Её недостатки проистекают из её преимуществ: новый двигатель делает модификацию дороже из-за необходимости окупания затрат на ОКР, он заметно более материалоёмок, и он же не позволяет распространить статистику успешных пусков «Союз-У» и «Союз-ФГ» на данную модификацию ракеты, что пока не позволяет применять её в особо ответственных областях, например, в пилотируемой космонавтике.

2 ноября 2022 года Россия провела успешный запуск ракеты Союз-2.1б" с военным спутником. В сообщении Министерства обороны уточнялось, что ракета стартовала в 9:48 по московскому времени с космодрома Плесецк[30].

«Союз-2М»

Перспективная ракета-носитель «Союз-2М», разрабатываемая на базе «Союза-2.1б», отличающаяся отсутствием разгонного блока, сможет выводить 2—3 тонны полезного груза на солнечно-синхронную орбиту[31][32].

Предположительно, работы по модификации «Союза-2» затронут двигатель третьей ступени РД-0124, который должен обеспечить возможность многократного пуска[33][34].

Работы по «Союзу-2М» проводятся в сотрудничестве с Казахстаном и ОАЭ[33][35].

Стоимость запуска «Союза-2М» оценивается в 30 миллионов долларов[31][32].

16 октября 2019 года Дмитрий Рогозин сообщил СМИ, что в ноябре планируется заключить контракт между Россией, Казахстаном и ОАЭ на модернизацию «Гагаринского старта», использовать который планируется для пусков коммерческой версии ракеты «Союз-2»[36].

«Союз-СТ-А»

Шаблон:См. также

Файл:Centre Spatial Guyanais - Soyuz Launchpad 33010863838.jpg
Стартовая площадка РН «Союз» на космодроме Куру́

Для обеспечения коммерческих запусков с космодрома Куру́ на базе ракеты-носителя «Союз-2.1а» создана модифицированная ракета-носитель «Союз-СТ-А». Основные отличия ракеты от базового варианта — доработка системы управления под приём телекоманд с земли на прекращение полёта, доработка телеметрии под европейские наземные станции приёма телеметрической информации и доработка под среду эксплуатации (высокая влажность, морская перевозка и др.).

Основные отличия между СТ-А и 1а лежат в технологии подготовки и запуска РН с космодрома Куру относительно применяемых на космодромах «Плесецк» и «Байконур».

Первый запуск «Союз-СТ-А» состоялся 17 декабря 2011 года[37]. Первая партия российского оборудования для стартового комплекса ракет-носителей «Союз» прибыла в Куру в 2008 году. В начале 2011 года проведены комплексные испытания старта.

Предполагавшаяся по завершении комплексных испытаний пусковая кампания отложена из-за отсутствия или неготовности полезной нагрузки.

28 февраля 2019 в 00:37 мск — успешный запуск с космодрома Куру́ российской ракетой-носителем «Союз-СТ» 6 первых[38] спутников проекта OneWeb[39].

«Союз-СТ-Б»

Вариант «Союз-СТ» для запуска с космодрома Куру на базе «Союз-2.1б», отличия аналогичны отличиям между СТ-А и «Союз-2.1а». Первый запуск «Союз-СТ-Б» произведён с космодрома Куру 21 октября 2011 года[40].

«Союз-2.1в»

Шаблон:Ракета «Союз-2.1в»[41] (модификация ранее была известна как «Союз-1») является ракетой лёгкого класса, с грузоподъёмностью порядка Шаблон:Num на низкую (Шаблон:Num) околоземную орбиту. Головным разработчиком ракеты является АО «РКЦ Прогресс» (Самара). Является глубокой модернизацией ракеты «Союз-2.1б», кроме того, двухступенчатой, без использования четырёх боковых блоков.

По сравнению с вариантом «Союз-2.1б» в качестве двигателя центрального блока используется жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла НК-33-1 разработки СНТК им. Н. Д. Кузнецова, обладающий более чем вдвое большей тягой, по сравнению с используемым на «Союз-2.1а» и «Союз-2.1б» РД-108А. Эскизный проект доработан в плане использования в качестве маршевого двигателя первой ступени двигателя НК-33-1 без форсирования, установки узла качания и рулевых машин. В апреле 2013 года Владимир Солнцев (НПО «Энергомаш») сообщил, что производство НК-33 возобновляться не будет: по исчерпанию запаса старых двигателей (около 20 штук) на носитель будет устанавливаться новый двигатель РД-193, разрабатываемый на основе РД-191 и планируемый к серийному выпуску в 2014 году[42]. В качестве рулевого двигателя будет использована специальная версия двигателя РД-0110 с третьей ступени РН «Союз», при этом 4 камеры РД-0110Р (Р — «рулевой») будут расположены вокруг двигателя центрального блока. Кроме того, исключаются боковые блоки. Применяется серийный головной обтекатель с РН «Союз».

Данная модификация использует унифицированные с остальными вариантами ракет-носителей «Союз-2.1» стартовый комплекс и систему управления.

«Союз-2.1в» может использоваться с блоком выведения «Волга», разрабатываемым «ЦСКБ-Прогресс». Блок имеет двигательную установку на компонентах НДМГ/АТ, развивающую тягу 2,94 кН (0,3 тс) и обеспечивающую удельный импульс 307 с. Длина блока 1,025 м, диаметр 2,720—3,2 м. Стартовая масса 1140—1740 кг, сухая — 840 кг. Масса выводимой полезной нагрузки на ССО — 1500 кг[25].

В случае успешных испытаний и введения в эксплуатацию будет конкурировать с ракетами «Ангара-1» и европейской Vega.

Первый запуск РН «Союз-2.1в», первоначально запланированный на 4-й квартал 2012 года[43] с космодрома «Плесецк», неоднократно переносился[44][45] и, наконец, состоялся 28 декабря 2013 года[46].

Второй запуск с космодрома «Плесецк» состоялся 5 декабря 2015 года[47]; первоначально он трактовался как «частичный успех», однако 20 января 2016 года Роскосмос подтвердил утерю спутника «Канопус-СТ» из-за нештатной ситуации: по предварительной информации, космический аппарат не смог отделиться от разгонного блока, вследствие чего вся связка начала двигаться по неверной траектории[48]. Однако, обе ступени собственно ракеты-носителя отработали вполне успешно, поэтому запуск можно считать частично-успешным.

23 июня 2017 года состоялся третий пуск РН «Союза-2.1в»[49].

29 марта 2018 года состоялся четвертый пуск РН «Союз-2.1в», на орбиту выведен космический аппарат «Космос-2525» в интересах МО РФ[50].

10 июля 2019 года состоялся пятый пуск РН «Союз-2.1в» с блоком из четырех космических аппаратов в интересах МО РФ («Космос-2535», «Космос-2536», «Космос-2537», «Космос-2538»), с космодрома «Плесецк»; пуск успешный[51].

25 ноября 2019 с космодрома «Плесецк» ВКС РФ провели шестой пуск РН «Союз-2.1в» с космическим аппаратом, разработанным в интересах МО РФ[52].

9 сентября 2021 года с ПУ № 4 площадки № 43 космодрома «Плесецк» произведен пуск РН «Союз-2.1в» с космическим аппаратом «Космос-2551» в интересах МО РФ[53].

«Союз-2ЛК»

Ракета-носитель лёгкого класса. Ракета представляет собой две первые ступени («пакет») РН типа «Союз-2» с установленным на них в качестве верхней ступени разгонным блоком «Фрегат»[54]. Такая ракета, фактически, будет являться прямой заменой ракеты «Восток-2М», использовавшейся для запуска спутников на ССО — третья ступень старой ракеты по энергетическим характеристикам близка к разгонному блоку «Фрегат». В СССР ракета «Восток-2М» была частично вытеснена более лёгкой и дешёвой ракетой «Циклон», производство которой находилось на Украине, поэтому сейчас возобновление эксплуатации ракеты «Циклон» невозможно.

Схожие носители

Сравнение «Союз-2.1в» и схожих ракет-носителей

Ракета-носитель Шаблон:Флаг «Союз-2.1в»[22][23] Шаблон:Флаг «Ангара 1.2»[55][56] Шаблон:Флаг Vega Шаблон:Флаг Minotaur-C Шаблон:Флаг Falcon 1e[57] Шаблон:Флаг «Великий поход 2С» Шаблон:Флаг «Стрела» Шаблон:Флаг «Рокот» Шаблон:ФлагШаблон:Флаг «Днепр»[58]
Класс Лёгкий Лёгкий Лёгкий Лёгкий Лёгкий Лёгкий Лёгкий Лёгкий Лёгкий
Масса, т 160 171 137 73 46,8 233 105 108 211
Длина, м 44 41,5 30 27,9 24,7 42 28,27 29,15 34,3
Число ступеней 2 2 4 4 2 2 2 3 3
Топливо керосин + ЖК керосин + ЖК РДТТ / НДМГ + АТ РДТТ керосин + ЖК НДМГ + АТ НДМГ + АТ НДМГ + АТ НДМГ + АТ
Шаблон:Abbr на НОО, кг 3300 3500 2000 1320 1010 3850 2000 2300 3500

Сравнение РН «Союз-2» с РН «Ангара» и «Протон-М»

Ракета-носитель «Ангара-1.1» «Ангара-1.2»[55][56] «Ангара-А5»[55][56] «Ангара-А5В»[55] «Союз-2.1в»[22][23] «Союз-2.1б»[20][21] «Протон-М»[59][60]
Первая ступень 1×УРМ-1, РД-191 5×УРМ-1, РД-191 НК-33/РД-193, РД-0110Р РД-107А 6×РД-276
Вторая ступень — УРМ-2, РД-0124А РД-0124 РД-108А 3×РД-0210, РД-0211
Третья ступень — — УРМ-2, РД-0124А РД-0150 — РД-0124 РД-0213, РД-0214
Разгонный блок «Бриз-КС» — «Бриз-М» КВТК «Волга» «Фрегат» «Бриз-М»
Высота (макс.), м 34,9 41,5 55,4 64,0 44,0 46,0 58,2
Стартовая масса, т 149 171 780 815 160 313 705
Тяга (на уровне земли), тс 196 980 423 1022
Полезная нагрузка (НОО), т 2,0 3,7[Б 1] 24,0[Б 1]
24,5[Б 2] 		37,5[Б 2] 2,8[Б 1]
3,3[Б 2] 		7,8[Б 1]
8,25[Б 3]
8,7[Б 2] 		23,7[Б 3]
Полезная нагрузка (ССО), т 2,4[Б 1] — — 1,4[Б 1]
1,2[Б 2] 		4,9[Б 1]
4,9[Б 3]
5,0[Б 2] 		—
Полезная нагрузка (ГПО), т — — 5,4[Б 1] 13,3[Б 2] — 1,8[Б 3]
2,0[Б 2] 		6,3[Б 3]
Полезная нагрузка (ГСО), т — — 2,8[Б 1] 8,0[Б 2] — — 3,3[Б 3]

Преимущества и недостатки

Файл:RocketLaunch2018-03.jpg
Ракета среднего класса «Союз-2.1б» со спутником «Глонасс-М» на космодроме «Плесецк». 17 июня 2018 года.
Файл:Пуск ракеты-носителя Союз-2.1в с военным спутником на борту с космодрома Плесецк.jpg
Пуск ракеты-носителя Союз-2.1в с военным спутником на борту с космодрома «Плесецк». 25 ноября 2019 года.

«Союз-2», являясь модернизацией РН «Союз-У», имеет свой набор преимуществ и недостатков относительно других РН своего класса.

Преимущества:

  • отработанная конструкция (вместе с «Союз-У» и «Союз-ФГ» налетала на начало 2011 года почти 800 пусков[61]), являясь при этом одной из самых низкоаварийных РН в мире
  • низконапряженные двигатели первой и второй ступеней (давление в камере сгорания двигателей не более 70 атмосфер), а также третьей ступени (для этапа 1а), что дает большой запас по надежности
  • освоенное производство (отлаженный техпроцесс), что означает низкий процент брака, отработанные технологии контроля, низкую себестоимость продукции

Недостатки:

  • наличие ряда атавизмов в конструкции приводящих к меньшему массовому совершенству (отношению массы полезной нагрузки к стартовой массе), чем то, которого можно было бы достичь, используя более современные технические решения:
    • использование перекиси водорода для работы турбонасосных агрегатов двигателей первой и второй ступени, вместо использования тех же компонентов, что использует сам ЖРД;
    • использование тяжелого азота (а не гелия) для наддува баков. При этом на первой и второй ступени РН «Союз-2.1в», а также на третьей ступени РН «Союз-2.1б» и «Союз-СТ-Б» реализован гелиевый наддув баков;
    • использование ЖРД открытого цикла, имеющих меньший КПД, чем ЖРД закрытого цикла. При этом ЖРД открытого цикла считаютсяШаблон:Кем более безопасными из-за более медленного развития аварийных ситуаций, что является несомненным преимуществом при использовании РН для пилотируемых миссийШаблон:Нет АИ;
  • из-за исторического использования поворотного стартового стола отсутствие автоматизации операций по заправке РН, ручная стыковка электро- и пневмосоединений при установке РН на старт, что требует большое количество обслуживающего персонала и увеличивает влияние человеческих ошибок при подготовке к запуску РН. При этом наличие поворотного круга для РН «Союз-2» не требуется, поскольку «Союз-2» совершает поворот на начальном участке траектории выведения. Стартовый комплекс ГКЦ лишён поворотного круга, что позволило максимально автоматизировать процесс подготовки; на стартовом комплексе космодрома «Восточный» поворотный круг также отсутствует;
  • из-за подвески РН за верхнюю часть первой ступени, а не установки РН «на днище», требуется сравнительно сложный стартовый комплекс (характерная форма — «тюльпан»). Это не недостаток как таковой, а всего лишь особенность всех РН семейства Р-7, поскольку за многие десятилетия использования конструктивные и технологические особенности подобных стартов хорошо известны, а постройка нового старта при отсутствии производственного брака теоретически может занять всего лишь 9 месяцев. Фактически постройка старта в ГКЦ заняла 4 года, что по современным меркам сравнительно недолго.

Испытания

Шаблон:Актуальность Шаблон:Main

Файл:Пультовая СУ Союз-2.JPG
Участники испытаний в одной из пультовых — у пульта СУ РН «Союз-2».

Лётные испытания РН модификации 1а начались в октябре 2004 года и завершены пуском КА «Меридиан» № 3 в ноябре 2010 года.

Лётные испытания модификации 1б начались в декабре 2006 года и завершены пуском КА «Ресурс-П» № 1 в июне 2013 года. Ряд заключительных пусков данной модификации в этот период времени проводился вне программы лётных испытаний.

Испытания модификаций СТ-А и СТ-Б в части бортового оборудования, агрегатов и узлов, а также адаптации для использования с обтекателем типа СТ, были совмещены с соответствующими испытаниями модификаций 1а и 1б. Испытания модификаций СТ-А и СТ-Б в собранном виде начались в мае 2010 года с испытаний на технической позиции. На настоящий момент (февраль 2016 года) обе РН находятся в штатной эксплуатации.

Лётные испытания модификации 1в начались в декабре 2013 года пуском КА «АИСТ» и двух калибровочных сфер «СКРЛ-756».

Всего на начало 2011 в рамках испытаний произведено 10 пусков (6 — модификации 1а, 4 — модификации 1б). Все пуски в рамках лётных испытаний, за исключением первого пуска модификации 1а, производились с выведением коммерческой полезной нагрузки.

Ожидаемый объём лётных испытаний — не менее чем по 5 пусков для каждой модификации.

Лётные испытания модификаций 1а и 1б завершены в 2015 году. 28 декабря 2015 года Государственная комиссия по проведению летных испытаний средств выведения космических аппаратов постановила, что программа испытаний была полностью выполнена, результаты признаны положительными, комплекс ракеты-носителя «Союз-2» этапов 1а и 1б могут быть переданы в штатную эксплуатацию[62].

Список состоявшихся запусков

Предстоящие запуски

Видеогалерея

См. также

Примечания

Шаблон:Примечания

Ссылки

Шаблон:Родственные проекты

Видео

Шаблон:Семейство ракет-носителей Р-7 Шаблон:Советская и российская ракетно-космическая техника Шаблон:Одноразовые ракеты-носители

Партнерские ресурсы
Криптовалюты
Магазины
Хостинг
Разное

  1. ↑ Шаблон:Cite web
  2. ↑ Шаблон:Cite web
  3. ↑ 3,0 3,1 3,2 Ошибка цитирования Неверный тег <ref>; для сносок arianespace-soyuzum201203 не указан текст
  4. ↑ Шаблон:Cite web
  5. ↑ Шаблон:Статья
  6. ↑ Шаблон:Cite web
  7. ↑ Шаблон:Cite web
  8. ↑ Шаблон:Cite web
  9. ↑ Шаблон:Cite web
  10. ↑ Шаблон:Cite web
  11. ↑ Шаблон:Cite web
  12. ↑ Шаблон:Книга
  13. ↑ 13,0 13,1 Шаблон:Cite web
  14. ↑ Шаблон:Cite web
  15. ↑ Шаблон:Cite web
  16. ↑ Шаблон:Cite web
  17. ↑ Шаблон:Cite web
  18. ↑ Шаблон:Cite web
  19. ↑ Шаблон:Cite web
  20. ↑ 20,0 20,1 20,2 20,3 20,4 Шаблон:Cite web
  21. ↑ 21,0 21,1 21,2 Шаблон:Cite web
  22. ↑ 22,0 22,1 22,2 Ошибка цитирования Неверный тег <ref>; для сносок ГК_Роскосмос:Союз-2.1в не указан текст
  23. ↑ 23,0 23,1 23,2 Ошибка цитирования Неверный тег <ref>; для сносок РКЦ_Прогресс:Союз-2.1в не указан текст
  24. ↑ Шаблон:Cite web
  25. ↑ 25,0 25,1 Шаблон:Cite web
  26. ↑ 26,0 26,1 Шаблон:Cite web
  27. ↑ Шаблон:Cite web
  28. ↑ Исходная «Союз-У» имеет отдельные СУ на 1—2 и на 3 ступенях, модификации унаследованных от Р-7 и Р-9
  29. ↑ Шаблон:Cite web
  30. ↑ Шаблон:Cite news
  31. ↑ 31,0 31,1 Шаблон:Cite web
  32. ↑ 32,0 32,1 Шаблон:Cite web
  33. ↑ 33,0 33,1 Шаблон:Cite web
  34. ↑ Шаблон:Cite web
  35. ↑ Шаблон:Статья
  36. ↑ Шаблон:Cite web
  37. ↑ Шаблон:Cite web
  38. ↑ Шаблон:Cite web
  39. ↑ Шаблон:Cite web
  40. ↑ Шаблон:Cite web
  41. ↑ «Союз-2.1в» Шаблон:Wayback на сайте Роскосмоса
  42. ↑ Шаблон:Cite web
  43. ↑ Шаблон:Cite web
  44. ↑ Шаблон:Cite web
  45. ↑ Шаблон:Cite web
  46. ↑ Ошибка цитирования Неверный тег <ref>; для сносок soyuz21v-first не указан текст
  47. ↑ Шаблон:Cite web
  48. ↑ 48,0 48,1 Шаблон:Cite web
  49. ↑ Шаблон:Cite web
  50. ↑ Минобороны опубликовало видео запуска ракеты-носителя «Союз» Шаблон:Wayback // Известия, 30 марта 2018
  51. ↑ Успешный пуск ракеты-носителя «Союз-2.1в» Шаблон:Wayback [1] Шаблон:Wayback // Роскосмос, 11.07.2019
  52. ↑ Ракета «Союз-2.1в» успешно стартовала с «Плесецка» с военным спутником Шаблон:Wayback // Интерфакс …Ракета-носитель «Союз-2.1в» с военным спутником успешно стартовала с космодрома Плесецк Шаблон:Wayback // ТАСС, 25 ноября 2019
  53. ↑ Шаблон:Cite web
  54. ↑ Шаблон:Cite web
  55. ↑ 55,0 55,1 55,2 55,3 Шаблон:Cite web
  56. ↑ 56,0 56,1 56,2 Шаблон:Cite web
  57. ↑ Шаблон:Cite web
  58. ↑ Ракета-носитель Днепр Шаблон:Wayback — страница на сайте национального космического агентства Украины.
  59. ↑ Шаблон:Cite web
  60. ↑ Шаблон:Cite web
  61. ↑ Шаблон:Cite web
  62. ↑ Шаблон:Cite web
  63. ↑ Шаблон:Cite web
  64. ↑ Шаблон:Cite web
  65. ↑ Шаблон:Cite web
  66. ↑ Шаблон:Cite web
  67. ↑ Шаблон:Cite web
  68. ↑ Шаблон:Cite web
  69. ↑ Шаблон:Cite web
  70. ↑ Шаблон:Cite web
  71. ↑ Шаблон:Cite web
  72. ↑ Шаблон:Cite web
  73. ↑ Шаблон:Cite web
  74. ↑ Ракета-носитель «Союз» с космическим аппаратом «Меридиан» стартовала с космодрома Плесецк
  75. ↑ Шаблон:Cite web
  76. ↑ «Причина падения „Меридиана“ — проблемы с двигателем „Союза-2“ — Роскосмос»
  77. ↑ Шаблон:Cite web
  78. ↑ Шаблон:Cite web
  79. ↑ Шаблон:Cite web
  80. ↑ Шаблон:Cite web
  81. ↑ Шаблон:Cite web
  82. ↑ Шаблон:Cite web
  83. ↑ Шаблон:Cite web
  84. ↑ Шаблон:Cite web
  85. ↑ Шаблон:Cite web
  86. ↑ Шаблон:Cite web
  87. ↑ Шаблон:Cite web
  88. ↑ Шаблон:Cite web
  89. ↑ Шаблон:Cite web
  90. ↑ Шаблон:Cite web
  91. ↑ Шаблон:Cite web
  92. ↑ Шаблон:Cite web
  93. ↑ Шаблон:Cite web
  94. ↑ Шаблон:Cite web
  95. ↑ Шаблон:Cite web
  96. ↑ Шаблон:Cite web
  97. ↑ Шаблон:Cite web
  98. ↑ Шаблон:Cite web
  99. ↑ Шаблон:Cite web
  100. ↑ Шаблон:Cite web
  101. ↑ Шаблон:Cite web
  102. ↑ Шаблон:Cite web
  103. ↑ Шаблон:Cite web
  104. ↑ Шаблон:Cite web
  105. ↑ Шаблон:Cite web
  106. ↑ Шаблон:Cite web
  107. ↑ Шаблон:Cite web
  108. ↑ Шаблон:Cite web
  109. ↑ Шаблон:Cite web
  110. ↑ Шаблон:Cite web
  111. ↑ Шаблон:Cite web
  112. ↑ Шаблон:Cite web
  113. ↑ Шаблон:Cite web
  114. ↑ Шаблон:Cite web
  115. ↑ Шаблон:Cite web
  116. ↑ Шаблон:Cite web
  117. ↑ Шаблон:Cite web
  118. ↑ Шаблон:Cite web
  119. ↑ Шаблон:Cite web
  120. ↑ Шаблон:Cite web
  121. ↑ Шаблон:Cite web
  122. ↑ Шаблон:Cite web
  123. ↑ Шаблон:Cite web
  124. ↑ Шаблон:Cite web
  125. ↑ Шаблон:Cite web
  126. ↑ Шаблон:Cite web
  127. ↑ Шаблон:Cite web
  128. ↑ Шаблон:Cite web
  129. ↑ Шаблон:Cite web
  130. ↑ Шаблон:Cite web
  131. ↑ Шаблон:Cite web
  132. ↑ Шаблон:Cite web
  133. ↑ Шаблон:Cite web
  134. ↑ Шаблон:Cite web
  135. ↑ Шаблон:Cite web
  136. ↑ Шаблон:Cite web
  137. ↑ Шаблон:Cite web
  138. ↑ Шаблон:Cite web
  139. ↑ Шаблон:Cite web
  140. ↑ Шаблон:Cite web
  141. ↑ Шаблон:Cite web
  142. ↑ Шаблон:Cite web
  143. ↑ Шаблон:Cite web
  144. ↑ Шаблон:Cite web
  145. ↑ Шаблон:Cite web
  146. ↑ Шаблон:Cite web
  147. ↑ Шаблон:Cite web
  148. ↑ Шаблон:Cite web
  149. ↑ Шаблон:Cite web
  150. ↑ Шаблон:Cite web
  151. ↑ Шаблон:Cite web
  152. ↑ Шаблон:Cite web
  153. ↑ Шаблон:Cite web
  154. ↑ Шаблон:Cite web
  155. ↑ Шаблон:Cite web
  156. ↑ Шаблон:Cite web
  157. ↑ Шаблон:Cite web
  158. ↑ Шаблон:Cite web
  159. ↑ Шаблон:Cite web
  160. ↑ Шаблон:Cite web
  161. ↑ Шаблон:Cite web
  162. ↑ Шаблон:Cite web
  163. ↑ Шаблон:Cite web
  164. ↑ Шаблон:Cite web
  165. ↑ Шаблон:Cite web
  166. ↑ Шаблон:Cite web
  167. ↑ Шаблон:Cite web
  168. ↑ Шаблон:Cite web
  169. ↑ Шаблон:Cite web
  170. ↑ Шаблон:Cite web
  171. ↑ Шаблон:Cite web
  172. ↑ Шаблон:Cite web
  173. ↑ Шаблон:Cite web
  174. ↑ Шаблон:Cite web
  175. ↑ Шаблон:Cite web
  176. ↑ Шаблон:Cite web
  177. ↑ Шаблон:Cite web
  178. ↑ Шаблон:Cite web
  179. ↑ Шаблон:Cite web
  180. ↑ Шаблон:Cite web
  181. ↑ Шаблон:Cite web
  182. ↑ Шаблон:Cite web
  183. ↑ Шаблон:Cite web
  184. ↑ Шаблон:Cite web
  185. ↑ Шаблон:Cite web
  186. ↑ Шаблон:Cite web
  187. ↑ Шаблон:Cite web
  188. ↑ Шаблон:Cite web
  189. ↑ Шаблон:Cite web
  190. ↑ Шаблон:Cite web
  191. ↑ Шаблон:Cite web
  192. ↑ Шаблон:Cite web
  193. ↑ Шаблон:Cite web
  194. ↑ Шаблон:Cite web
  195. ↑ Шаблон:Cite web
  196. ↑ Шаблон:Cite web
  197. ↑ Шаблон:Cite web
  198. ↑ Шаблон:Cite web
  199. ↑ Шаблон:Cite web
  200. ↑ Шаблон:Cite web
  201. ↑ Шаблон:Cite web
  202. ↑ Шаблон:Cite web
  203. ↑ Шаблон:Cite web
  204. ↑ Шаблон:Cite web
  205. ↑ Шаблон:Cite web
  206. ↑ Шаблон:Cite web
  207. ↑ Шаблон:Cite web
  208. ↑ Шаблон:Cite web
  209. ↑ Шаблон:Cite web
  210. ↑ Шаблон:Cite web
  211. ↑ Шаблон:Cite web
  212. ↑ Шаблон:Cite web
  213. ↑ Шаблон:Cite web
  214. ↑ Шаблон:Cite web
  215. ↑ Шаблон:Cite web
  216. ↑ Шаблон:Cite web
  217. ↑ Шаблон:Cite web
  218. ↑ Шаблон:Cite web
  219. ↑ Шаблон:Cite web
  220. ↑ Шаблон:Cite web
  221. ↑ Шаблон:Cite web
  222. ↑ Шаблон:Cite web
  223. ↑ Шаблон:Cite web
  224. ↑ Шаблон:Cite web
  225. ↑ Шаблон:Cite web
  226. ↑ Шаблон:Cite web
  227. ↑ Шаблон:Cite web
  228. ↑ Шаблон:Cite web
  229. ↑ Шаблон:Cite web
  230. ↑ Шаблон:Cite web
  231. ↑ Шаблон:Cite web
  232. ↑ Шаблон:Cite web
  233. ↑ Шаблон:Cite web
  234. ↑ Шаблон:Cite web
  235. ↑ Шаблон:Cite web
  236. ↑ Шаблон:Cite web
  237. ↑ Шаблон:Cite web
  238. ↑ Шаблон:Cite web
  239. ↑ Шаблон:Cite web
  240. ↑ Шаблон:Cite web
  241. ↑ Шаблон:Cite web
  242. ↑ Шаблон:Cite web
  243. ↑ Шаблон:Cite web
  244. ↑ Шаблон:Cite web
  245. ↑ Шаблон:Cite web
  246. ↑ Шаблон:Cite web
  247. ↑ Шаблон:Cite web
  248. ↑ Шаблон:Cite web
  249. ↑ Шаблон:Cite web
  250. ↑ Шаблон:Cite web
  251. ↑ Шаблон:Cite web
  252. ↑ Шаблон:Cite web
  253. ↑ Шаблон:Cite web
  254. ↑ Шаблон:Cite web
  255. ↑ Шаблон:Cite web
  256. ↑ Шаблон:Cite web
  257. ↑ Шаблон:Cite web
  258. ↑ Шаблон:Cite web
  259. ↑ Шаблон:Cite web
  260. ↑ Шаблон:Cite web
  261. ↑ Шаблон:Cite web
  262. ↑ Шаблон:Cite web
  263. ↑ Шаблон:Cite web
  264. ↑ Шаблон:Cite web
  265. ↑ Шаблон:Cite web
  266. ↑ Шаблон:Cite web
  267. ↑ Шаблон:Cite web
  268. ↑ Шаблон:Cite web
  269. ↑ Шаблон:Cite web
  270. ↑ Шаблон:Cite web
  271. ↑ Шаблон:Cite web
  272. ↑ Шаблон:Cite web
  273. ↑ Шаблон:Cite web
  274. ↑ Шаблон:Cite web
  275. ↑ Шаблон:Cite web
  276. ↑ Шаблон:Cite web
  277. ↑ Шаблон:Cite web
  278. ↑ Шаблон:Cite web
  279. ↑ Шаблон:Cite web
  280. ↑ Шаблон:Cite web
  281. ↑ Шаблон:Cite web
  282. ↑ Шаблон:Cite web
  283. ↑ Шаблон:Cite web
  284. ↑ Шаблон:Cite web
  285. ↑ Шаблон:Cite web
  286. ↑ Шаблон:Cite web
  287. ↑ Шаблон:Cite web
  288. ↑ Шаблон:Cite web


Ошибка цитирования Для существующих тегов <ref> группы «А» не найдено соответствующего тега <references group="А"/>
Ошибка цитирования Для существующих тегов <ref> группы «Б» не найдено соответствующего тега <references group="Б"/>

Источник — http://wikihandbk.com/ruwiki/index.php?title=Русская_Википедия:Союз-2_(семейство_ракет-носителей)&oldid=10835698